一种飞翼布局无人机筋斗机动控制方法与流程

本发明涉及航空飞行控制技术领域，具体是指一种飞翼布局无人机筋斗机动控制方法。

背景技术：

机动飞行是指飞行状态(速度、高度、飞行方向)随时间快速变化的飞行动作，筋斗机动飞行是指飞机在铅垂平面内作轨迹近似椭圆、航迹方向改变的机动飞行360°的机动飞行。

筋斗机动过程中，要求机头方向能跟踪上空速矢量方向，两者匹配从而保证气流不会分离。若机头转动方向过慢，跟不上空速矢量方向，此时迎角为负值，气流分离将对无人机造成巨大扰动；若机头转动方向过快，迅速超越空速矢量方向，此时迎角过大，无人机空速急剧减小，可能带来失速的危险，因此，需要选取合适的纵向控制律，保证筋斗机动过程中迎角保持在安全范围内。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种避免侧滑角带来的空速衰减和力矩耦合，保证机动过程中的稳定性的飞翼布局无人机筋斗机动控制方法。

本发明通过下述技术方案实现：一种飞翼布局无人机筋斗机动控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1)通过对机动过程动力学分析，确定以角速率控制为主控量，来对筋斗机动控制方法进行确定；

(2)以基于鲁棒伺服控制理论的俯仰角速率和滚转角速率控制为主，同时保护迎角，机动过程中通过方向舵控制对侧滑角进行抑制，确认筋斗机动控制律。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤(1)中确定筋斗机动控制方法的具体过程为：在筋斗机动过程中，俯仰角会在[-90°，+90°]之间时刻变化，但俯仰角速率可以是一个定值，因此选取俯仰角速率作为控制变量。在俯仰角经过+90°和-90°时，对于滚转角信号来说是一个奇异点，会有跳变。因此在筋斗机动时，滚转角信号不可用，只能用滚转角速率信号。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述步骤(2)中所述筋斗机动控制律，以俯仰通道和滚转通道角速率回路为主控项的具体方法为：

升降舵通道采用俯仰角阻尼器和基于鲁棒伺服控制理论的俯仰角速率控制结合的控制器，同时加入迎角保护项，防止因机头拉起太快，机头与空速偏转不匹配，造成气流分离；副翼通道采用滚转角阻尼器和基于鲁棒伺服控制理论的滚转角速率控制结合的控制器，机动过程控制滚转角速率为0；方向舵通道用于增稳和侧滑角控制，保证筋斗机动过程中，控制系统对侧滑角的抑制。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述筋斗机动控制律升降舵通道的控制律为：

qg＝qref+k^δαδα

其中，为俯仰角速率，为俯仰角速率给定目标值，为俯仰角速率前馈，为迎角保护项具体为

①α≤alfl0时，δα＝alfl0－alfl1；

②alfl0＜α<alfl1时，δα＝α－alfl1；

③alfl1≤α≤alfh0时，δα＝0；

④alfh0＜α<alfh1时，δα＝α－alfh0；

⑤α≥alfh1时，δα＝alfh1－alfh0。

其中alfl0和alfl1为迎角安全左边界，alfh0和alfh1为迎角安全右边界；控制参数为俯仰角速率比例系数，为俯仰角速率比例系数，俯仰角速率积分系数，k^δα为迎角保护比例系数。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述筋斗机动控制律副翼通道的控制律为：

pg＝0

其中，p为滚转角速率，pg为滚转角速率给定目标值，控制参数为滚转角速率比例系数，为滚转角速率比例系数，滚转角速率积分系数。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述筋斗机动控制律方向舵通道的控制律为：

βg＝0

其中，β为侧滑角，βg为侧滑角给定目标值，r为偏航角速率，控制参数为侧滑角比例系数，为偏航角速率比例系数，为侧滑角的比例系数，滚侧滑角积分系数。

本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：

(1)本发明采用基于迎角保护的俯仰角速率控制器，保证筋斗机动过程中，机头方向跟踪上空速矢量方向，防止气流分离后飞机失速；

(2)本发明采用基于鲁棒伺服控制理论的滚转角速率控制律，解决滚转角在在俯仰角经过+90°和-90°时奇异的问题，满足机动过程中横向鲁棒性要求；

(3)本发明中方向舵采用增稳和侧滑角控制结合，避免侧滑角带来的空速衰减和力矩耦合，保证机动过程中的稳定性。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其他特征、目的和优点将会变得更为明显：

图1为本发明中各个控制回路示意图；

图2为本发明中滚转角、俯仰角、俯仰角速率、指示空速变化曲线图；

图3为本发明中升降舵通道控制结构示意图

图4为本发明中迎角保护模块示意图；

图5为本发明中俯仰角速率前馈取值示意图；

图6为本发明中副翼通道控制结构示意图；

图7为本发明中方向舵通道控制结构示意图。

具体实施方式

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，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；也可以是直接相连，也可以是通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例1：

本实施例的提供一种飞翼布局无人机筋斗机动控制方法，包括以下步骤：

包括筋斗机动控制方案及机动控制律，所述筋斗机动控制方案通过对筋斗机动过程动力学分析，确定以角速率控制为主控量的机动控制方案；所述筋斗机动控制律以俯仰角速率和滚转角速率控制作为主控项。

具体控制回路如图1所示，包括基于阳角保护的俯仰角速率回路、滚转角速率控制回路、侧滑角控制回路。

筋斗机动过程进行动力学分析如下：

在筋斗过程中，纵向通道为主控通道，横侧向通道的主要作用是保证无人机不偏不滚。在整个筋斗过程，既有角运动也有质点的线运动。忽略横侧向的变量后，俯仰角与高度变化率的变化趋势可以表示为：

其中，q为俯仰角速率，φ为滚转角，为俯仰角的导数，为高度的导数，v为真空速，γ为爬升角，θ为俯仰角，α为迎角。

整个过程将迎角控制在一个较小的范围内，故sin(θ-α)≈sinθ。由此可见，若要控制θ与高度h，俯仰角速率q是一个不可或缺的变量。

由(1)式可得到滚转角、俯仰角、俯仰角速率、指示空速的变化历程如图2所示。可以看到，俯仰角在[-90°，+90°]之间时刻变化，但俯仰角速率q可以是一个定值，因此把俯仰角速率q作为控制变量更合适。在俯仰角θ经过+90°和-90°时，对于滚转角信号φ来说是一个奇异点，会有跳变。因此在筋斗机动时，滚转角信号不可用，只能用滚转角速率p信号。

升降舵通道主要包括：俯仰阻尼器及俯仰角速率控制器。所述俯仰阻尼器通过反馈俯仰角速率信号改善滚转阻尼特性。所述俯仰角速率控制器基于鲁棒伺服控制理论设计，俯仰角速率控制器为其中积分项为舵面主控项，k^δαδα为迎角保护项。

图3，示出了升降舵通道的控制律结构，其控制律为

qg＝qref+k^δαδα(3)式

(2)式中控制参数为俯仰角速率比例系数，为俯仰角速率比例系数，俯仰角速率积分系数，(3)式中控制参数k^δα为迎角保护比例系数。

图4给出迎角保护项δα的示意图，迎角保护项δα根据以下公式给出，

①α≤alfl0时，δα＝alfl0－alfl1；

②alfl0＜α<alfl1时，δα＝α－alfl1；

③alfl1≤α≤alfh0时，δα＝0；(4)

式

④alfh0＜α<alfh1时，δα＝α－alfh0；

⑤α≥alfh1时，δα＝alfh1－alfh0。

其中，alfl0和alfl1为迎角安全左边界，alfh0和alfh1为迎角安全右边界。

为了更好地使机头方向跟踪上空速矢量方向，有必要对筋斗机动过程中空速矢量方向的变化率进行研究。

假设无人机做一个完整的筋斗，筋斗半径为r；无人机质量m；重力加速度g；进入筋斗的初始速度为v0；γ为速度矢量与水平面内无人机前进方向之间的夹角，γ∈[-180°，+180°]。

在筋斗过程中，任意一点的向心力为：

其中：l为升力，m为重量，g为重力加速度，clα为基本升力系数，clδe为升降舵偏转产生的升力系数，ρ为空气密度，v为真空速，sref为机翼参考面积。

令式可以写为：

fn＝av²-mgcosγ(6)式

忽略阻力和推力做的功，根据能量守恒原理：

将(6)式带入(5)式中，得到：

令速度矢量方向变化率为ω，则：

下面分析和的取值范围。根据气动数据库，(clα+clδe)为10^-1量级，在10^-3量级，在10^-3量级。假设无人机到达筋斗机动顶点时的速度为v1，根据能量守恒原理：

为了使v1＞0成立，则：

速度较大时，在10^-1量级，在10^-2量级，为主导项；速度较小时，在10^-2量级，在10^-1量级，为主导项。

俯仰角速率前馈值qref的取值可参考(9)式，下面给出一个示例具体说明如何选取俯仰角速率前馈值qref：

假设筋斗机动的初始高度为5000m，无人机质量400kg，重力加速度9.8m/s²，进入筋斗的初始空速为116m/s。为了使无人机到达筋斗顶点时的速度仍大于0，取筋斗半径为330m。同时，令clα+clδe＝0.5，ρ＝0.7kg/m³。式(9)可以写为：

为了使机头方向与速度矢量方向相匹配，qref的取值参照图5。

①当vt≥75m/s时，qref＝12；

②当40m/s≤vt＜75m/s时，

③当vt＜40m/s时，

将(4)和(13)代入(3)得到俯仰角速率给定目标值(qg)，跟踪(2)俯仰角速率给定目标值(qg)，解算出升降舵控制信号(δe)至升降舵舵机执行机构，从而控制升降舵实现筋斗机动纵向控制。

横航向通道的主要作用是保证无人机不偏不滚。方向舵通道仍然抑制侧滑角，避免侧滑角带来的耦合力矩与空速衰减。由于滚转角信号不可用，副翼通道将滚转角速率信号p作为控制变量，全程控制p为0。

副翼通道主要包括滚转阻尼器及滚转角速率控制器。所述滚转角速率控制器基于鲁棒伺服控制理论(rslqr)设计。在筋斗机动全程保证滚转角速率为0。其中滚转阻尼器通过反馈滚转角速率信号改善滚转阻尼特性，基于鲁棒伺服控制理论的滚转角速率控制器为其中积分项为舵面主控项。

图6，示出了副翼通道的控制律结构，其控制律为：

pg＝0(14)式

控制参数为滚转角速率比例系数，为滚转角速率比例系数，滚转角速率积分系数。

控制器跟踪(14)滚转角速率给定目标值(pg)，解算出副翼给定目标值(δa)，发松给副翼执行结构，控制无人机保持滚转角速率为0。

方向舵通道主要包括增稳部分和侧滑角控制部分。由于飞翼布局无人机航向静不稳定，所以航向通道急需增稳。其中增稳部分通过反馈偏航角速率信号增加荷兰滚阻尼，通过反馈侧滑角信号增加航向静稳定力矩，从而达到增加航向静稳定性的效果。侧滑角控制部分采用pi控制结构，保证在筋斗机动过程中对侧滑角的抑制。

图7，示出了方向舵通道的控制律结构，其控制律为：

βg＝0(15)式

控制参数为侧滑角比例系数，为偏航角速率比例系数，为侧滑角的比例系数，滚侧滑角积分系数。

控制器跟踪(15)跟踪侧滑角跟踪目标值，输出方向舵控制信号，发送给方向舵执行结构，抑制无人机筋斗机动过程中的侧滑角。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。