一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体及其控制方法

1.本发明涉及无人机技术领域，特别涉及一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体及其控制方法。


背景技术：

2.现行的火箭推力装置多使用矢量推力控制，它利用不同方法改变航天器发动机推力的方向，使发动机的推力在其主轴的垂直方向产生侧向分力，形成控制力和控制力矩，以克服各种干扰，矢量推力控制技术较为成熟，但是用矢量推力控制往往对燃料的耗费较大，控制效率低，推力装置体积大，占用的结构空间多，浪费了更多的资源成本，不能满足推力装置的轻便化、小型化的使用需求。


技术实现要素：

3.本发明的目的旨在至少解决所述技术缺陷之一。
4.为此，本发明的一个目的在于提出一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体，以解决背景技术中所提到的问题，克服现有技术中存在的不足。
5.为了实现上述目的，本发明一方面的实施例提供一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体，其特征在于，包括发射筒、无人机、火箭助推器、控制器、执行器和传感器，火箭助推器安装在无人机尾部以形成组合体，组合体放置在发射筒内；火箭助推器包括三个姿态控制发动机和外壳，三个姿态控制发动机成等边三角形排列并设置在外壳内；控制器、执行器和传感器安装在无人机内；控制器用于接收平台输入的期望姿态角数据和传感器测量的实际姿态角数据，计算出误差量，并将误差量发送到执行器中，执行器根据误差量调节姿态控制发动机的推力大小。
6.优选的是，姿态控制发动机为过氧化氢发动机，无人机为纵列式旋翼无人机。
7.本发明还提出了一种筒射无人机火箭助推姿态控制方法，通过调整姿态控制发动机的推力，以使推力焦点偏移所述无人机重心，实现对无人机发射过程中的姿态控制。
8.优选的是，对无人机发射过程中的姿态控制采用pd控制，根据期望的姿态角与实际的姿态角的误差量作为输入，实现姿态角闭环控制律，具体包括：
9.s1:对权利要求1的无人机的实际姿态角信息进行采集；
10.s2:接收期望姿态角信息，根据接收的期望姿态角信息与采集的实际姿态角信息相减计算出误差量，再将误差量输入到控制器中，控制器根据误差量对火箭助推器的总推力进行解耦，并将解耦信息发送到执行器中，执行器通过六自由度刚体模型进行控制律建模，控制三个姿态控制发动机的推力大小，以改变火箭助推器的推力，从而产生姿态调整力矩以控制无人机的飞行姿态。
11.在上述任一方案中优选的是，控制器对火箭助推器的总推力进行解耦，火箭助推器中的三个姿态控制发动机分别为第一姿态控制发动机、第二姿态控制发动机和第三姿态控制发动机，三个姿态控制发动机的推力公式为：
12.f1＝f
basic
k1·
δm
13.f2＝f
basic
k2·
δm
14.f3＝f
basic
k3·
δm
15.其中，f1为第一姿态控制发动机的推力，f2为第二姿态控制发动机的推力，f3为第三姿态控制发动机的推力，f
basic
为主推力，k1为第一姿态调整系数，k2为第二姿态调整系数，k3为第三姿态调整系数；δm为力矩变化量。
16.在上述任一方案中优选的是：
[0017][0018][0019][0020]
其中，η为姿态调整轴线与体轴系的夹角。
[0021]
在上述任一方案中优选的是，实际姿态角信息包括俯仰角信息和偏航角信息。
[0022]
在上述任一方案中优选的是，姿态调整轴线与体轴系的夹角为60度时，根据误差量信息控制三个姿态控制发动机的推力大小，以改变火箭助推器的推力，从而产生姿态调整力矩以控制筒射无人机火箭助推姿态控制组合体的姿态。
[0023]
在上述任一方案中优选的是，每个姿态控制发动机姿态控制推力占总推力的15％-20％。
[0024]
与现有技术相比，本发明所具有的优点和有益效果为：
[0025]
1、本发明的一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体结构紧凑，控制精度高，姿态控制发动机通过差分推力控制，具有结构体积小，方便携带，制造成本低，控制效率高，使用简单便捷，有效地节省燃料和结构占用空间。
[0026]
2、本发明一种筒射无人机火箭助推姿态控制方法，使用差分推力进行控制，通过调节燃料流量进行推力大小的控制可以实现无人机低空低速短时间内的姿态控制并完成发射任务，方便使用。
[0027]
本发明附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
[0028]
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
[0029]
图1为根据本发明实施例的一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体整体结构示意图；
[0030]
图2为根据本发明实施例的一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体图1中所示火箭助推器结构示意图；
[0031]
图3为根据本发明实施例的一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体图2所示火箭助推器俯视图；
[0032]
图4为根据本发明实施例的一种筒射无人机火箭助推姿态控制方法中俯仰角示意图。
[0033]
图5为根据本发明实施例的一种筒射无人机火箭助推姿态控制方法控制原理图；
[0034]
图6为为根据本发明实施例的一种筒射无人机火箭助推姿态控制方法的差分推力仿真原理图。
[0035]
其中附图标记：101-发射筒；102-无人机；103-火箭助推器；201-外壳；202-姿态控制发动机；3-pid控制器；4-执行器；5-传感器。
具体实施方式
[0036]
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
[0037]
如图1至图3所示，按照本发明的一种筒射无人机102火箭助推姿态控制组合体，包括发射筒101、无人机102、火箭助推器103、控制器、执行器4和传感器5，火箭助推器103安装在无人机102尾部以形成组合体，组合体放置在发射筒101内；火箭助推器103包括三个姿态控制发动机202和外壳201，三个姿态控制发动机202成等边三角形排列并设置在外壳201内；控制器、执行器4和传感器5安装在无人机102内；控制器用于接收平台输入的期望姿态角数据和传感器5测量的实际姿态角数据，计算出误差量，并将误差量发送到执行器4中，执行器4根据误差量调节姿态控制发动机202的推力大小。
[0038]
外壳201提供对姿态控制发动机202的结构支撑，其喷口设计符合涵道流体力学，并提供在发射筒101内的定位，确保在所述述姿态控制发动机202工作时，火箭助推器103能顺利滑出发射筒101；无人机102尾部与姿态控制发动机202的机舱一体化设计，外壳201通过与姿态控制发动机202配合形成“三叶草”式排气口，通过这种结构的设计可以在为姿态控制发动机202提供固定的同时，还能够实现涵道流场流速的提升。
[0039]
可选的，姿态控制发动机202为过氧化氢发动机，无人机102为纵列式旋翼无人机102。
[0040]
现有技术中鲜有使用差分推力控制作为姿态控制方法，因为无法控制滚转，但如果将控制滚转的通道分离出来单独控制，用火箭助推器103完成俯仰和偏航的姿态控制，差分推力控制可以有效地节省燃料和结构占用空间；本发明的一种筒射无人机102火箭助推姿态控制组合体采用在无人机102尾部安装差分推力控制火箭助推器103进行发射，结构紧凑，体系小，方便携带和发射，在发射段利用火箭推力的调节实现无人机102和火箭助推器103组合体的姿态控制，控制稳定方便。
[0041]
本发明另一实施例的一种筒射无人机102火箭助推姿态控制方法，通过改变筒射无人机102火箭助推姿态控制组合体中的每个姿态控制发动机202的推力，使推力焦点偏移无人机102重心，实现对无人机102发射过程中的姿态控制。
[0042]
具体的，对无人机102发射过程中的姿态控制采用pd控制，根据期望的姿态角与实际的姿态角的误差量作为输入，实现姿态角闭环控制律，具体包括：
[0043]
s1:对筒射无人机102火箭助推姿态控制组合体的实际姿态角信息进行采集。
[0044]
s2:接收期望姿态角信息，根据接收的期望姿态角信息与采集的实际姿态角信息相减计算出误差量信息，根据误差量信息控制三个姿态控制发动机202的推力大小，以改变火箭助推器103的推力，从而产生姿态调整力矩以控制无人机102的飞行姿态。
[0045]
本发明的一种筒射无人机102火箭助推姿态控制方法，根据期望的姿态角与实际的姿态角的误差量作为输入，实现姿态角闭环控制律，基于pid(比例-积分-微分控制器)控制的适量差分推力控制律实现了利用控制火箭推力进行可靠的姿态控制，控制效率高，控制精度高。
[0046]
具体的，实际姿态角信息包括俯仰角信息和偏航角信息。
[0047]
如图4所示，体轴系为oxbybzb，体轴系中的oxb轴垂直于水平面，姿态调整轴系为oxyz，ox轴与无人机机体的中心轴重合，当发射出去的无人机机体由最初的状态即垂直于水平面状态开始倾斜时，无人机的机体中心轴向oyb轴方向倾斜时，此时无人机机体中心轴绕oz轴旋转，此时姿态调整轴系oxyz中的oz轴与体轴系oxbybzb中的ozb轴的夹角为偏航角。
[0048]
当发射出去的无人机机体由最初的状态即垂直于水平面状态开始倾斜时，无人机的机体中心轴向ozb轴方向倾斜时，此时无人机机体中心轴绕oy轴旋转，此时姿态调整轴系oxyz中的oy轴与体轴系oxbybzb中的oyb轴的夹角为俯仰角。
[0049]
本实例以俯仰角姿态控制为例：如5图所示，传感器对无人机的实际姿态角信息进行采集，通过接收期望俯仰角信息和采集的实际俯仰角信息，根据期望俯仰角信息和采集的实际俯仰角信息计算出误差量，将误差量发送到控制器中，控制器为pid控制器3，pid控制器3根据误差量对火箭助推器的总推力进行解耦发送到执行器中，执行器通过六自由度刚体模型进行控制律建模，控制火箭助推器产生控制力矩对无人机俯仰姿态控制，由于信息属于多输入和多输出方式，对3个姿态控制发动机进行推力大小控制时发生耦合，需要对三个姿态控制发动机的推力进行解耦，将每个姿态控制发动机的推力解耦在推力控制量和力矩控制量的2个自由度上，一个自由度改变不会引起其他自由度的变化。三个姿态控制发动机分别为第一姿态控制发动机、第二姿态控制发动机和第三姿态控制发动机，三个姿态控制发动机的推力公式为：
[0050]
f1＝f
basic
k1·
δm
[0051]
f2＝f
basic
k2·
δm
[0052]
f3＝f
basic
k3·
δm
[0053]
其中，f1为第一姿态控制发动机的推力，f2为第二姿态控制发动机的推力，f3为第三姿态控制发动机的推力，f
basic
为主推力，k1为第一姿态调整系数，k2为第二姿态调整系数，k3为第三姿态调整系数；δm为力矩变化量；在发射过程中，需要根据期望姿态角与实际姿态角之间的误差控制3个所述姿态控制发动机的推力大小，以改变所述火箭助推器的推力，从而产生姿态调整力矩以控制无人机的姿态。
[0054]
在对k1,k2,k3的取值过程中，既要保证k1,k2,k3的符号随着姿态变化的转动轴与体轴系夹角的变化而变化，也要保证总推力为一定值，即可以将一个复杂问题化成独立的小问题分别解决的过程中不会影响整体，具体的:
[0055]
[0056][0057][0058]
实现不同方向姿态调整的姿态调整力矩为：
[0059][0060]
其中，mx
′
为调整力矩，a为火箭助推器的中心到每个姿态控制发动机中心的水平距离，由于3个姿态控制发动机呈等边三角形分布，火箭助推器的中心到每个姿态控制发动机中心的水平距离是相等的，姿态调整轴线与体轴系的俯仰夹角为η，由于火箭发动机的布置不是完全对称，经计算当夹角η在60度时，用于姿态调整力矩mx
′
最小，能够节省更多的燃料。
[0061]
在根据预期姿态角进行调整时，要使总推力处于定值，以保证航向运动；具体的，每个姿态控制发动机姿态控制推力占总推力的15％-20％。
[0062]
在明确姿态控制发动机的安装位置与无人机的俯仰角信息和偏航角信息后，姿态控制发动机的安装位置是在安装后进行确认的，按照期望姿态角进行调整，分配3个姿态控制发动机的推力大小。
[0063]
对于偏航角姿态控制与俯仰角姿态控制的控制流程和方法相同。
[0064]
可选的，姿态调整轴线与体轴系的夹角为60度时，根据误差量信息控制三个姿态控制发动机的推力大小，以改变火箭助推器的推力，从而产生姿态调整力矩控制无人姿态。
[0065]
如图6所示为筒射无人机火箭助推姿态控制方法的仿真过程：
[0066]
步骤p1:输入期望姿态角信息，初值为0度，1秒时输入阶跃指令，最终值为1.57弧度，期望姿态角为90度。
[0067]
步骤p2:根据输入的期望姿态角信息和实际姿态角信息，计算出误差量。
[0068]
步骤p3:pid控制器3通过pid控制律，根据误差量对三个姿态控制发动机的推力f1、f2和f3进行解耦，将3个推力解耦在推力控制量和力矩控制量2个自由度上：
[0069]
f1＝f
basic
k1·
δm
[0070]
f2＝f
basic
k2·
δm
[0071]
f3＝f
basic
k3·
δm
[0072]
f1为第一姿态控制发动机的推力，f2为第二姿态控制发动机的推力，f3为第三姿态控制发动机的推力，f
basic
为主推力，k1为第一姿态调整系数，k2为第二姿态调整系数，k3为第三姿态调整系数；δm为力矩变化量。
[0073]
步骤p4:执行器将三个姿态控制发动机的力矩相加得出合力矩，将三个姿态控制发动机的推力相加得出合力。
[0074]
步骤p41:将合力矩乘以1/j得出角加速度，对角加速度积分运算得出角速度，再对角速度积分运算得出姿态偏角，得出姿态偏角信息输出反馈。
[0075]
步骤p42:将合力乘以1/m得出体轴系的加速度，体轴系的加速度乘以姿态偏角的
余弦值得出竖直分量，即竖直方向加速度，竖直方向加速度减去重力加速度得出实际加速度值，再对实际加速度值进行积分运算，得出速度值，再对速度值进行积分运算得出高度值输出，将实际加速度值乘以1/g得出过载量进行输出。当无人机以2g过载上升时，需要1200牛顿的推力，将1200牛顿推力减去合力，得出补偿推力，补偿推力为当对某一推力达到饱和后，总推力减少的补偿；再用补偿推力乘以1/3得出每个姿态控制发动机的补偿推力。
[0076]
由于火箭发动机都有推力大小的限制，加入非线性环节后，一旦某个发动机推力达到饱和，就无法保证总体推力为一定值，故每个助推火箭推力的大小由以下3部分因素决定，以保证总推力始终保持定值:
[0077]
(1)在点火发射时，设置一个初始推力用于启动火箭发动机，即图6中的第一主推力、第二主推力和第三主推力。
[0078]
(2)根据目前的姿态角得到的姿态调整推力，即图6中的第一姿态调整推力、第二姿态调整推力、第三姿态调整推力。
[0079]
(3)对某一姿态调整推力达到饱和后，为补偿总推力减小而增加的推力，即图6中的第一补偿推力、第二补偿推力和第三补偿推力。
[0080]
已知决定最终火箭推力大小的由以上三部分组成，除去用于补偿部分的推力，存在主推力和姿态调整推力的的分配问题，经过仿真结果分析，在姿态控制推力占总推力的15％-20％时快速性较好，且可以保证超调量不超过5％。
[0081]
本发明工作过程为：将发射筒垂直地面固定，控制火箭助推器点火将无人机发射出去，无人机发射出去的最初状态是垂直于地面，向筒射无人机火箭助推姿态控制方法输入期望姿态角信息，根据期望姿态角信息与无人机的实际姿态角信息计算出误差量，再将误差量输出到控制器中，控制器对火箭助推器的推力进行解耦，再将解耦后的信息发送到执行器中，执行器控制3个姿态控制发动机的推力使无人机姿态最终达到输入的期望姿态。
[0082]
本发明实施例从发射筒内发射无人机时，通过差分推力控制的姿态控制发动机具有结构体积小，控制效率高的特点，筒射无人机火箭助推姿态控制方法通过差分推力控制可以实现无人机低空低速短时间内的姿态控制并完成发射任务，控制效率高，节约更多的成本。
[0083]
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
[0084]
本领域技术人员不难理解，本发明包括上述说明书的发明内容和具体实施方式部分以及附图所示出的各部分的任意组合，限于篇幅并为使说明书简明而没有将这些组合构成的各方案一一描述。凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
[0085]
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。本发明的范围由所附权利要求及其等同限定。