无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法

1.本技术涉及无人机控制技术领域，具体而言，涉及一种无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法。


背景技术：

2.当前无人机已经广泛应用于军用和民用领域。火箭助推零长发射是一种常见的无人机发射方式。此发射方式不受起飞场地的约束，机动性强，扩大了无人机的使用范围。火箭助推发射过程是无人机飞行过程的关键环节，对于安全飞行起决定性作用。零长发射过程中螺旋桨的转动会产生与旋转方向相反的力矩，即螺旋桨反扭矩。螺旋桨反扭矩会在发射初期影响无人机的滚转姿态，过大的反扭矩会造成发射过程中无人机滚转角过大，从而有无人机掉高、机翼翼尖触地甚至发射失败的风险。传统非动压修正控制策略在发射初期低速度下，不能达到对滚转角较好的抑制作用。


技术实现要素：

3.为了降低火箭助推零长发射无人机发射过程螺旋桨反扭矩对滚转姿态的影响，本技术的主要目的在于提供一种本技术的主要目的在于提供一种无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法，该控制方法可以实现无人机发射过程中滚转姿态的稳定控制，从而可以实现无人机的安全发射。
4.为了实现上述目的，本技术提供了一种无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法，包括：
5.步骤s1：利用飞控计算机采集无人机的滚转角速率、偏航角速率、滚转角以及飞行速度；
6.步骤s2：将滚转角速率、偏航角速率、滚转角、飞行速度、设定的滚转角控制指令以及参考速度指令输入横航向控制系统，并利用飞控计算机进行实时控制律解算，得到副翼舵面偏转角度控制量与方向舵舵面偏转角度控制量；
7.步骤s3：根据副翼舵面偏转角度控制量与方向舵舵面偏转角度控制量分别驱动副翼舵机与方向舵舵机运动，以对无人机的滚转姿态进行调节。
8.进一步地，在所述步骤s2中，方向舵舵面偏转角度控制量的控制律解算公式为：
9.δδr＝krr
10.其中：δδr为方向舵舵面偏转角度控制量；kr为偏航角速率放大系数；r为偏航角速率。
11.进一步地，在所述步骤s2中，如果飞行速度小于参考速度，则副翼舵面偏转角度控制量的控制律解算公式为：
[0012][0013]
其中，δδa为副翼舵面偏转角度控制量；k
p
为滚转角速率放大系数；k
φ
为滚转角放
大系数；k
φi
为滚转角积分控制系数；p为滚转角速率；v为飞行速度；v
ref
为参考速度；φ为滚转角；φg为滚转角指令；δφ为滚转角偏差量。
[0014]
进一步地，kr、k
p
、k
φ
以及k
φi
通过控制律设计与仿真得到。
[0015]
进一步地，控制律设计与仿真的步骤包括：
[0016]
根据线性化仿真时域分析和频域分析得到满足性能要求的控制系数选取范围；
[0017]
利用六自由度非线性模型进行仿真时域分析，得到kr、k
p
、k
φ
以及k
φi
。
[0018]
进一步地，在所述步骤s2中，如果飞行速度大于等于参考速度，则副翼舵面偏转角度控制量的控制律解算公式为：
[0019]
δδa＝k
p
p k
φ
(φ-φg) k
φi
∫(φ-φg)dtδφ＝φ-φg[0020]
其中，δδa为副翼舵面偏转角度控制量；k
p
为滚转角速率放大系数；k
φ
为滚转角放大系数；k
φi
为滚转角积分控制系数；p为滚转角速率；v为飞行速度；φ为滚转角；φg为滚转角指令；δφ为滚转角偏差量。
[0021]
进一步地，在所述步骤s1中，利用角度率陀螺测量得到无人机的滚转角速率以及偏航角速率。
[0022]
进一步地，在所述步骤s1中，利用航姿系统测量得到无人机的滚转角。
[0023]
进一步地，在所述步骤s1中，利用空速传感器测量得到无人机的飞行速度。
[0024]
进一步地，所述副翼舵机和所述方向舵舵机均伺服舵机。
[0025]
应用本技术的技术方案，该无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法可以在零长发射过程中低动压条件下，使用动压修正策略有效控制伺服舵面，实现发射过程中滚转姿态的稳定控制，从而实现安全发射。
附图说明
[0026]
附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。
[0027]
图1是本技术实施例公开的无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法的流程图；
[0028]
图2是本技术实施例公开的无人机火箭助推发射过程中横航向决策流程图；
[0029]
图3是本技术实施例公开的无人机火箭助推发射过程中横航向控制系统的示意图；
[0030]
图4是本技术实施例公开的无人机火箭助推发射过程中副翼舵面偏转角度控制量与方向舵舵面偏转角度控制量的解算示意图。
具体实施方式
[0031]
需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本技术。
[0032]
需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本技术的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
[0033]
除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表
达式和数值不限制本技术的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
[0034]
参见图1至图4所示，根据本技术的实施例，提供了一种无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法，该无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法可以在零长发射过程中低动压条件下，使用动压修正策略有效控制伺服舵面，实现发射过程中滚转姿态的稳定控制，从而实现安全发射。
[0035]
具体来说，本技术的无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法采用图3中所示的横航向控制系统执行，该横航向控制系统具有飞控计算机、副翼舵机、方向舵舵机、角速率陀螺、航姿系统以及空速传感器。其中，飞控计算机采集各传感器的实时测量信息和指令信息，通过当前控制律进行解算，输出副翼通道、方向舵通道的控制量；副翼舵机、方向舵舵机分别执行当前相应的伺服运动指令；角速率陀螺测量用于得到此时无人机的滚转角速率和偏航角速率；航姿系统用于测量得到此时无人机的滚转角；空速传感器用于测量得到此时无人机的空速。
[0036]
实际发射无人机的过程中，无人机火箭助推零长发射过程中螺旋桨的转动会产生与旋转方向相反的力矩，即螺旋桨反扭矩。由于无人机螺旋桨反扭矩的作用，发射过程中可能出现大的横向滚转姿态变化既而无人机偏航。过大的滚转姿态会发生无人机掉高、机翼翼尖触地甚至发射失败的风险。因此，采用的控制策略应尽量控制无人机保持姿态的稳定，不要出现过大的姿态变化。
[0037]
发射过程滚转力矩可通过副翼舵面偏转来纠正，同时可通过调节火箭的侧向安装角来抵消部分反扭矩。在发射初期速度较低，非动压修正控制策略配合调节火箭安装角共同控制横航向姿态时，滚转姿态变化较大，控制效果不理想。尤其是当螺旋桨吸收功率大，转速低时会面临反扭矩量级增大的问题。此时使用调节火箭安装角和非动压修正控制策略的联合控制对于抑制滚转姿态的作用是非常有限的。本技术采用全新的动压修正控制策略可以在上述的控制基础上实现发射过程滚转姿态的进一步抑制，从而实现发射过程滚转姿态的平稳控制。
[0038]
如图2所示，实际发射无人机的过程中，当无人机进入零长发射状态，各发射指令到位，执行发射段动压修正控制策略。在火箭助推器推力作用下无人机增速，无人机飞行速度由静止加速接近设定参考速度，此时对当前无人机飞行速度进行判定，若当前飞行速度小于设定参考速度则继续执行动压修正控制策略，若当前飞行速度大于设定参考速度则执行非动压修正控制策略。当无人机助推火箭脱落，判定无人机的速度、高度、姿态是否满足安全条件，若满足则结束发射段执行稳定爬升段控制策略。
[0039]
非动压修正控制策略中，副翼通道的控制律通过横航向控制系统采用滚转角控制回路来增加系统阻尼，控制横向姿态。滚转角控制回路中将滚转角速率、滚转角和滚转角积分反馈到副翼通道。其中，滚转角速率反馈用来增加滚转阻尼，使得滚转角得到平滑的过
渡；滚转角反馈用来控制稳定滚转姿态；滚转角积分反馈用来提高滚转姿态控制精度，消除姿态静差。
[0040]
动压修正控制策略中，副翼通道的控制律基于上述非动压修正控制策略，在滚转角放大系数、滚转角积分控制系数基础上增加环节，起到在低动压条件下进一步抑制滚转的作用，其中，v为无人机的飞行速度，v
ref
为参考速度。
[0041]
动压修正控制策略和非动压修正控制策略中，方向舵通道的控制律均通过在横航向控制系统中将偏航角速率反馈到方向舵来增加航向阻尼。
[0042]
具体来说，本技术中的无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法具有3个步骤，即步骤s1、步骤s2以及步骤s3。
[0043]
步骤s1：利用飞控计算机采集无人机的滚转角速率、偏航角速率、滚转角以及飞行速度。
[0044]
在该步骤中，横航向姿态控制律中所用到的滚转角、滚转角速率、偏航角速率、飞行速度等参数都可由相应的传感器测量得到。具体来说，无人机的滚转角速率以及偏航角速率利用角度率陀螺测量得到；人机的滚转角利用航姿系统测量得到；无人机的飞行速度利用空速传感器测量得到。
[0045]
步骤s2：将步骤s1中的滚转角速率、偏航角速率、滚转角、飞行速度、设定的滚转角控制指令以及参考速度指令输入横航向控制系统，并利用飞控计算机进行实时控制律解算，得到副翼舵面偏转角度控制量与方向舵舵面偏转角度控制量。
[0046]
如果飞行速度小于参考速度，即v＜v
ref
，则副翼舵面偏转角度控制量的控制律解算公式为：
[0047][0048]
如果飞行速度大于等于参考速度，即v≥v
ref
，则副翼舵面偏转角度控制量的控制律解算公式为：
[0049]
δδa＝k
p
p k
φ
(φ-φg) k
φi
∫(φ-φg)dtδφ＝φ-φg[0050]
方向舵舵面偏转角度控制量的控制律解算公式为：
[0051]
δδr＝krr
[0052]
在上述公式中，δδa为副翼控制量；δδr为方向舵控制量；k
p
为滚转角速率放大系数；kr为偏航角速率放大系数；k
φ
为滚转角放大系数；k
φi
为滚转角积分控制系数；p为滚转角速率；r为偏航角速率；v为速度；v
ref
为参考速度；φ为滚转角；φg为滚转角指令；δφ为滚转角偏差量。kr、k
p
、k
φ
以及k
φi
通过控制律设计与仿真得到。具体地，控制律设计与仿真的步骤包括：根据线性化仿真时域分析和频域分析得到满足性能要求的控制系数选取范围；利用六自由度非线性模型进行仿真时域分析，得到kr、k
p
、k
φ
以及k
φi
，从而完成控制系数的选取与优化。
[0053]
步骤s3：根据副翼舵面偏转角度控制量与方向舵舵面偏转角度控制量分别驱动副翼舵机与方向舵舵机运动，以对无人机的滚转姿态进行调节。
[0054]
在该步骤中，根据步骤s2解算得到的副翼舵面偏转角度控制量与方向舵舵面偏转
角度控制量，同时驱动其相应伺服舵机运动，从而可以在最短的时间内将无人机的姿态控制到期望值，实现发射过程姿态平稳控制，最终成功实现安全发射。可选地，本实施例中的副翼舵机和方向舵舵机均伺服舵机，控制精度高，稳定性好。
[0055]
从以上的描述中，可以看出，本技术上述的实施例实现了如下技术效果：该控制方法可以在零长发射过程中低动压条件下，使用动压修正策略有效控制伺服舵面，实现发射过程中滚转姿态的稳定控制，从而可以实现无人机的安全发射。
[0056]
为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在
……
之上”、“在
……
上方”、“在
……
上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在
……
上方”可以包括“在
……
上方”和“在
……
下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
[0057]
此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本技术保护范围的限制。
[0058]
以上所述仅为本技术的优选实施例而已，并不用于限制本技术，对于本领域的技术人员来说，本技术可以有各种更改和变化。凡在本技术的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本技术的保护范围之内。