无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法技术

本发明专利技术涉及一种无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法。该无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法包括：利用飞控计算机采集无人机的滚转角速率、偏航角速率、滚转角以及飞行速度；将滚转角速率、偏航角速率、滚转角、飞行速度、设定的滚转角控制指令以及参考速度指令输入横航向控制系统，并利用飞控计算机进行实时控制律解算，得到副翼舵面偏转角度控制量与方向舵舵面偏转角度控制量；根据副翼舵面偏转角度控制量与方向舵舵面偏转角度控制量分别驱动副翼舵机与方向舵舵机运动，以对无人机的滚转姿态进行调节。本申请的控制方法可以实现无人机发射过程中滚转姿态的稳定控制，从而可以实现无人机的安全发射。无人机的安全发射。无人机的安全发射。

【技术实现步骤摘要】
无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法


[0001]本申请涉及无人机控制
，具体而言，涉及一种无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法。

技术介绍

[0002]当前无人机已经广泛应用于军用和民用领域。火箭助推零长发射是一种常见的无人机发射方式。此发射方式不受起飞场地的约束，机动性强，扩大了无人机的使用范围。火箭助推发射过程是无人机飞行过程的关键环节，对于安全飞行起决定性作用。零长发射过程中螺旋桨的转动会产生与旋转方向相反的力矩，即螺旋桨反扭矩。螺旋桨反扭矩会在发射初期影响无人机的滚转姿态，过大的反扭矩会造成发射过程中无人机滚转角过大，从而有无人机掉高、机翼翼尖触地甚至发射失败的风险。传统非动压修正控制策略在发射初期低速度下，不能达到对滚转角较好的抑制作用。

技术实现思路

[0003]为了降低火箭助推零长发射无人机发射过程螺旋桨反扭矩对滚转姿态的影响，本申请的主要目的在于提供一种本申请的主要目的在于提供一种无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法，该控制方法可以实现无人机发射过程中滚转姿态的稳定控制，从而可以实现无人机的安全发射。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法，其特征在于，包括：步骤S1：利用飞控计算机采集无人机的滚转角速率、偏航角速率、滚转角以及飞行速度；步骤S2：将滚转角速率、偏航角速率、滚转角、飞行速度、设定的滚转角控制指令以及参考速度指令输入横航向控制系统，并利用飞控计算机进行实时控制律解算，得到副翼舵面偏转角度控制量与方向舵舵面偏转角度控制量；步骤S3：根据所述副翼舵面偏转角度控制量与所述方向舵舵面偏转角度控制量分别驱动副翼舵机与方向舵舵机运动，以对无人机的滚转姿态进行调节。2.根据权利要求1所述的无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法，其特征在于，在所述步骤S2中，方向舵舵面偏转角度控制量的控制律解算公式为：Δδ
r
＝K
r
r其中：Δδ
r
为方向舵舵面偏转角度控制量；K
r
为偏航角速率放大系数；r为偏航角速率。3.根据权利要求2所述的无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法，其特征在于，在所述步骤S2中，如果飞行速度小于参考速度，则副翼舵面偏转角度控制量的控制律解算公式为：其中，Δδ
a
为副翼舵面偏转角度控制量；K
p
为滚转角速率放大系数；K
φ
为滚转角放大系数；K
φi
为滚转角积分控制系数；p为滚转角速率；V为飞行速度；V
ref
为参考速度；φ为滚转角；φ
g
为滚转角指令；Δφ为滚转角偏差量。4.根据权利要求3所述的无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法，其特征在于，K
r
、K
p
、K
φ
以及K
φi
通过控制律设计与仿真得到。5.根据权利要求4所述的无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法，其特征在于，控制律设计与仿真的步骤包括：根据...

【专利技术属性】
技术研发人员：张琳，张剑锋，龚喜盈，王朋飞，梁撑刚，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：