[發(fā)明專利]基于動壓補(bǔ)償?shù)那蜉d無人機(jī)系統(tǒng)投放段制導(dǎo)律設(shè)計(jì)方法

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• 申請?zhí)枺?/td>: 202010824478.1
• 申請日: 2020-08-17
• 公開（公告）號: CN111984023A
• 公開（公告）日: 2020-11-24
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 閆曉鵬;張子健;周禮洋;戶艷鵬;馬曉平
• 申請（專利權(quán)）人: 中國科學(xué)院工程熱物理研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 北京科迪生專利代理有限責(zé)任公司 11251
• 代理人: 張乾楨

本發(fā)明提供了一種基于動壓補(bǔ)償?shù)那蜉d無人機(jī)系統(tǒng)投放段制導(dǎo)律設(shè)計(jì)方法，包括：標(biāo)準(zhǔn)動壓生成器在線生成不同海拔高度處的標(biāo)準(zhǔn)動壓值輸出給標(biāo)準(zhǔn)動壓比較器，標(biāo)準(zhǔn)動壓比較器解算當(dāng)前時刻的動壓與標(biāo)準(zhǔn)動壓的比值作為動壓補(bǔ)償器的輸入，動壓補(bǔ)償器將輸入值按照預(yù)定規(guī)則處理后作為前饋項(xiàng)輸入給制導(dǎo)指令生成器，制導(dǎo)指令生成器將動壓補(bǔ)償器的輸入值疊加后生成制導(dǎo)指令輸出給姿態(tài)控制器。本發(fā)明提供了基于動壓補(bǔ)償?shù)那蜉d無人機(jī)系統(tǒng)投放段制導(dǎo)律設(shè)計(jì)方法，將動壓值引入制導(dǎo)指令反饋中，用來減小投放拉起過程飛機(jī)的過載和最大速度值，從而保證球載投放后轉(zhuǎn)平飛階段飛機(jī)的安全，該方法中動壓值可測量，制導(dǎo)律曲線連續(xù)，便于實(shí)際工程運(yùn)用。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及無人機(jī)領(lǐng)域，尤其涉及一種基于動壓補(bǔ)償?shù)奶柲軣o人機(jī)高空球載投放制導(dǎo)律設(shè)計(jì)方法。

背景技術(shù)

通常而言，無人機(jī)的任務(wù)周期包括以下幾個階段：地面滑跑、起飛、巡航、下降和著陸幾個過程。但對于臨近空間無人機(jī)而言，為了減小無人機(jī)自身的結(jié)構(gòu)重量，為可裝配載荷預(yù)留空間，目前，工程上也考慮采用浮空器平臺搭載起飛的方式。對于采用浮空器平臺搭載起飛的無人機(jī)，其執(zhí)行的任務(wù)周期區(qū)別于以往的無人機(jī)，通常包括以下幾個階段：球載起飛、投放轉(zhuǎn)平飛、巡航、下降和著陸這幾個過程。球載起飛過程主要依賴于浮空器平臺進(jìn)行控制，而投放轉(zhuǎn)平飛過程則依賴無人機(jī)自身的控制，該階段控制律的設(shè)計(jì)成敗直接決定了整個飛行任務(wù)的成敗。

太陽能無人機(jī)為了減輕結(jié)構(gòu)重量，通常采用輕質(zhì)大展弦比設(shè)計(jì)形式，該種形式的無人機(jī)通常具有很大的升力系數(shù)，但機(jī)身彈性較大，結(jié)構(gòu)變形幅值較大。采用高空球載投放方式雖然可以減輕動力系統(tǒng)的負(fù)擔(dān)，但是球載投放過程中為了盡快建立速度，初始時刻無人機(jī)通常具備大的俯仰角，在投放后轉(zhuǎn)入平飛這一過程中，無人機(jī)往往需要承受較大的過載和動壓值，但大過載或動壓對該種輕質(zhì)大展弦比構(gòu)型的無人機(jī)往往是不利的，會帶來機(jī)身或前緣的變形，甚至機(jī)體結(jié)構(gòu)的破壞。因此，在制導(dǎo)和控制律的設(shè)計(jì)過程中，要考慮降低球載投放過程中的最大過載和動壓值，以保證該階段能夠順利完成，為無人機(jī)進(jìn)入巡航段提供必要的初始速度和較為穩(wěn)定的姿態(tài)。

目前，國內(nèi)尚無關(guān)于球載投放制導(dǎo)律設(shè)計(jì)方法方面的現(xiàn)有技術(shù)，現(xiàn)有的制導(dǎo)律設(shè)計(jì)中，對于進(jìn)行大機(jī)動的剛體飛行器通常會采用將過載直接引入制導(dǎo)回路的設(shè)計(jì)方法，雖然飛機(jī)的過載可以由慣性傳感器直接測得，但過載測量值噪聲過大。對于太陽能無人機(jī)而言，其本身存在彈性變形等因素，在投放拉起過程中直接引入過載反饋會導(dǎo)致制導(dǎo)指令有較大的抖動，反饋到姿態(tài)控制器回路上帶來的直接結(jié)果是升降舵抖動較為頻繁，會影響實(shí)際飛行效果。

發(fā)明內(nèi)容

為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明提供一種基于動壓補(bǔ)償?shù)那蜉d無人機(jī)系統(tǒng)投放段制導(dǎo)律設(shè)計(jì)方法，以至少部分解決上述技術(shù)問題。本發(fā)明提供制導(dǎo)律設(shè)計(jì)形式簡潔，需要的變量實(shí)際可測得，便于實(shí)際工程應(yīng)用。

本發(fā)明的技術(shù)方案為：一種基于動壓補(bǔ)償?shù)那蜉d無人機(jī)系統(tǒng)投放段制導(dǎo)律設(shè)計(jì)方法，包括如下步驟：

步驟1、標(biāo)準(zhǔn)動壓生成器在線生成不同海拔處的標(biāo)準(zhǔn)動壓值輸出給標(biāo)準(zhǔn)動壓比較器；

步驟2、標(biāo)準(zhǔn)動壓比較器解算當(dāng)前時刻的動壓與標(biāo)準(zhǔn)動壓的比值作為動壓補(bǔ)償器的輸入；

步驟3、動壓補(bǔ)償器將輸入值按照預(yù)定規(guī)則處理后作為前饋項(xiàng)輸入給制導(dǎo)指令生成器；

步驟4、制導(dǎo)指令生成器將動壓補(bǔ)償器的輸入值疊加后生成制導(dǎo)指令輸出給姿態(tài)控制器。

進(jìn)一步的，所述步驟1中：

所述的標(biāo)準(zhǔn)動壓生成器，根據(jù)當(dāng)前海拔高度、當(dāng)前馬赫數(shù)在線計(jì)算無人機(jī)目標(biāo)過載值的配平攻角，由配平攻角插值得出處于目標(biāo)過載時的升力系數(shù)值，由升力系數(shù)值和目標(biāo)過載值計(jì)算出當(dāng)前海拔高度處的標(biāo)準(zhǔn)動壓，作為基準(zhǔn)量輸出給動壓補(bǔ)償器。

進(jìn)一步的，所述步驟2中：

所述的標(biāo)準(zhǔn)動壓比較器解算當(dāng)前時刻的動壓值和該海拔高度處的標(biāo)準(zhǔn)動壓的比值，作為當(dāng)前時刻的給定值輸出給動壓補(bǔ)償器。