一种基于直接力控制的固定翼无人机空中回收精确对接控制方法技术

本发明专利技术公开一种基于直接力控制的固定翼无人机空中回收精确对接控制方法，选取合适的控制舵面组合形式，为固定翼无人机增加全动襟翼和阻力舵，采用基于直接力控制的

【技术实现步骤摘要】
一种基于直接力控制的固定翼无人机空中回收精确对接控制方法


[0001]本专利技术属飞行器设计和控制领域，具体涉及基于一种直接力控制的固定翼无人机空中回收精确对接控制方法
。

技术介绍

[0002]当前，为提升固定翼无人机作战能力，充分解决固定翼无人机起降适应性的问题，固定翼无人机空中回收技术开始作为一项前沿课题被广泛地开展相关的研究，通过应用固定翼无人机空中回收技术，大大增加了固定翼无人机实施任务的范围以及适应复杂地形环境的能力
。
而固定翼无人机空中回收技术要求严格的导航精度与控制精度以完成与对接机构的对接，基于常规控制技术需要通过姿态调整运动轨迹，存在转动运动与平移运动强烈耦合以及建立时间上的滞后，很难满足空中回收技术的控制要求
。
[0003]目前，常规飞机的升力及侧力主要是通过迎角及侧滑角产生的
。
以升力为例
,
采用常规方法首先操纵升降舵
,
在操纵力矩的作用下
,
克服飞机的转动惯量和阻尼
,
产生姿态角的变化
,
这样就改变了迎角
,
从而产生改变轨迹的升力
。
如果需要转弯或盘旋
,
还必须先操纵副翼使飞机滚转产生倾斜角
,
然后再拉杆以增大迎角来增大升力才能进入盘旋
。
以上过程说明从操纵舵面到轨迹改变之间不可避免地存在时间滞后
,
大型飞机的时间滞后会更大
。
把通过舵面进行的常规控制技术称为力矩控制
,
它通过改变力矩平衡对力间接地产生影响
。
因此
,
这样产生的升力
,
称为间接升力
。
这种间接升力有以下几个缺点：
(1)
它建立的比较慢
,
因此无法较好的补偿高频力扰动如阵风
(2)
它使飞机的转动运动与平移运动强烈耦合
,
因此使飞机快速跟踪轨迹的能力降低
(3)
每当希望利用控制面产生较大的迎角或侧滑角
,
以便产生较大升力或侧力时
,
首先要令操纵面转动
,
结果将产生与要求方向相反的较小的力
。
因此，如何克服这一缺点是一个重要的课题
。
[0004]为克服这一缺点
,
美国和英国飞机设计师相继提出了直接力控制思想
。
直接力控制是指直接产生按照愿望改变轨迹的力
,
它是飞机操纵方法的扩展
。
直接力控制直接地对作用于飞机的力产生影响
,
因此可以消除力和力矩的耦合
。
这样就消除了轨迹运动和姿态运动的耦合
,
因此减小了从操纵到轨迹改变的时间滞后
。
本专利技术提出直接升力以及直接阻力的控制方法
。
该控制方法要求飞机必须具有特殊适宜的控制面，通常对于直接升力控制，主要采用前缘襟翼和后缘襟翼
、
控制面鸭翼
、
平尾等控制面的组合来实现，本专利技术采用全动襟翼与平尾的控制面组合方式；对于直接阻力控制，主要采用阻力舵等控制面，本专利技术采用阻力舵控制面
。
具体方法为纵向通道通过机动襟翼产生直接升力控制以及前向通道通过阻尼板产生直接阻力控制，实现高度和速度的快速响应，同样它要求飞控系统能够将无人机精确地引导并与对接装置精确对接
。
[0005]在实际应用环境下，由于受到风扰动以及导航测量精度等的影响，显著提高了固定翼无人机空中回收的难度
。
无人机横侧向以及前向的轨迹跟踪误差成为影响回收成功率的关键因素
。

技术实现思路

[0006]针对上述问题，本专利技术提出一种基于直接力控制的固定翼无人机空中回收精确对接控制方法，以解决固定翼无人机空中回收精确对接控制问题
。
[0007]本专利技术一种基于直接力控制的固定翼无人机空中回收精确对接控制方法，具体步骤为：
[0008]步骤一：搭建对接控制系统，包括无人机上搭载的差分卫星导航模块的机载端
、
飞行控制
、
导航模块以及与空基平台上搭载的空中回收对接机构配合的对接装置；空基回收平台上搭载的空中回收对接机构与差分卫星导航模块的移动平台端；以及地面的地面站模块
。
[0009]步骤二：由地面站模块设置空中回收所需参数，包括对接点位置偏置
、
阻力舵通道控制参数
、
襟翼通道控制参数
、
升降舵前馈参数
、
相对伴飞时的相对高度
、
速度
、
复飞决断点误差门限
。
[0010]步骤三：空基移动回收平台提前进入预定航线；预定航线为空基移动回收平台在无人机需要返航的地点进行盘旋等待的航线
。
[0011]步骤四
、
待固定翼无人机完成预定任务之后，到达回收位置；回收位置为与空基移动回收平台不同高度位置；进一步沿步骤三中预定航线的轨迹盘旋；同时在地面站模块绘制固定翼无人机回收航线，使空基移动回收平台与固定翼无人机以不同高度共同进入回收航线
。
[0012]当无人机返回到空基移动回收平台附近时，由地面站向固定翼无人机发出对接降落指令，此时固定翼无人机进入空中回收对接模式，启用机动襟翼和阻力舵，由常规控制方法切换为基于直接力控制的固定翼无人机空中回收精确对接控制方法，此方法为基于直接力控制
PID
的控制律算法结构，外环位置环为高度
、
前向距离，侧偏距三个控制通道，实现无人机高度位置控制；内环姿态环为俯仰
、
滚转
、
偏航三个姿态控制通道，实现无人机姿态控制
。
[0013]步骤五
、
飞控根据差分卫星导航模块传输的对接点实时位置等信息，结合步骤2中预设的参数实时解算相应的控制量，并随着对接点移动不断更新对接点位置信息
。
[0014]步骤六
、
无人机前往对接点的过程中，根据差分卫星导航模块传输的对接点实时相对位置，通过斜坡控制的方式逐渐降低至目标高度，并对准航线降落方向，不断消除侧偏距以及与对接点的纵向距离差值
。
[0015]步骤七
、
当无人机跟上对接点后，且速度相等正负不超过
1m/s
；此时无人机高度为预设的伴飞高度随着空基回收平台移动进行相对伴飞，伴飞高度为前述预设的相对于对接点的伴飞高度，并且继续修正侧偏距以及保持与对接点的纵向距离的控制，实现共速飞行
。
[0016]步骤八
、
无人机在相对伴飞的过程中将进入垂直降高模式，进本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种基于直接力控制的固定翼无人机空中回收精确对接控制方法，其特征在于：步骤一：搭建对接控制系统，包括无人机上搭载的差分卫星导航模块的机载端
、
飞行控制
、
导航模块以及与空基平台上搭载的空中回收对接机构配合的对接装置；空基回收平台上搭载的空中回收对接机构与差分卫星导航模块的移动平台端；以及地面的地面站模块；步骤二：由地面站模块设置空中回收所需参数，包括对接点位置偏置
、
阻力舵通道控制参数
、
襟翼通道控制参数
、
升降舵前馈参数
、
相对伴飞时的相对高度
、
速度
、
复飞决断点误差门限；步骤三：空基移动回收平台提前进入预定航线；预定航线为空基移动回收平台在无人机需要返航的地点进行盘旋等待的航线；步骤四
、
待固定翼无人机完成预定任务之后，到达回收位置；回收位置为与空基移动回收平台不同高度位置；进一步沿步骤三中预定航线的轨迹盘旋；同时在地面站模块绘制固定翼无人机回收航线，使空基移动回收平台与固定翼无人机以不同高度共同进入回收航线；当无人机返回到空基移动回收平台附近时，由地面站向固定翼无人机发出对接降落指令，此时固定翼无人机进入空中回收对接模式，启用机动襟翼和阻力舵，由常规控制方法切换为基于直接力控制的固定翼无人机空中回收精确对接控制方法，此方法为基于直接力控制
PID
的控制律算法结构，外环位置环为高度
、
前向距离，侧偏距三个控制通道，实现无人机高度位置控制；内环姿态环为俯仰
、
滚转
、
偏航三个姿态控制通道，实现无人机姿态控制；步骤五
、
飞控根据差分卫星导航模块传输的对接点实时位置等信息，结合步骤2中预设的参数实时解算相应的控制量，并随着对接点移动不断更新对接点位置信息；步骤六
、
无人机前往对接点的过程中，根据差分卫星导航模块传输的对接点实时相对位置，通过斜坡控制的方式逐渐降低至目标高度，并对准航线降落方向，不断消除侧偏距以及与对接点的纵向距离差值；步骤七
、
当无人机跟上对接点后，即无人机与对接点水平面上的位置重合，且速度相等正负不超过
1m/s
；此时无人机高度为预设的伴飞高度随着空基回收平台移动进行相对伴飞，伴飞高度为前述预设的相对于对接点的伴飞高度，并且继续修正侧偏距以及保持与对接点的纵向距离的控制，实现共速飞行；所述预设的伴飞高度；步骤八
、
无人机在相对伴飞的过程中将进入垂直降高模式，进行降高决断，如果在降高决断时间段内，无人机均满足横向
、
高度以及纵向距离的控制误差门限，则无人机将进入垂直降高模式，目标高度转变为对接点的高度叠加上设置的高度偏置值，然后固定翼无人机继续降高，同时继续保持相对伴飞过程中侧偏距以及与对接点纵向距离的控制；步骤九
、
降高末端进行降落复飞决断，当相对高度达到某一设定高度及以下时，需要对侧偏距以及与对接点纵向距离进行帧数判定，若到达复飞判断高度时侧偏距满足横向误差门限
、
与对接点纵向距离满足纵向距离误差门限条件，则继续降高至空基移动回收平台并与平台上的对接机构进行对接，对接机构收到指令后，执行回收动作，然后判断对接是否成功，若收到对接成功信号，则对接成功；此时，发动机保持之前的油门值，并根据地速调节，同时襟翼上偏极限行程，升降舵继续控制俯仰角通道；若到达判断高度及以下以上两个条件至少有一个不满足，则放弃对接回收转而进行复飞操作；步骤十
、
如果进行复飞操作，则退出垂直降高模式，转为与空基平台相对伴飞；此时目
标高度由空基平台对接高度变为相对于对接点的伴飞高度，并继续修正侧偏距以及保持与对接点的纵向距离的控制，直至侧偏距以及与对接点纵向距离满足降高决断条件，重新执行降高过程
。2.
如权利要求1所述一种基于直接力控制的固定翼无人机空中回收精确对接控制方法，其特征在于：步骤四所述的外环位置环中，高度控制通道根据目标高度和当前高度通过开平方控制器计算目标升降速度；开平方根控制器使用平方根形式对输出进行限幅，具体控制算法为：式中，
ahv
为输出的目标升降速度；
a
M
为最大加速度限值，
a
M
的取值范围
(
平方根起点不能高于正常限幅点
)
：为期望速度的限幅值，临界点为
K
p1
为比例环节增益；
Herror
为高度误差；然后将计算得到的目标升降速度和当前升降速度做差，经过襟翼控制通道的
PID
控制器生成襟翼直接力舵偏指令，驱动襟翼产生相应偏转，具体控制算法为：控制算法结构如下：
hverror
＝
ahv
‑
chvOutputP_flap
＝
K
P2
*hverror,*hverror,OutputTotal_flap
＝
K
total2
(OutputP_flap+OutputI_flap+OutputD_flap)
其中，
ahv
为外环输出的目标升降速度，
chv
为当前升降速度，
K
P2
、K
I2
、K
d2
、K
total2
分别为该
PID
控...

【专利技术属性】
技术研发人员：王松，唐嘉鑫，莫竣然，闫超，王泽浩，张楠，
申请(专利权)人：北京创衡控制技术有限公司，
类型：发明
国别省市：