一种直升机低速投放飞行器的挂架及飞行器姿态控制方法

摘要

一种直升机低速投放飞行器的挂架及飞行器姿态控制方法，挂架包括：主钢索，挂架钢索，阻尼板，挂架主结构，稳定伞，压紧组件和分离释放组件；主钢索一端连接直升机，另一端通过挂架钢索连接挂架主结构；阻尼板用于减小挂架左右摆动；稳定伞用于消除挂架前后摆动和绕主钢索转动；压紧组件包括压紧开关和可调压脚，用于分离信号检测；飞行器通过分离释放组件挂在挂架主结构下方。姿态控制方法步骤为：飞行器基于压紧开关组成的可靠分离信号检测电路进行分离信号检测；分离前飞行器纵向和航向通道开环控制，横向通道滚转角闭环控制；分离后飞行器纵向通道俯仰角和法向加速度闭环控制，横向通道滚转角闭环控制，航向通道侧向加速度闭环控制。

说明书

技术领域

本发明涉及一种适用于直升机低速投放无动力升力式飞行器的挂架及 飞行器姿态控制方法，属于飞行器姿态控制设计领域。

背景技术

轨道再入或亚轨道再入升力式飞行器依靠气动力和重力即可实现水平 着陆，不一定需要使用或配置复杂的主动力系统，例如航天飞机、X-37B、 太空船二号(SpaceShipTwo)、追梦者(Dream Chaser)等。由于不使用或 未配置主动力系统，这类飞行器在研制过程中需借助其它运载平台进行挂飞 系留试验和投放飞行试验，例如运输机或直升机，以验证飞行器低速气动特 性和进场着陆制导控制技术。早期美国的航天飞机采用改装后的波音747运 输机背驮方式开展进场着陆飞行试验，X-37B在前期型号研制过程中先后采 用UH-60黑鹰直升机、CH-47支努干直升机和白骑士(White Knight)运输 机作为载机进行投放飞行试验，近期追梦者则采用一架改装后的直升机完成 了挂飞系留试验和投放飞行试验。

采用通用直升机作为载机进行无动力升力式飞行器挂飞系留试验和投 放飞行试验，具有改造成本低、准备周期短、方便、灵活、安全等优点。但 是，由于直升机飞行速度低，飞行器与直升机的挂架分离后面临控制能力不 足的问题，在投放初始条件偏差、分离干扰、高空风干扰和飞行器静稳定性 等因素的共同作用下有可能姿态失稳，从而无法在预定跑道上安全着陆。因 此，采用直升机低速投放无动力升力式飞行器，必须解决投放后低动压情况 下飞行器的姿态稳定和控制问题。具体而言就是，在投放之前使挂载状态飞 行器的姿态运动尽可能满足投放要求，或使投放初始条件偏差尽可能在允许 范围之内，增加允许投放的几率；在飞行器与挂架分离后保持姿态稳定，减 小投放初始条件偏差和干扰的影响，并通过俯冲加速迅速提高飞行速度，进 而提升气动舵面的控制能力。

目前，在国内外公开发表的文献资料中采用直升机作为载机完成投放飞 行试验的无动力升力式验证飞行器有：日本的ALFLEX(1996年)，美国的 X-40A(1998年和2001年)，德国的Phoenix(2004年)，美国的追梦者 (2013年)。这些验证飞行器都取得了飞行试验成功，所采取的技术方案 各有特点。ALFLEX挂架较为复杂，挂架采用尾翼稳定，飞行器采用攻角闭 环控制；X-40A和追梦者吊挂方案简单，直升机通过单根钢索吊挂挂架及飞 行器，挂架带有稳定伞；Phoenix的挂架方案简单，直升机通过三根钢索吊 挂飞行器，后三角挂点布局保证挂架及飞行器姿态稳定。以上技术方案均有 明显缺点，适用范围有限。例如，ALFLEX挂架组成复杂，实际操作困难； X-40A和追梦者在挂载状态下受高空风的影响较大，该吊挂方案要求飞行器 静稳定性好，能够容忍干扰的影响；Phoenix受载机的影响较为显著，并且 三根钢索容易发生缠绕，因此对载机飞行要求严格。另外，以上技术方案所 包含的飞行器姿态控制方案也有缺点，例如，需要用到的攻角信号难于精确 获得，没有同时采用俯仰角和滚转角反馈控制因而难以保证分离后姿态稳 定。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种直升机低速 投放飞行器的挂架及飞行器姿态控制方法，可以解决在采用直升机低速投放 无动力升力式飞行器时投放后低动压情况下飞行器的姿态稳定和控制问题， 具有系统组成简单、抗干扰能力强、适用范围广等优点。

本发明的技术解决方案是：

一种直升机低速投放飞行器的挂架，包括：主钢索、挂架钢索、阻尼板、 挂架主结构、稳定伞、压紧组件和分离释放组件；压紧组件包括压紧开关和 可调压脚；

主钢索的一端连接在直升机上，另一端通过挂架钢索连接挂架主结构； 阻尼板沿竖直方向焊接在挂架主结构上，用于减小挂架左右摆动；稳定伞连 接在挂架主结构的尾端，用于消除挂架前后摆动和绕主钢索转动；四个压紧 组件的可调压脚安装在挂架主结构上，四个压紧开关安装在飞行器的背面， 四个可调压脚与四个压紧开关一一对应，在挂架主结构与飞行器连接后通过 可调压脚施加预紧力，可调压脚将压紧开关压住，令压紧开关处于断开状态； 飞行器通过分离释放组件挂在挂架主结构下方。

所述挂架钢索至少为2根，挂架前后至少各1根，且长度可调，通过调 整前后挂架钢索的长度进而调整挂架的俯仰姿态。

四个压紧开关两两并联然后串联在一起，每个压紧开关均包含两个独立 通道，从而构成相互独立的二余度分离信号检测电路，通过检测每一个余度 线路两端的通断状态实现分离信号检测，任意一个余度线路导通即产生分离 信号，压紧开关被压紧时为断路，压紧开关自由状态时为通路。

所述分离释放组件前后各一个，每套分离释放组件均包括吊耳连接件和 分离火工品，吊耳连接件与挂架主结构连接，吊耳连接件通过分离火工品与 飞行器的吊耳连接，分离火工品在指令控制下起爆以实现挂架与飞行器分 离。

一种基于挂架实现的飞行器姿态控制方法，步骤如下：

(1)直升机通过所述挂架挂载飞行器飞行，飞行器的舵机上电以后， 飞行器的飞行控制计算机通过二余度分离信号检测电路周期性地进行分离 信号检测，检测周期不大于40ms；

(2)如果未检测到分离信号，则飞行器按照如下方式进行姿态控制， 之后返回步骤(1)；如果检测到分离信号，则进入步骤(3)；

飞行器的纵向通道和航向通道均采用开环控制，纵向通道升降舵偏角指 令DEC为预设值，航向通道方向舵偏角指令DRC为0；

飞行器的横向通道采用滚转角闭环控制，滚转角指令GAMAC置为0，以 减小干扰对飞行器滚转姿态运动的影响，横向通道的控制律为：

DAC＝LIM(DACUL,KGAMA*(GAMAC-GAMA)-KWX*WX,DACLL)，其中GAMAC＝0

GAMA为滚转角，WX为滚转角速率，KGAMA和KWX为控制增益，DAC为副 翼舵偏角指令，DACUL和DACLL分别为副翼舵偏角指令DAC的上限值和下限 值，根据副翼舵偏角允许使用范围确定，LIM(·,·,·)为限幅环节；

(3)检测到分离信号以后，飞行器的飞行控制计算机周期性地判断飞 行速度，判断周期不大于40ms；

(4)如果飞行器的飞行速度小于预设值，则飞行器按照如下方式进行 姿态控制，之后返回步骤(3)；如果飞行器的飞行速度大于预设值，则进 入步骤(5)；

飞行器的纵向通道采用俯仰角闭环控制，俯仰角指令THETAC为预设值， 取值范围为-30°到-60°，以实现按预定俯仰角俯冲加速，纵向通道的控制 律为：

AYC＝LIM(AYCUL,KTHETA*(THETAC-THETA),AYCLL)，其中THETAC为 预设值；DEC＝LIM(DECUL,KAY*(AYC-AY)-KWZ*WZ,DECLL)

THETA为俯仰角，WZ为俯仰角速率，AY为法向加速度，KTHETA、KWX和 KAY为控制增益，AYC为法向加速度指令，AYCUL和AYCLL分别为法向加速 度指令AYC的上限值和下限值，根据法向加速度允许范围确定，DEC为升降 舵偏角指令，DECUL和DECLL分别为升降舵偏角指令DEC的上限值和下限值， 根据升降舵偏角允许使用范围确定，LIM(·,·,·)为限幅环节；

飞行器的横向通道采用滚转角闭环控制，滚转角指令GAMAC置为0，以 减小干扰对飞行器滚转姿态运动的影响，横向通道的控制律为：

DAC＝LIM(DACUL,KGAMA*(GAMAC-GAMA)-KWX*WX,DACLL)，其中GAMAC＝0

GAMA为滚转角，WX为滚转角速率，KGAMA和KWX为控制增益，DAC为副 翼舵偏角指令，DACUL和DACLL分别为副翼舵偏角指令DAC的上限值和下限 值，根据副翼舵偏角允许使用范围确定，LIM(·,·,·)为限幅环节；

飞行器的航向通道采用侧向加速度闭环控制，并考虑横向通道和航向通 道间的耦合，以消除不利侧滑的影响，航向通道的控制律为：

DRC＝LIM(DRCUL,KXY*(KGAMA*(GAMAC-GAMA)-KWX*WX)-KAZ*AZ -KWY*(s/(s+wwy))*WY,DRCLL)，其中GAMAC＝0，

AZ为侧向加速度，WY为偏航角速率，s/(s+wwy)为洗出网络的传递函数， KXY、KAZ和KWY为控制增益，DRC为方向舵偏角指令，DRCUL和DRCLL分别 为方向舵偏角指令DRC的上限值和下限值，根据方向舵偏角允许使用范围确 定，LIM(·,·,·)为限幅环节；

(5)飞行器的飞行速度大于预设值，表示飞行器的俯冲加速过程结束。

限幅环节LIM(UL,X,LL)的输入为变量X，限幅环节用于将输出限定在 上限值UL和下限值LL之间，上限值UL不小于下限值LL，当X不小于UL 时限幅环节的输出为UL，当X不大于LL时限幅环节的输出为LL，当X在 UL和LL之间时限幅环节的输出为X。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)直升机通过单根主钢索吊挂挂架及飞行器，使系统组成简单，避 免了多根钢索可能出现的缠绕现象，降低了对直升机飞行的要求，减小了对 直升机飞行的不利影响，因此实际操作更容易。

(2)单根主钢索与挂架及飞行器构成一个单摆系统，即使在稳定飞行 时也必然存在前后方向和左右方向的单摆运动，另外飞行器还会绕主钢索转 动，采用稳定伞可以消除飞行器前后摆动运动以及绕主钢索转动运动，采用 阻尼板可以减小飞行器左右摆动运动，因此通过稳定伞和阻尼板共同作用可 以大大减轻挂架及外界扰动对飞行器姿态的影响，从而可以放宽对环境条件 和直升机飞行的要求，或者增加允许投放的几率。

(3)采用多个双通道压紧开关并联和串联构成相互独立的二余度分离 信号检测电路，可以保证在任意一个压紧开关故障或任意一个检测通道故障 时都能正常工作，从而具备可靠的分离信号检测功能。

(4)基于可靠的分离信号检测，通过在飞行器与挂架分离前和分离后 采取不同的姿态控制策略，可以增加飞行器姿态运动抗干扰的能力，可以放 宽对飞行器静稳定性的要求，即使是静不稳定飞行器也能保证分离后姿态稳 定并按要求进行俯冲加速，因此适用范围更广。此外，分离后姿态控制确保 飞行器无滚转和无侧滑并按预定俯仰角进行俯冲加速，可以获得最佳的加速 效果。

(5)飞行器姿态控制不采用攻角反馈和侧滑角反馈，降低了对攻角和 侧滑角测量的要求。飞行器姿态控制采用滚转角反馈、俯仰角反馈和法向 加速度反馈，可以防止滚转角、俯仰角姿态失稳和法向过载超限。

附图说明

图1为本发明挂架组成示意图；

图2为本发明分离信号检测电路示意图；

图3为本发明分离释放组件连接结构示意图；

图4为本发明飞行器姿态控制方法流程图；

图5为本发明分离前横向通道姿态控制示意图；

图6为本发明分离后纵向通道姿态控制示意图；

图7为本发明分离后横向通道和航向通道姿态控制示意图。

具体实施方式

下面结合附图对所提出的一种直升机低速投放飞行器的挂架及飞行器 姿态控制方法作进一步详细的说明：

如图1所示，本发明提供一种直升机低速投放飞行器的挂架，包括：主 钢索1、挂架钢索2、阻尼板3、挂架主结构4、稳定伞5、压紧组件6和分 离释放组件7；压紧组件6包括压紧开关和可调压脚；

主钢索1一端连接直升机，另一端通过挂架钢索2连接挂架主结构4； 阻尼板3沿竖直方向焊接在挂架主结构4上，用于减小挂架左右摆动；稳定 伞5连接在挂架主结构4的尾端，用于消除挂架前后摆动和绕主钢索1转动； 四个压紧组件6的可调压脚安装在挂架主结构4上，四个压紧开关安装在飞 行器8的背面，四个可调压脚与四个压紧开关一一对应，在挂架主结构4与 飞行器8连接后通过可调压脚施加预紧力，可调压脚将压紧开关压住，令压 紧开关处于断开状态；飞行器8通过分离释放组件7挂在挂架主结构4下方。

所述挂架钢索2至少为2根，挂架前后至少各1根，且长度可调，通过 调整前后挂架钢索的长度进而可以调整挂架和飞行器的俯仰姿态。

如图1所示，本发明采用四根挂架钢索，通过增加挂架前部两根钢索的 长度或者缩短挂架后部两根钢索的长度可以使挂架及飞行器低头，即俯仰角 减小，反之，通过缩短挂架前部两根钢索的长度或者增加挂架后部两根钢索 的长度可以使挂架及飞行器抬头，即俯仰角增大。

如图2所示，四个压紧开关两两并联然后串联在一起，每个压紧开关均 包含两个独立通道，从而构成相互独立的二余度分离信号检测电路，通过检 测每一个余度线路两端的通断状态实现分离信号检测，任意一个余度线路导 通即产生分离信号，压紧开关被压紧时为断路，压紧开关自由状态时为通路；

分离释放组件7前后各一个，如图3所示，每套分离释放组件7均包括 吊耳连接件701和分离火工品702，吊耳连接件701与挂架主结构4连接， 吊耳连接件701通过分离火工品702与飞行器8的吊耳801连接，分离火工 品702在指令控制下起爆以实现挂架与飞行器8分离。

本发明的挂架，除了要满足直升机挂载并释放升力式飞行器的要求，还 应为投放时刻飞行器姿态稳定创造条件。具体而言就是，在直升机稳定飞行 时，挂架及飞行器俯仰姿态、前后摆动、左右摆动和绕主钢索转动都应满足 投放要求，这样投放时刻飞行器姿态将处于期望范围内，投放后飞行器姿态 不容易失稳。

主钢索1长度、挂架钢索2长度、阻尼板3面积、稳定伞5挂绳长度、 稳定伞5特征值是挂架的重要设计参数，确定这些参数的步骤如下：

(a1)根据经验初步确定主钢索1的长度，一般在10m到40m之间。主 钢索不能太短，否则挂架及飞行器受直升机旋翼下洗流的影响严重，也不能 太长，否则飞行器姿态受主钢索单摆运动的影响太大。

(b1)根据经验初步确定稳定伞5挂绳长度，一般在3m到15m之间。稳 定伞挂绳不能太短，否则稳定伞受挂架及飞行器影响较大，也不能太长，否 则由干扰引起的稳定伞摆动对挂架及飞行器姿态影响较大。

(c1)根据挂架和飞行器的质量特性并结合相关设计经验，初步确定挂 架钢索2长度、阻尼板3面积和稳定伞5特征值。挂架钢索长度应方便于调 整挂架和飞行器的俯仰姿态。阻尼板用于在挂架左右摆动时产生气动阻尼 力，阻力板面积是决定性参数，在总面积满足要求的情况下阻尼板重量应尽 量小，对阻尼板的安装位置及形式没有要求。稳定伞产生的拉力等于动压与 特征值的乘积。

(d1)开展挂飞系留试验并进行模拟投放，对挂架设计参数进行飞行试 验验证。

(e1)根据投放前飞行器的俯仰角，以及飞行器的左右摆动、前后摆动 和绕主钢索转动运动，对挂架设计参数进行适当调整。

(f1)重复步骤(c1)和(d1)，直到挂飞系留试验时挂架及飞行器状 态能满足投放要求。

如图4所示，基于本发明的挂架，实现了一种飞行器姿态控制方法，步 骤如下：

(1)直升机通过所述挂架挂载飞行器8飞行，飞行器8的舵机上电以 后，飞行器8的飞行控制计算机通过二余度分离信号检测电路周期性地进行 分离信号检测，检测周期不大于40ms；

(2)如果未检测到分离信号，则飞行器8按照如下方式进行姿态控制， 之后返回步骤(1)；如果检测到分离信号，则进入步骤(3)；

飞行器8的纵向通道和航向通道采用开环控制，纵向通道升降舵偏角指 令DEC为预设值，航向通道方向舵偏角指令DRC为0；

如图5所示，飞行器8的横向通道采用滚转角闭环控制，滚转角指令 GAMAC置为0，以减小干扰对飞行器滚转姿态运动的影响，横向通道的控制 律为：

DAC＝LIM(DACUL,KGAMA*(GAMAC-GAMA)-KWX*WX,DACLL)，其中GAMAC＝0

GAMA为滚转角，WX为滚转角速率，KGAMA和KWX为控制增益，DAC为副 翼舵偏角指令，DACUL和DACLL分别为副翼舵偏角指令DAC的上限值和下限 值，根据副翼舵偏角允许使用范围确定，LIM(·,·,·)为限幅环节。

控制增益KGAMA和KWX，针对分离时刻飞行器状态采用飞行控制系统常 规设计方法确定。

挂载状态飞行器姿态主要由直升机和挂架决定，气动舵面偏转对姿态运 动的影响较小。本发明的飞行器姿态控制方法，在飞行器与挂架分离之前进 行主动姿态控制。俯仰通道和偏航通道开环控制的目的是为投放时刻飞行器 姿态控制提供初始条件，滚转通道闭环控制的目的是减小飞行器左右摆动对 滚转姿态的影响，使投放时刻飞行器的滚转角保持在期望范围内。

(3)检测到分离信号以后，飞行器8的飞行控制计算机周期性地判断 飞行速度，判断周期不大于40ms；

(4)如果飞行器8的飞行速度小于预设值，则飞行器8按照如下方式 进行姿态控制，之后返回步骤(3)；如果飞行器8的飞行速度大于预设值， 则进入步骤(5)；

如图6所示，飞行器8的纵向通道采用俯仰角闭环控制，俯仰角指令 THETAC为预设值，取值范围为-30°到-60°，例如THETAC＝-45°，以实现 按预定俯仰角俯冲加速，纵向通道的控制律为：

AYC＝LIM(AYCUL,KTHETA*(THETAC-THETA),AYCLL)，其中THETAC为 预设值；DEC＝LIM(DECUL,KAY*(AYC-AY)-KWZ*WZ,DECLL)

THETA为俯仰角，WZ为俯仰角速率，AY为法向加速度，KTHETA、KWX和 KAY为控制增益，AYC为法向加速度指令，AYCUL和AYCLL分别为法向加速 度指令AYC的上限值和下限值，根据法向加速度允许范围确定，DEC为升降 舵偏角指令，DECUL和DECLL分别为升降舵偏角指令DEC的上限值和下限值， 根据升降舵偏角允许使用范围确定，LIM(·,·,·)为限幅环节。

如图7所示，飞行器8的横向通道采用滚转角闭环控制，滚转角指令 GAMAC置为0，以减小干扰对飞行器滚转姿态运动的影响，横向通道的控制 律为：

DAC＝LIM(DACUL,KGAMA*(GAMAC-GAMA)-KWX*WX,DACLL)，其中GAMAC＝0

GAMA为滚转角，WX为滚转角速率，KGAMA和KWX为控制增益，DAC为副 翼舵偏角指令，DACUL和DACLL分别为副翼舵偏角指令DAC的上限值和下限 值，根据副翼舵偏角允许使用范围确定，LIM(·,·,·)为限幅环节。

如图7所示，飞行器8的航向通道采用侧向加速度闭环控制，并考虑横 向通道和航向通道间的耦合，以消除不利侧滑的影响，航向通道的控制律为：

DRC＝LIM(DRCUL,KXY*(KGAMA*(GAMAC-GAMA)-KWX*WX)-KAZ*AZ -KWY*(s/(s+wwy))*WY,DRCLL)，其中GAMAC＝0

AZ为侧向加速度，WY为偏航角速率，s/(s+wwy)为洗出网络的传递函数， KXY、KAZ和KWY为控制增益，DRC为方向舵偏角指令，DRCUL和DRCLL分别 为方向舵偏角指令DRC的上限值和下限值，根据方向舵偏角允许使用范围确 定，LIM(·,·,·)为限幅环节。

控制增益KTHETA、KWX、KAY、KGAMA、KWX、KXY、KAZ和KWY，针对分 离后飞行器状态采用飞行控制系统常规设计方法确定。

本发明的飞行器姿态控制方法，在飞行器与挂架分离之后使飞行器在无 滚转和无侧滑的情况下按预定俯仰角进行俯冲加速，这样可以获得最佳的加 速效果。俯仰角指令THETAC预设值可以通过飞行器六自由度仿真分析进行 优化，以获得最佳的俯冲加速效果。

(5)飞行器8的飞行速度大于预设值，表示俯冲加速过程结束，飞行 器8将按照后续阶段制导控制的要求进行姿态控制，THETAC和GAMAC不再 为预设值。

所述限幅环节LIM(UL,X,LL)的输入为变量X，限幅环节用于将输出限 定在上限值UL和下限值LL之间，上限值UL不小于下限值LL，当X不小于 UL时限幅环节的输出为UL，当X不大于LL时限幅环节的输出为LL，当X 在UL和LL之间时限幅环节的输出为X。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知 技术。