一种飞翼布局无人飞机应用阻力方向舵的控制方法

摘要

本发明属于飞翼布局无人飞机控制技术，具体涉及一种飞翼布局无人飞机应用阻力方向舵的控制方法。本发明在无人机处于航向的稳定与控制时，在每个控制周期T内，飞控计算机解算出航向通道控制信号，T=5～100ms；当飞机处于人工、飞控混合操纵模式时，飞控计算机将增稳控制律解算的控制信号按照控制权限Kδ_r_c叠加至人工操纵中，生成航向通道控制信号，驱动阻力方向舵偏转，Kδ_r_c=10%～70%；当飞机处于自动飞行模式时，飞控计算机直接将飞行控制律解算信号作为航向通道控制信号驱动阻力方向舵偏转。本发明在飞翼布局无人飞机的人工、飞控混合操纵与自动飞行控制中，均可以保证飞机航向通道的稳定性与可控性，操作简单，实用方便，具有较大的实际应用价值。

说明书

技术领域

本发明属于飞翼布局无人飞机控制技术，具体涉及一种飞翼布局无人飞 机应用阻力方向舵的控制方法。

背景技术

飞翼布局无人飞机没有常规飞机的垂尾和方向舵，航向静稳定性差或者 静不稳定，对飞机的航向操纵与飞行控制系统提出了新的要求。阻力方向舵 是飞翼布局无人机最有效的航向操纵手段之一，被众多飞翼布局无人机所采 用，如著名的X36、X45、X47B系列无人机等。阻力方向舵可分为机翼前缘张 开、机翼中部伸出、机翼后缘开裂三种，一般指后缘开裂式阻力方向舵。飞 翼布局无人机试飞的主要流程包括：第一步，人工、飞控混合操纵试飞，第 二步，无人机自动飞行控制。国外先进飞翼布局无人机已经基本掌握基于阻 力方向舵的控制方法与试飞流程，但由于技术封锁，国内基于阻力方向舵的 飞翼布局无人机控制方法处于理论研究阶段，尚未得到应用。

发明内容

本发明的目的是：提出一种实现飞翼布局无人飞机航向通道稳定的应用 阻力方向舵控制方法。

本发明的技术方案是：一种飞翼布局无人飞机应用阻力方向舵的控制方 法，其特征在于，无人机处于航向的稳定与控制时，在每个控制周期T内， 飞控计算机解算出航向通道控制信号，T=5～100ms；当飞机处于人工、飞控 混合操纵模式时，飞控计算机将增稳控制律解算的控制信号按照控制权限 K_{δ_r_c}叠加至人工操纵中，生成航向通道控制信号，驱动阻力方向舵偏转， K_{δ_r_c}=10%～70%；当飞机处于自动飞行模式时，飞控计算机直接将飞行控制 律解算信号作为航向通道控制信号驱动阻力方向舵偏转。

所述的飞翼布局无人飞机应用阻力方向舵的控制方法，当飞机处于人工、 飞控混合操纵模式时，

1.1 在每个控制周期T内，飞控计算机计算飞机航向通道的增稳控制律 步骤如下：

1.1.1 计算偏航角速率反馈到阻力方向舵的控制信号中间变量δ_{r_r1}：

δ_{r_r1}=K_r×r

式中，K_r为控制参数，取值范围是1～10，r是传感器测量得到的飞机偏 航角速率；

1.1.2 使用洗出网络对偏航角速率信号进行洗出，得到偏航角速率反馈 到阻力方向舵的控制信号δ_{r_r2}：

${\delta }_{r\_r2}=K_r\times \frac{\tau \times s}{\tau \times s+1}\times r$

式中，τ为时间常数，取值范围是0.5～2，s是拉普拉斯变换因子；

1.1.3 计算侧滑角反馈到阻力方向舵的控制信号δ_{r_β}：

δ_{r_β}=K_β×β

式中，K_β为控制参数，取值范围是-1～-10，β是传感器测量得到的飞机 侧滑角；

1.1.4 叠加生成增稳控制指令δ_{r_c1}：

δ_{r_c}=δ_{r_r2}+δ_{r_β}

1.1.5 进行控制权限分配，得到增稳控制指令δ_{r_c2}：

设定在人工、飞控混合操纵模式中，增稳控制律的控制权限上限阈值 K_{δ_r_c}，0≤K_{δ_r_c}≤100%；

若|δ_{r_c1}|<K_{δ_r}×δ_{r_max}，令δ_{r_c2}=δ_{r_c1}；

若δ_{r_c1}≥δ_{r_c_max}，令δ_{r_c2}=K_{δ_r}×δ_{r_max}；

若δ_{r_c1}≤δ_{r_c_max}，令δ_{r_c2}=-K_{δ_r}×δ_{r_max}；

式中，δ_{r_max}表示阻力方向舵的物理偏转角度最大值；

1.2 在每个控制周期内，飞控计算机采集人工操纵信号δ_{r_m}，与增稳控 制指令δ_{r_c2}叠加生成飞机航向通道控制指令δ_r1：

δ_r1=δ_{r_m}+δ_{r_c2}

1.3 对δ_r1信号进行限幅处理，得到δ_r；

若|δ_r1|≤δ_{r_max}，令δ_r=δ_r1；

若δ_r1≥δ_{r_max}，令δ_r=δ_{r_max}；

若δ_r1≤δ_{r_max}，令δ_r=-δ_{r_max}；

1.4 将阻力方向舵指令δ_r分配至左、右阻力方向舵：

若δ_r>0，令左阻力方向舵偏转δ_r；

若δ_r<0，令右阻力方向舵偏转δ_r，

其中，飞机阻力方向舵极性定义如下：左阻力方向舵偏转为正，产生的 偏航力矩为负；右阻力方向舵偏转为负，产生的偏航力矩为正。

所述的飞翼布局无人飞机应用阻力方向舵的控制方法，当飞机处于自动 飞行模式时，

2.1 在每个控制周期T内，飞控计算机计算飞机航向通道的自动飞行控 制律步骤如下：

2.1.1 根据滚转指令φ_c计算偏航角速率指令r_c

$r_c=\frac{g}{V}\times \sin {\phi }_c$

式中，V表示飞机空速,g为重力加速度；

2.1.2 计算偏航角速率反馈到阻力方向舵的控制信号中间变量δ_{r_r1}：

δ_{r_r1}=K_r×(r_c-r)

式中，K_r为控制参数，取值范围是1～10，r_c是偏航角速率指令，r是传 感器测量得到的飞机偏航角速率；

2.1.3 使用洗出网络对偏航角速率信号进行洗出，得到偏航角速率反馈 到阻力方向舵的控制信号δ_{r_r2}：

${\delta }_{r\_r2}=K_r\times \frac{\tau \times s}{\tau \times s+1}\times (r_c-r)$

式中，τ为时间常数，取值范围是0.5～2，s是拉普拉斯变换因子；

2.1.4 计算侧滑角反馈到阻力方向舵的控制信号δ_{r_β}：

δ_{r_β}=K_β×β

式中，K_β为控制参数，取值范围是-1～-10，β是传感器测量得到的飞机 侧滑角；

2.1.5 叠加生成自动飞行控制指令δ_r1

δ_r1=δ_{r_r2}+δ_{r_β}

2.2 对δ_r1信号进行限幅处理，得到δ_r；

若|δ_r1|≤δ_{r_max}，令δ_r=δ_r1；

若δ_r1≥δ_{r_max}，令δ_r=δ_{r_max}；

若δ_r1≤δ_{r_max}，令δ_r=-δ_{r_max}；

式中，δ_{r_max}表示阻力方向舵的物理偏转角度最大值；

2.3 将阻力方向舵指令δ_r分配至左、右阻力方向舵：

若δ_r>0，令左阻力方向舵偏转δ_r；

若δ_r<0，令右阻力方向舵偏转δ_r，

其中，飞机阻力方向舵极性定义如下：左阻力方向舵偏转为正，产生的 偏航力矩为负；右阻力方向舵偏转为负，产生的偏航力矩为正。

本发明的优点是：

本发明提出了一种可行的飞翼布局无人飞机应用阻力方向舵的控制方 法，控制方法给出了人工、飞控混合操纵模式中的航向通道控制策略；同时， 给出了飞翼布局无人飞机自动飞行时的航向通道稳定与控制策略。控制方法 摆脱了国外对该项技术的长期封锁，在飞翼布局无人飞机的人工、飞控混合 操纵与自动飞行控制中，均可以保证飞机航向通道的稳定性与可控性。该方 法适用于各型飞翼布局无人飞机应用阻力方向舵对飞机航向通道的控制。

具体实施方式

下面对本发明做进一步详细说明。

本发明飞翼布局无人飞机应用阻力方向舵控制方法能够实现飞机航向的 稳定与控制，在无人机处于航向的稳定与控制时，在每个控制周期T内，飞 控计算机计算出航向通道控制信号，T=5～100ms。当飞机处于人工、飞控混 合操纵模式时，飞控计算机将人工操纵信号与增稳控制律计算的控制信号按 照一定比例进行叠加，生成航向通道控制信号，驱动阻力方向舵偏转；当飞 机处于自动飞行模式时，飞控计算机直接将飞行控制律计算得到信号作为航 向通道控制信号驱动阻力方向舵偏转。飞机阻力方向舵极性定义如下：左阻 力方向舵偏转为正，产生的偏航力矩为负；右阻力方向舵偏转为负，产生的 偏航力矩为正。

1.当飞机处于人工、飞控混合操纵模式

步骤1：在每个控制周期T内，飞控计算机计算飞机航向通道的增稳控 制律步骤如下：

步骤1.1：计算偏航角速率反馈到阻力方向舵的控制信号中间变量δ_{r_r1}：

δ_{r_r1}=K_r×r

式中，K_r的取值范围是1～10，r是传感器测量得到的飞机偏航角速率。 δ_{r_r1}可以弥补飞翼布局无人飞机航向阻尼的不足，改善飞机荷兰滚阻尼比。

步骤1.2：使用洗出网络对偏航角速率信号进行洗出，得到偏航角速率 反馈到阻力方向舵的控制信号δ_{r_r2}：

${\delta }_{r\_r2}=K_r\times \frac{\tau \times s}{\tau \times s+1}\times r$

式中，τ的取值范围是0.5～2，s是拉普拉斯变换因子，洗出网络可 以对偏航角速率信号进行洗出，使该信号不妨碍飞机协调转弯。

步骤1.3：计算侧滑角反馈到阻力方向舵的控制信号δ_{r_β}：

δ_{r_β}=K_β×β

式中，K_β的取值范围是-1～-10，β是传感器测量得到的飞机侧滑角，如 果无人飞机没有安装侧滑角传感器，可以用航迹方位角和偏航角之差作为侧 滑角。δ_{r_β}可以增加航向稳定性，减小侧滑角。

步骤1.4：叠加生成增稳控制指令δ_{r_c1}：

δ_{r_c1}=δ_{r_r2}+δ_{r_β}

步骤1.5：进行控制权限分配，得到增稳控制指令δ_{r_c2}：

设定在人工、飞控混合操纵模式中，增稳控制律的控制权限上限阈值 K_{δ_r_c}，0≤K_{δ_r_c}≤100%；

若|δ_{r_c1}|<K_{δ_r}×δ_{r_max}，令δ_{r_c2}=δ_{r_c1}；

若δ_{r_c1}≥δ_{r_c_max}，令δ_{r_c2}=K_{δ_r}×δ_{r_max}；

若δ_{r_c1}≤δ_{r_c_max}，令δ_{r_c2}=-K_{δ_r}×δ_{r_max}；

式中，δ_{r_max}表示阻力方向舵的物理偏转角度最大值。

步骤2：在每个控制周期内，飞控计算机采集人工操纵信号δ_{r_m}，与增 稳控制指令δ_{r_c2}叠加生成飞机航向通道控制指令δ_r1：

δ_r1=δ_{r_m}+δ_{r_c2}

步骤3：对δ_r1信号进行限幅处理，得到δ_r；

若|δ_r1|≤δ_{r_max}，令δ_r=δ_r1；

若δ_r1≥δ_{r_max}，令δ_r=δ_{r_max}；

若δ_r1≤δ_{r_max}，令δ_r=-δ_{r_max}；

步骤4：将阻力方向舵指令δ_r分配至左、右阻力方向舵：

若δ_r>0，令左阻力方向舵偏转δ_r；

若δ_r<0，令右阻力方向舵偏转δ_r；

2.当飞机处于自动飞行模式

步骤1：在每个控制周期T内，飞控计算机计算飞机航向通道的自动飞 行控制律步骤如下：

步骤1.1：根据滚转指令φ_c计算偏航角速率指令r_c

$r_c=\frac{g}{V}\times \sin {\phi }_c$

式中，V表示飞机空速；偏航角速率指令r_c可以使阻力方向舵提前转向， 解决飞翼布局无人飞机在转弯初始几秒，机头总是先向相反方向偏转的问题。

步骤1.2：计算偏航角速率反馈到阻力方向舵的控制信号中间变量δ_{r_r1}：

δ_{r_r1}=K_r×(r_c-r)

式中，K_r的取值范围是1～10，r_c是偏航角速率指令，r是传感器测量得 到的飞机偏航角速率。δ_{r_r1}可以弥补飞翼布局无人飞机航向阻尼的不足，改善 飞机荷兰滚阻尼比。

步骤1.3：使用洗出网络对偏航角速率信号进行洗出，得到偏航角速率 反馈到阻力方向舵的控制信号δ_{r_r2}：

${\delta }_{r\_r2}=K_r\times \frac{\tau \times s}{\tau \times s+1}\times (r_c-r)$

式中，τ的取值范围是0.5～2，s是拉普拉斯变换因子，洗出网络可 以对偏航角速率信号进行洗出，使该信号不妨碍飞机协调转弯。

步骤1.4：计算侧滑角反馈到阻力方向舵的控制信号δ_{r_β}：

δ_{r_β}=K_β×β

式中，K_β的取值范围是-1～-10，β是传感器测量得到的飞机侧滑角，如 果无人飞机没有安装侧滑角传感器，可以用航迹方位角和偏航角之差作为侧 滑角。δ_{r_β}可以增加航向稳定性，减小侧滑角。

步骤1.5：叠加生成自动飞行控制指令δ_r1

δ_r1=δ_{r_r2}+δ_{r_β}

步骤2：对δ_r1信号进行限幅处理，得到δ_r；

若|δ_r1|≤δ_{r_max}，令δ_r=δ_r1；

若δ_r1≥δ_{r_max}，令δ_r=δ_{r_max}；

若δ_r1≤δ_{r_max}，令δ_r=-δ_{r_max}；

式中，δ_{r_max}表示阻力方向舵的物理偏转角度最大值。

步骤3：将阻力方向舵指令δ_r分配至左、右阻力方向舵：

若δ_r>0，令左阻力方向舵偏转δ_r；

若δ_r<0，令右阻力方向舵偏转δ_r。

实施案例1：本实施例采用飞行器控制一体化技术国防科技重点实验室自 研的某型带阻力方向舵的飞翼布局无人飞机，飞机处于人工、飞控混合操纵 模式；

1.飞控计算机计算飞机航向通道的增稳控制律步骤如下：

1.1 计算偏航角速率反馈到阻力方向舵的控制信号中间变量δ_{r_r1}：

δ_{r_r1}=K_r×r

式中，K_r=1.2；

1.2 使用洗出网络对偏航角速率信号进行洗出，得到偏航角速率反馈到 阻力方向舵的控制信号δ_{r_r2}：

${\delta }_{r\_r2}=K_r\times \frac{\tau \times s}{\tau \times s+1}\times r$

式中，τ=2；

1.3 计算侧滑角反馈到阻力方向舵的控制信号δ_{r_β}：

δ_{r_β}=K_β×β

式中，K_β=-3；

1.4 叠加生成增稳控制指令δ_{r_c1}：

δ_{r_c}=δ_{r_r2}+δ_{r_β}

1.5 进行控制权限分配，得到增稳控制指令δ_{r_c2}：

若|δ_{r_c1}|<K_{δ_r}×δ_{r_max}，令δ_{r_c2}=δ_{r_c1}；

若δ_{r_c1}≥δ_{r_c_max}，令δ_{r_c2}=K_{δ_r}×δ_{r_max}；

若δ_{r_c1}≤δ_{r_c_max}，令δ_{r_c2}=-K_{δ_r}×δ_{r_max}；

式中，K_{δ_r}=30%，δ_{r_max}=35°；

2.在每个控制周期内，将δ_{r_m}与δ_{r_c2}叠加生成δ_r1：

δ_r1=δ_{r_m}+δ_{r_c2}

步骤3：对δ_r1信号进行限幅处理，得到δ_r；

若|δ_r1|≤δ_{r_max}，令δ_r=δ_r1；

若δ_r1≥δ_{r_max}，令δ_r=δ_{r_max}；

若δ_r1≤δ_{r_max}，令δ_r=-δ_{r_max}；

式中，δ_{r_max}=35°；

步骤4：将阻力方向舵指令δ_r分配至左、右阻力方向舵：

若δ_r>0，令左阻力方向舵偏转δ_r；

若δ_r<0，令右阻力方向舵偏转δ_r。

本实施例中的飞行试验数据如表1所示：

表1 飞行试验数据表