CN118859975A - 一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于飞行控制律设计领域，具体为一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法，包含升降舵控制律和发动机油门控制律，升降舵控制律为：在模态转换过程中升降舵始终保持最大偏转角度，以滑流舵面或矢量喷管的最大操纵能力使无人机抬头，当无人机姿态接近垂直状态时，升降舵控制律变为姿态闭环控制；发动机油门控制律为：将俯仰角速度引入发动机油门控制律中，通过俯仰角速度的数值大小计算发动机油门指令，在保证飞机具备足够的操纵效率的同时，尽可能地降低发动机油门，从而减少模态转换过程中无人机的高度增加量。在保证飞机具备足够的操纵效率的同时，尽可能地降低发动机油门，从而减少模态转换过程中无人机的高度增加量。
Description
技术领域
本发明属于飞行控制律设计领域，具体为一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法。
背景技术
垂直起降飞行器利用发动机提供的垂直向上的推力以克服重力，从而实现垂直起降。此类飞行器能够摆脱对机场跑道的依赖，具有出航灵活、出勤率高、保障成本低等优点；另外，还能在舰船上进行起降，在提高两栖作战能力方面，具有滑跑起降舰载机无法比拟的优势。垂直起降飞行器发展至今，主要类型有：尾座式、倾转旋翼式、旋翼类、喷气发动机推力转向式、涵道风扇类，以及这些方式的混合式。
其中，尾座式垂直起降无人机是一种起降过程中机体整体倾转的飞行器，凭借其质量轻、尺寸小、动力系统简单等特点，能够在船舶甲板、山地、峡谷、巷子等狭小空间进行起降，携带有效载荷后可用于执行侦察、中继通信、攻击等任务，具有广泛应用前景。
对于采用涵道推进器或涡喷推力矢量发动机作为动力的尾座式垂直起降无人机，其姿态操纵装置为涵道推进器的滑流舵面，或涡喷推力矢量发动机的矢量喷管，而滑流舵面或矢量喷管的操纵效率与发动机推力大小相关，即推力越大操纵效率越高。无人机由水平模态转换至垂直模态过程中，具有足够的操纵效率才能满足姿态控制和抵抗外部扰动的要求，这就要求发动机推力足够大，但是，发动机推力较大时，无人机剩余推力太大，导致模态转换过程中无人机高度增加太多，垂直悬停降落至地面的耗时将变长，不利于无人机快速降落回收。另外，对于用于军事用途的无人机，若模态转换过程中高度太高，容易暴露自身目标。
因此，如何在尾座式垂直起降无人机水平模态转换垂直模态过程中，既保证无人机操纵装置具备足够的操纵效率，又尽可能地减小模态转换过程中无人机的高度增加，对于尾座式垂直起降无人机实现快速降落回收及降低自身目标暴露的可能性具有重要意义，这也正是本发明所要解决的技术问题。
发明内容
为了解决上述现有技术中存在的问题和不足，本发明提出了一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法。
为了实现上述发明目的，本申请提供的技术方案如下：
一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法，包含升降舵控制律和发动机油门控制律；
所述升降舵控制律为：在模态转换过程中升降舵始终保持最大偏转角度，以滑流舵面或矢量喷管的最大操纵能力使无人机抬头，当无人机姿态接近垂直状态时，升降舵控制律变为姿态闭环控制；
发动机油门控制律为：将俯仰角速度引入发动机油门控制律中，通过俯仰角速度的数值大小计算发动机油门指令，在保证飞机具备足够的操纵效率的同时，尽可能地降低发动机油门，从而减少模态转换过程中无人机的高度增加量。
进一步地，所述升降舵控制律具体为：
（1）
其中，为升降舵指令，为升降舵最大可偏转角度，为俯仰角，由机载姿态传感器测量得到，为俯仰角控制目标，取值为，为姿态闭环控制的临界俯仰角，为俯仰角比例控制参数，为俯仰角积分控制参数。
优选地，姿态闭环控制的临界俯仰角在范围内取值。原因是：若取值过小，升降舵控制律过早变为姿态闭环控制，未能充分发挥滑流舵面或矢量喷管的最大操纵能力；若取值过大，升降舵控制律过晚变为姿态闭环控制，姿态变化到垂直状态过程中可能出现较大的姿态超调。
再进一步地，考虑到尾座式垂直起降无人机水平模态转换垂直模态过程中，无人机姿态由水平状态迅速变化至垂直状态，可能出现较大的法向过载，危及安全。可在升降舵控制律的公式（1）基础上，引入法向过载保护控制量，升降舵控制律为：
（2）
其中，为法向过载保护控制量，为法向过载保护控制参数，为法向过载因子。
更进一步地，所述法向过载因子定义为：
（3）
其中，为法向过载，由机载惯性传感器测量得到，、为法向过载保护阈值；当法向过载时，不启用法向过载保护；当法向过载时，启用法向过载保护，且法向过载保护控制量与差值成线性正相关；当法向过载时，法向过载保护控制量达到最大值，且保持不变。
优选地，阈值取值范围为，阈值取值为，其中，为无人机的最大许用法向过载。
进一步地，所述发动机油门控制律具体为：
将俯仰角速度引入发动机油门控制律中，通过俯仰角速度的数值大小计算发动机油门指令：
（4）
其中，为发动机油门指令，为发动机油门指令基准值，为油门积分控制参数，为操纵效率积分因子。
优选的，所述发动机油门指令基准值取值为水平模态转换垂直模态初始时刻的发动机油门指令，即无人机巡航段结束时刻的巡航配平油门指令。
优选的，在水平模态转换垂直模态的初始时刻，发动机油门控制律的积分控制项的积分初值设置为0。
进一步地，所述操纵效率积分因子定义为：
（5）
其中，为俯仰角速度，由机载姿态传感器测量得到，、、、为操纵效率积分阈值；当俯仰角速度时，不启用积分；当俯仰角速度时，积分步长为，为正值，发动机油门指令随时间将持续增大；当俯仰角速度时，积分步长达到最大值，且保持不变，发动机油门指令随时间将持续增大；当俯仰角速度时，积分步长为，为负值，发动机油门指令随时间将持续减小；当俯仰角速度时，积分步长达到最小值，且保持不变，发动机油门指令随时间将持续减小。
优选的，阈值取值为0°/s~10°/s；阈值取值为15°/s~20°/s；阈值取值为25°/s~30°/s；阈值取值为30°/s~35°/s；且应满足，。
再进一步地，在发动机油门控制律公式（4）、公式（5）的基础上，考虑对法向过载的保护，具体方法为：通过最大许用法向过载计算最大许用俯仰角速度，计算公式为，其中，单位为°/s，为重力加速度，取值为，为飞机速度在机体坐标系轴上的分量，单位为m/s，由机载导航设备测量得到。
更进一步地，所述机体坐标系轴的定义为：轴以飞机重心为坐标原点，位于飞机对称面内且平行于机体轴线，指向机头方向为正。
更进一步地，在考虑法向过载保护时，阈值取值为和10°/s中的较小值，阈值取值为和15°/s中的较小值；阈值取值为和25°/s中的较小值；阈值取值为和30°/s中的较小值。
本发明的有益效果在于：
1、本方法在尾座式垂直起降无人机水平模态转换垂直模态过程中，升降舵保持最大偏转角度，同时，将俯仰角速度引入发动机油门控制律中，实现发动机油门对模态转换过程中滑流舵面或矢量喷管的操纵效率的自适应控制，在保证飞机具备足够的操纵效率的同时，尽可能地降低发动机油门，从而减少模态转换过程中无人机的高度增加量。
2、本方法所述垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法将俯仰角速度引入发动机油门控制律中，实现发动机油门对模态转换过程中滑流舵面或矢量喷管的操纵效率的自适应控制，在保证飞机具备足够的操纵效率的同时，尽可能地降低发动机油门，从而减少模态转换过程中无人机的高度增加，有利于无人机快速降落回收，以及提高自身目标的隐蔽性。
3、本方法公开的一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法采用PID控制结构，飞行控制律算法简单，易于设计人员掌握，机载飞控软件开发便利，工程应用价值高。
附图说明
图1为实施例1的控制律结构示意图。
图2为实施例2的控制律结构示意图。
图3为操纵效率积分因子取值示意图。
图4为法向过载因子取值示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是为了解释本发明而非对本发明的限定。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
以下结合附图和实例来说明本发明的具体实施方法，本发明不限于该实施例。
实施例1
如附图1所示，一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法，由升降舵控制律和发动机油门控制律两部分构成：第一部分、在尾座式垂直起降无人机水平模态转换垂直模态过程中，升降舵保持最大偏转角度；第二部分、将俯仰角速度引入发动机油门控制律中，实现发动机油门对模态转换过程中滑流舵面或矢量喷管的操纵效率的自适应控制。
第一部分：升降舵控制律
尾座式垂直起降无人机水平模态转换垂直模态过程中，无人机姿态由水平状态迅速变化至垂直状态，处于大迎角范围，静稳定力矩较强，滑流舵面或矢量喷管需要克服静稳定力矩使无人机姿态抬头；此外，当存在风干扰等外部扰动力矩时，滑流舵面或矢量喷管还需要克服外部扰动，否则，无人机将无法成功进行模态转换。为此，本发明的方案是：在模态转换过程中升降舵始终保持最大偏转角度，以滑流舵面或矢量喷管的最大操纵能力使无人机抬头，当无人机姿态接近垂直状态时，升降舵控制律变为姿态闭环控制。升降舵控制律为：
（6）
其中，为升降舵指令，为升降舵最大可偏转角度，为俯仰角，由机载姿态传感器测量得到，为俯仰角控制目标，取值为，为姿态闭环控制的临界俯仰角，为俯仰角比例控制参数，为俯仰角积分控制参数。
优选的，姿态闭环控制的临界俯仰角在范围内取值。原因是：若取值过小，升降舵控制律过早变为姿态闭环控制，未能充分发挥滑流舵面或矢量喷管的最大操纵能力；若取值过大，升降舵控制律过晚变为姿态闭环控制，姿态变化到垂直状态过程中可能出现较大的姿态超调。
第二部分：发动机油门控制律
本发明通过俯仰角速度来评判模态转换过程中滑流舵面或矢量喷管的操纵效率是否足够，具体评判原理为：
尾座式垂直起降无人机水平模态转换垂直模态过程中，若滑流舵面或矢量喷管的操纵力矩大于静稳定力矩和外部扰动力矩之和时，飞机将能够持续抬头，俯仰角速度为正值，且俯仰角速度数值越大，说明飞机抬头能力越强，即操纵效率越充足；若滑流舵面或矢量喷管的操纵力矩小于静稳定力矩和外部扰动力矩之和时，飞机将持续低头，无法达到垂直模态，俯仰角速度为负值，且俯仰角速度绝对值越大，说明飞机低头趋势越严重，即操纵效率越不足。
优选的，将俯仰角速度引入发动机油门控制律中，通过俯仰角速度的数值大小计算发动机油门指令，在保证飞机具备足够的操纵效率的同时，尽可能地降低发动机油门。具体为：
（7）
其中，为发动机油门指令，为发动机油门指令基准值，为油门积分控制参数，为操纵效率积分因子。
优选的，所述发动机油门指令基准值可取值为水平模态转换垂直模态初始时刻的发动机油门指令，即无人机巡航段结束时刻的巡航配平油门指令。
优选的，在水平模态转换垂直模态的初始时刻，发动机油门控制律的积分控制项的积分初值可设置为0。
进一步地，如附图3所示，所述操纵效率积分因子定义为：
（8）
其中，为俯仰角速度，由机载姿态传感器测量得到，、、、为操纵效率积分阈值；当俯仰角速度时，不启用积分；当俯仰角速度时，积分步长为，为正值，发动机油门指令随时间将持续增大；当俯仰角速度时，积分步长达到最大值，且保持不变，发动机油门指令随时间将持续增大；当俯仰角速度时，积分步长为，为负值，发动机油门指令随时间将持续减小；当俯仰角速度时，积分步长达到最小值，且保持不变，发动机油门指令随时间将持续减小。
进一步地，阈值、、、的取值不能太大，也不能太小。若阈值取值过小，模态转换过程耗时过长，该过程飞机向前运动的距离太大，飞机达到垂直模态时的位置可能偏离期望着陆点太远；若阈值取值过大，模态转换太快，可能出现滑流舵面失速及法向过载超限的风险。
优选的，阈值取值为0°/s~10°/s；阈值取值为15°/s~20°/s；阈值取值为25°/s~30°/s；阈值取值为30°/s~35°/s；且应满足，。
实施例2
在实施例1的基础上，在升降舵控制律和发动机油门控制律中考虑了对飞机法向过载的保护。
如附图2所示，一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法，由升降舵控制律和发动机油门控制律两部分构成：第一部分、在尾座式垂直起降无人机水平模态转换垂直模态过程中，升降舵保持最大偏转角度，同时，引入法向过载保护控制量对法向过载进行保护；第二部分、将俯仰角速度引入发动机油门控制律中，实现发动机油门对模态转换过程中滑流舵面或矢量喷管的操纵效率的自适应控制，另外，发动机油门控制律也对法向过载进行保护。
第一部分：升降舵控制律
尾座式垂直起降无人机水平模态转换垂直模态过程中，无人机姿态由水平状态迅速变化至垂直状态，处于大迎角范围，静稳定力矩较强，滑流舵面或矢量喷管需要克服静稳定力矩使无人机姿态抬头；此外，当存在风干扰等外部扰动力矩时，滑流舵面或矢量喷管还需要克服外部扰动，否则，无人机将无法成功进行模态转换。为此，本发明的方案是：在无人机姿态接近垂直状态前，升降舵始终保持最大偏转角度，以滑流舵面或矢量喷管的最大操纵能力使无人机抬头，同时，考虑到尾座式垂直起降无人机水平模态转换垂直模态过程中，无人机姿态由水平状态迅速变化至垂直状态，可能出现较大的法向过载，危及安全，因此需引入法向过载保护控制量。当无人机姿态接近垂直状态时，升降舵控制律变为姿态闭环控制。升降舵控制律为：
（9）
其中，为升降舵指令，为升降舵最大可偏转角度，为俯仰角，由机载姿态传感器测量得到，为俯仰角控制目标，取值为，为姿态闭环控制的临界俯仰角，为俯仰角比例控制参数，为俯仰角积分控制参数。为法向过载保护控制量，为法向过载保护控制参数，为法向过载因子。
优选的，姿态闭环控制的临界俯仰角在范围内取值。原因是：若取值过小，升降舵控制律过早变为姿态闭环控制，未能充分发挥滑流舵面或矢量喷管的最大操纵能力；若取值过大，升降舵控制律过晚变为姿态闭环控制，姿态变化到垂直状态过程中可能出现较大的姿态超调。
进一步地，如附图4所示，所述法向过载因子定义为：
（10）
其中，为法向过载，由机载惯性传感器测量得到，、为法向过载保护阈值；当法向过载时，不启用法向过载保护；当法向过载时，启用法向过载保护，且法向过载保护控制量与差值成线性正相关；当法向过载时，法向过载保护控制量达到最大值，且保持不变。
优选的，阈值取值范围为，阈值取值为，其中，为无人机的最大许用法向过载。无人机的最大许用法向过载一般受机体结构强度的限制，飞机总体设计中会明确该数值大小。
第二部分：发动机油门控制律
本发明通过俯仰角速度来评判模态转换过程中滑流舵面或矢量喷管的操纵效率是否足够，具体评判原理为：尾座式垂直起降无人机水平模态转换垂直模态过程中，若滑流舵面或矢量喷管的操纵力矩大于静稳定力矩和外部扰动力矩之和时，飞机将能够持续抬头，俯仰角速度为正值，且俯仰角速度数值越大，说明飞机抬头能力越强，即操纵效率越充足；若滑流舵面或矢量喷管的操纵力矩小于静稳定力矩和外部扰动力矩之和时，飞机将持续低头，无法达到垂直模态，俯仰角速度为负值，且俯仰角速度绝对值越大，说明飞机低头趋势越严重，即操纵效率越不足。
优选的，将俯仰角速度引入发动机油门控制律中，通过俯仰角速度的数值大小计算发动机油门指令，在保证飞机具备足够的操纵效率的同时，尽可能地降低发动机油门。具体为：
（11）
其中，为发动机油门指令，为发动机油门指令基准值，为油门积分控制参数，为操纵效率积分因子。
优选的，所述发动机油门指令基准值可取值为水平模态转换垂直模态初始时刻的发动机油门指令，即无人机巡航段结束时刻的巡航配平油门指令。
优选的，在水平模态转换垂直模态的初始时刻，发动机油门控制律的积分控制项的积分初值可设置为0。
进一步地，如附图3所示，所述操纵效率积分因子定义为：
（12）
其中，为俯仰角速度，由机载姿态传感器测量得到，、、、为操纵效率积分阈值；当俯仰角速度时，不启用积分；当俯仰角速度时，积分步长为，为正值，发动机油门指令随时间将持续增大；当俯仰角速度时，积分步长达到最大值，且保持不变，发动机油门指令随时间将持续增大；当俯仰角速度时，积分步长为，为负值，发动机油门指令随时间将持续减小；当俯仰角速度时，积分步长达到最小值，且保持不变，发动机油门指令随时间将持续减小。
进一步地，阈值、、、的取值不能太大，也不能太小。若阈值取值过小，模态转换过程耗时过长，该过程飞机向前运动的距离太大，飞机达到垂直模态时的位置可能偏离期望着陆点太远；若阈值取值过大，模态转换太快，可能出现滑流舵面失速及法向过载超限的风险。因此，在不超过最大许用法向过载的前提下，选取较大的阈值是有利的，具体方法为：通过最大许用法向过载计算最大许用俯仰角速度，计算公式为，其中，单位为°/s，为重力加速度，取值为，为飞机速度在机体坐标系轴上的分量，单位为m/s，由机载导航设备测量得到。将最大许用俯仰角速度用于阈值、、、的取值范围的确定，即可通过阈值间接实现对法向过载的保护。
进一步地，所述机体坐标系轴的定义为：轴以飞机重心为坐标原点，位于飞机对称面内且平行于机体轴线，指向机头方向为正。
优选的，在考虑法向过载保护时，阈值取值为和10°/s中的较小值，阈值取值为和15°/s中的较小值；阈值取值为和25°/s中的较小值；阈值取值为和30°/s中的较小值。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的阻碍，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。
Claims (14)
1.一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法，其特征在于：包含升降舵控制律和发动机油门控制律；
所述升降舵控制律为：在模态转换过程中升降舵始终保持最大偏转角度，以滑流舵面或矢量喷管的最大操纵能力使无人机抬头，当无人机姿态接近垂直状态时，升降舵控制律变为姿态闭环控制；
发动机油门控制律为：将俯仰角速度引入发动机油门控制律中，通过俯仰角速度的数值大小计算发动机油门指令，在保证飞机具备足够的操纵效率的同时，尽可能地降低发动机油门，从而减少模态转换过程中无人机的高度增加量。
2. 根据权利要求1所述的一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法，其特征在于：所述升降舵控制律具体为：
（1）
其中，为升降舵指令，为升降舵最大可偏转角度，为俯仰角，由机载姿态传感器测量得到，为俯仰角控制目标，取值为，为姿态闭环控制的临界俯仰角，为俯仰角比例控制参数，为俯仰角积分控制参数。
3.根据权利要求2所述的一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法，其特征在于：姿态闭环控制的临界俯仰角在范围内取值。
4. 根据权利要求2所述的一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法，其特征在于：在升降舵控制律的公式（1）基础上，引入法向过载保护控制量，升降舵控制律为：
（2）
其中，为法向过载保护控制量，为法向过载保护控制参数，为法向过载因子。
5. 根据权利要求4所述的一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法，其特征在于：所述法向过载因子定义为：
（3）
其中，为法向过载，由机载惯性传感器测量得到，、为法向过载保护阈值；当法向过载时，不启用法向过载保护；当法向过载时，启用法向过载保护，且法向过载保护控制量与差值成线性正相关；当法向过载时，法向过载保护控制量达到最大值，且保持不变。
6.根据权利要求5所述的一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法，其特征在于：阈值取值范围为，阈值取值为，其中，为无人机的最大许用法向过载。
7.根据权利要求1所述的一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法，其特征在于：所述发动机油门控制律具体为：
将俯仰角速度引入发动机油门控制律中，通过俯仰角速度的数值大小计算发动机油门指令：
（4）
其中，为发动机油门指令，为发动机油门指令基准值，为油门积分控制参数，为操纵效率积分因子。
8.根据权利要求7所述的一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法，其特征在于：所述发动机油门指令基准值取值为水平模态转换垂直模态初始时刻的发动机油门指令。
9.根据权利要求7所述的一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法，其特征在于：在水平模态转换垂直模态的初始时刻，发动机油门控制律的积分控制项的积分初值设置为0。
10. 根据权利要求7所述的一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法，其特征在于：所述操纵效率积分因子定义为：
（5）
其中，为俯仰角速度，由机载姿态传感器测量得到，、、、为操纵效率积分阈值；当俯仰角速度时，不启用积分；当俯仰角速度时，积分步长为，为正值，发动机油门指令随时间将持续增大；当俯仰角速度时，积分步长达到最大值，且保持不变，发动机油门指令随时间将持续增大；当俯仰角速度时，积分步长为，为负值，发动机油门指令随时间将持续减小；当俯仰角速度时，积分步长达到最小值，且保持不变，发动机油门指令随时间将持续减小。
11.根据权利要求10所述的一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法，其特征在于：阈值取值为0°/s~10°/s；阈值取值为15°/s~20°/s；阈值取值为25°/s~30°/s；阈值取值为30°/s~35°/s；且应满足，。
12.根据权利要求10所述的一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法，其特征在于：在发动机油门控制律公式（4）、公式（5）的基础上，考虑对法向过载的保护，具体方法为：通过最大许用法向过载计算最大许用俯仰角速度，计算公式为，其中，单位为°/s，为重力加速度，取值为，为飞机速度在机体坐标系轴上的分量，单位为m/s，由机载导航设备测量得到。
13.根据权利要求12所述的一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法，其特征在于：所述机体坐标系轴的定义为：轴以飞机重心为坐标原点，位于飞机对称面内且平行于机体轴线，指向机头方向为正。
14.根据权利要求12所述的一种垂直起降无人机水平模态转换垂直模态的控制方法，其特征在于：在考虑法向过载保护时，阈值取值为和10°/s中的较小值，阈值取值为和15°/s中的较小值；阈值取值为和25°/s中的较小值；阈值取值为和30°/s中的较小值。
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