專利名稱：一種無(wú)人機(jī)滾轉(zhuǎn)改平控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于無(wú)人機(jī)飛行控制領(lǐng)域，具體地說(shuō)，是指一種無(wú)人機(jī)滾轉(zhuǎn)改平的控制方法。
技術(shù)背景天氣的突變，微下沖氣流的侵襲，以及在復(fù)雜氣象條件下的飛行、迫降等，都有可能使 無(wú)人機(jī)遭遇到側(cè)風(fēng)。在側(cè)風(fēng)中飛行，如果不對(duì)無(wú)人機(jī)航跡加以修正，飛機(jī)的航跡將偏離飛機(jī) 的對(duì)稱面，使無(wú)人機(jī)向側(cè)風(fēng)方向移動(dòng)。側(cè)風(fēng)越大,產(chǎn)生的側(cè)移就越大。進(jìn)場(chǎng)著陸遇到側(cè)風(fēng)時(shí)， 若不及時(shí)有效地修正側(cè)風(fēng)帶來(lái)的影響，無(wú)人機(jī)就很難對(duì)正跑道接地。為對(duì)抗側(cè)風(fēng)影響， 一般有兩種控制策略:一種為航向修正法，如圖l(a)所示，使機(jī)頭偏向 側(cè)風(fēng)方向，即圖la中的空速R的方向，選擇一個(gè)偏流角A^飛行，空速與體軸一致，使空速《 與風(fēng)速^合成的地速6與跑道方向一致，在接地瞬間利用方向舵使機(jī)頭擺回跑道方向。另一 種為側(cè)滑修正法，如圖l(b)所示，機(jī)頭方向沿跑道，空速^向量與體軸的側(cè)滑角p等于偏流 角，使空速&與風(fēng)速^合成的地速6與跑道方向一致。側(cè)滑修正法是利用方向舵保持機(jī)頭航 向和跑道軸線方向一致，并利用副翼平衡由于側(cè)滑角產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩。圖2給出了采用側(cè)滑修正法進(jìn)行自動(dòng)著陸時(shí)作用在飛機(jī)上的力和力矩有如下平衡關(guān)系，如 式(1) (6)所示<formula>formula see original document page 3</formula> 其中，G為飛機(jī)重量，y為升力，I為阻力，Z為側(cè)力，f為發(fā)動(dòng)機(jī)推力，"9為俯仰角， ^為滾轉(zhuǎn)角，"為迎角，/ 為側(cè)滑角，A^為航向靜導(dǎo)數(shù)，M，為方向舵效率，Mf為滾轉(zhuǎn)靜 導(dǎo)數(shù)，M，為副翼效率，M，為縱向靜導(dǎo)數(shù)，Mf'為升降舵效率，A為副翼控制量，^為方 向舵控制量，《為升降舵控制量。由式(1) (6)可知，穩(wěn)定下降側(cè)滑時(shí)，副翼、方向舵和升降舵需要分別控制使得無(wú)人機(jī)達(dá)到力和力矩的平衡。具體說(shuō)明為控制副翼可使橫側(cè)操 縱力矩Mf'&與橫側(cè)安定力矩Mf/ 平衡，以保持滾轉(zhuǎn)角/不變，控制方向舵可使方向操縱力矩 M，&與方向安定力矩M-P平衡,以保持側(cè)滑角"不變；控制升降舵可使俯仰操縱力矩M，《與零升力矩Mz。、俯仰安定力矩Mf"平衡,以保持迎角"不變。采用側(cè)滑修正法進(jìn)行自動(dòng)著陸時(shí)需要注意的是，當(dāng)飛機(jī)在側(cè)風(fēng)條件下飛行時(shí)將會(huì)出現(xiàn)帶 滾轉(zhuǎn)角的下滑，這樣將會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)進(jìn)入低空后將會(huì)有機(jī)翼觸地的危險(xiǎn)，因此在飛機(jī)接地前瞬 間，必須進(jìn)行滾轉(zhuǎn)改平的動(dòng)作。通?？刂骑w機(jī)滾轉(zhuǎn)改平的直接手段是副翼，即利用副翼來(lái)控 制飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角為o。通常的控制律如式(7)所示<formula>formula see original document page 4</formula>(7)其中，^為副翼控制量，《y為滾轉(zhuǎn)角控制系數(shù)，i^為滾轉(zhuǎn)角速率控制系數(shù)，化為滾轉(zhuǎn) 角速率。當(dāng)飛機(jī)出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)角時(shí)，操縱副翼偏轉(zhuǎn)相應(yīng)的角度使得飛機(jī)反向滾轉(zhuǎn)來(lái)消除滾轉(zhuǎn)角， 引入滾轉(zhuǎn)角速率的反饋主要起到阻尼作用。由式(7)中的控制律可知，當(dāng)控制穩(wěn)定時(shí)，即滾 轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角速率均為o時(shí)，副翼控制量也為o。但是由上述采用側(cè)滑修正法進(jìn)行自動(dòng)著陸時(shí) 力和力矩的平衡關(guān)系可知，滾轉(zhuǎn)改平前副翼控制量使得橫側(cè)操縱力矩M;f'&與橫側(cè)安定力矩 Mf-平衡，滾轉(zhuǎn)改平后若副翼控制量為o,由側(cè)滑角〃帶來(lái)橫側(cè)安定力矩Mi^又將會(huì)使得飛 機(jī)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)，最終穩(wěn)定后的滾轉(zhuǎn)角必定不為o，對(duì)飛機(jī)安全著陸產(chǎn)生不利影響。 發(fā)明 內(nèi) 容本發(fā)明的目的是提出一種基于側(cè)滑修正法的無(wú)人機(jī)滾轉(zhuǎn)改平控制方法，通過(guò)引入無(wú)人機(jī) 接入滾轉(zhuǎn)改平控制時(shí)刻的副翼控制量來(lái)對(duì)原有的側(cè)滑修正方法進(jìn)行改進(jìn)，本發(fā)明提供的方法 尤其適用于在側(cè)風(fēng)較大時(shí)對(duì)著陸滾轉(zhuǎn)改平要求比較高的無(wú)人機(jī)的控制。 本發(fā)明的無(wú)人機(jī)側(cè)風(fēng)著陸滾轉(zhuǎn)改平控制方法通過(guò)以下步驟實(shí)現(xiàn) 步驟一當(dāng)飛機(jī)接入滾轉(zhuǎn)改平控制時(shí)，記錄該時(shí)刻的副翼控制量&。；步驟二飛機(jī)接入滾轉(zhuǎn)改平控制后，依據(jù)下式來(lái)進(jìn)行滾轉(zhuǎn)改平控制&=〖,《5化0 (8) 其中，^為副翼控制量，/^為滾轉(zhuǎn)角控制系數(shù)，Z為滾轉(zhuǎn)角，/^,為滾轉(zhuǎn)角速率控制系 數(shù)，A為滾轉(zhuǎn)角速率。本發(fā)明提出的無(wú)人機(jī)側(cè)風(fēng)著陸滾轉(zhuǎn)改平控制方法的優(yōu)點(diǎn)在于(1) 應(yīng)用本發(fā)明的控制方法可以使得飛機(jī)能夠以較小的滾轉(zhuǎn)角接地；(2) 本發(fā)明僅需記錄滾轉(zhuǎn)改平接入時(shí)刻的副翼控制量即可實(shí)現(xiàn)改平控制，控制過(guò)程簡(jiǎn)單可靠；(3) 在相同的側(cè)風(fēng)條件下，應(yīng)用本發(fā)明的控制方法可以使無(wú)人機(jī)以接近0度的滾轉(zhuǎn)角 著陸，大大提高了無(wú)人機(jī)的著陸安全性。附圖
說(shuō) 明圖la是飛機(jī)在側(cè)風(fēng)條件下的航向修正法示意圖； 圖lb是飛機(jī)在側(cè)風(fēng)條件下的側(cè)滑修正法示意圖；圖2a是釆用側(cè)滑修正法進(jìn)行自動(dòng)著陸時(shí)作用在飛機(jī)上的力和力矩平衡關(guān)系后視示意圖；圖2b是采用側(cè)滑修正法進(jìn)行自動(dòng)著陸時(shí)作用在飛機(jī)上的力和力矩平衡關(guān)系側(cè)視示意圖 圖3a是實(shí)施例中采用不同滾轉(zhuǎn)改平控制方法滾轉(zhuǎn)角結(jié)果示意圖； 圖3b是實(shí)施例中釆用不同滾轉(zhuǎn)改平控制方法副翼控制量結(jié)果示意圖；具體實(shí)施方式
下面結(jié)合附圖和具體實(shí)例對(duì)本發(fā)明的一種基于側(cè)滑修正法的無(wú)人機(jī)滾轉(zhuǎn)改平控制方法作 進(jìn)一步說(shuō)明。本發(fā)明的無(wú)人機(jī)滾轉(zhuǎn)改平控制方法通過(guò)以下步驟實(shí)現(xiàn)步驟一當(dāng)飛機(jī)接入滾轉(zhuǎn)改平控制時(shí)，記錄該時(shí)刻的副翼控制量《。；采用側(cè)滑修正法進(jìn)行自動(dòng)著陸時(shí)，作用在飛機(jī)上的力和力矩有如下平衡關(guān)系中，由式(5) 可知Mf" + M^二0 (9) 即該時(shí)刻的副翼控制量&。能夠滿足橫側(cè)操縱力矩Mf《。與橫側(cè)安定力矩Mf/ 平衡關(guān)系。步驟二飛機(jī)接入滾轉(zhuǎn)改平控制后，依據(jù)下式來(lái)進(jìn)行滾轉(zhuǎn)改平控制其中，^為副翼控制量，尺,為滾轉(zhuǎn)角控制系數(shù)，y為滾轉(zhuǎn)角，/^為滾轉(zhuǎn)角速率控制系 數(shù)，A為滾轉(zhuǎn)角速率。由于飛機(jī)接入滾轉(zhuǎn)改平控制時(shí)飛機(jī)的高度較低，飛機(jī)從滾轉(zhuǎn)改平到接地的時(shí)間很短，考 慮這段時(shí)間內(nèi)風(fēng)場(chǎng)變化不大，因此若保證飛機(jī)機(jī)頭對(duì)準(zhǔn)跑道，則飛機(jī)的側(cè)滑角基本不變。由 此可以推出，與其相平衡的副翼控制量也基本不變，即為飛機(jī)接入滾轉(zhuǎn)改平控制時(shí)刻的副翼 控制量&。。此時(shí)，若將&。保持至滾轉(zhuǎn)改平階段，則意味著在飛機(jī)接入滾轉(zhuǎn)改平控制后，一 部分副翼操縱量繼續(xù)擔(dān)任與側(cè)滑角產(chǎn)生的橫側(cè)安定力矩相平衡的作用，另一部分用來(lái)控制飛 機(jī)的滾轉(zhuǎn)角為0。當(dāng)控制達(dá)到穩(wěn)態(tài)時(shí)，滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角速率均為0，副翼控制量與接入時(shí)刻 的副翼控制量&?；鞠嗟?，飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)方向上的平衡并沒有被打破，保證飛機(jī)能夠以較小的 滾轉(zhuǎn)角接地，確保了飛機(jī)著陸的安全性。 實(shí) 施 例本實(shí)例中，無(wú)人機(jī)下滑階段采用側(cè)滑修正法進(jìn)行橫側(cè)向控制，仿真過(guò)程中加入了 3m/s 的常值正側(cè)風(fēng)。在接入滾轉(zhuǎn)改平控制時(shí)分別直接利用背景技術(shù)中所提及的式(7)中控制方法 和利用本發(fā)明所提供的滾轉(zhuǎn)改平控制方法進(jìn)行對(duì)比說(shuō)明。式(7)中控制方法為本實(shí)例中，^^=1.5， & =0.2。如圖3a、 3b所示，仿真中從1892.6秒開始接入滾轉(zhuǎn)改平控制，圖3 (a)和圖3 (b)中虛線均為利用式(7)的控制方法的仿真結(jié)果，分別給 出了飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角以及相應(yīng)的副翼控制量。由圖3a可以看出，接入滾轉(zhuǎn)改平控制之前，由 于側(cè)風(fēng)的影響，飛機(jī)以-3.5度左右的滾轉(zhuǎn)角做側(cè)滑修正飛行，相應(yīng)的副翼控制量為2.5度左 右。接入滾轉(zhuǎn)改平控制之后，在副翼的作用下滾轉(zhuǎn)角最終穩(wěn)定于1.5度，并沒有將滾轉(zhuǎn)角控 制至0度。下面按本發(fā)明提供的方法進(jìn)行滾轉(zhuǎn)改平控制。步驟一當(dāng)飛機(jī)接入滾轉(zhuǎn)改平控制時(shí)，記錄該時(shí)刻的副翼控制量《。；&0 = 2.5步驟二飛機(jī)接入滾轉(zhuǎn)改平控制后，依據(jù)式(10)來(lái)進(jìn)行滾轉(zhuǎn)改平控制(10)本實(shí)例中，《，=1.5， =0.2。圖3 (a)和圖3 (b)中實(shí)線均為本發(fā)明所提供的滾 轉(zhuǎn)改平控制方法的仿真結(jié)果曲線，分別給出了飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角以及相應(yīng)的副翼控制量。由圖3b 可以看出，利用本發(fā)明所提供的滾轉(zhuǎn)改平控制方法，接入滾轉(zhuǎn)改平控制之后，在副翼的作用 下滾轉(zhuǎn)角接近O度左右，飛機(jī)能夠以較小的滾轉(zhuǎn)角接地，確保了飛機(jī)著陸的安全性。
權(quán)利要求
1、一種無(wú)人機(jī)滾轉(zhuǎn)改平控制方法，其特征在于步驟一當(dāng)飛機(jī)接入滾轉(zhuǎn)改平控制時(shí)，記錄該時(shí)刻的副翼控制量δx0；步驟二飛機(jī)接入滾轉(zhuǎn)改平控制后，依據(jù)下式來(lái)進(jìn)行滾轉(zhuǎn)改平控制
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于側(cè)滑修正法的無(wú)人機(jī)滾轉(zhuǎn)改平控制方法，通過(guò)引入無(wú)人機(jī)接入滾轉(zhuǎn)改平控制時(shí)刻的副翼控制量δ_x0來(lái)對(duì)原有的側(cè)滑修正方法進(jìn)行改進(jìn)，依據(jù)公式δ_x=K_rr+K_w#-[x]ω_x+δ_xo來(lái)對(duì)無(wú)人機(jī)進(jìn)行滾轉(zhuǎn)改平控制。本發(fā)明提供的方法尤其適用于在側(cè)風(fēng)較大時(shí)對(duì)著陸滾轉(zhuǎn)改平要求比較高的無(wú)人機(jī)的控制。應(yīng)用本發(fā)明的控制方法僅需記錄滾轉(zhuǎn)改平接入時(shí)刻的副翼控制量即可實(shí)現(xiàn)改平控制，控制過(guò)程簡(jiǎn)單可靠；可以使得飛機(jī)能夠以較小的滾轉(zhuǎn)角接地；在相同的側(cè)風(fēng)條件下，應(yīng)用本發(fā)明的控制方法可以使無(wú)人機(jī)以接近0度的滾轉(zhuǎn)角著陸，大大提高了無(wú)人機(jī)的著陸安全性。
文檔編號(hào)B64C13/18GK101264797SQ20081010232
公開日2008年9月17日 申請(qǐng)日期2008年3月20日 優(yōu)先權(quán)日2008年3月20日
發(fā)明者張翠萍, 方曉星, 勇 王 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)