[發明專利]一種飛翼無人機赫伯斯特機動飛行控制方法

有效

• 申請號: 202011290804.1
• 申請日: 2020-11-18
• 公開（公告）號: CN112486203B
• 公開（公告）日: 2022-04-08
• 發明（設計）人: 李春濤;李雪兵;王雙雙;蘇子康;解明揚;趙振華
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10;G05D1/08
• 代理公司: 南京瑞弘專利商標事務所(普通合伙) 32249
• 代理人: 王路

本發明公開一種飛翼布局無人機赫伯斯特機動飛行控制方法，具體包括以下步驟：步驟1，升降舵控制通道采用俯仰角速率快速拉起建立機動迎角；步驟2，在無人機迎角達到目標迎角后，方向舵采用定偏航角速率的控制策略實現無人機快速轉變航向；步驟3，在副翼控制通道中引入滾轉角速率以及滾轉角信號，實現機動飛行過程中的翼平控制；步驟4，在航向角改變180°后，升降舵采用定空速爬升的控制策略，實現無人機縱向自動俯沖、自動拉起的機動過程。本發明的一種飛翼布局無人機赫伯斯特機動飛行控制方法主要解決了赫伯斯特機動過程中的控制模態問題，其主要特征是通過升降舵控制模態與橫側向控制模態的有機配合，完成赫伯斯特機動飛行動作。

技術領域：

本發明涉及一種飛翼無人赫伯斯特機動飛行控制方法，具體設計到飛翼無人機的機動飛行控制技術，屬于航空器飛行控制領域。

背景技術：

目前，針對飛翼布局無人機的研究主要集中在常規飛行，在機動飛行領域，針對飛翼無人機技術研究基本停留在摸索階段。在飛翼無人機赫伯斯特機動飛行控制領域的研究，更是少之又少，本專利創新性的提出基于多控制通道協同、末端自動拉起的控制技術，其在工程上易于實現，具有重要的工程實用價值。

發明內容：

發明目的：本發明的目的在于克服飛翼布局無人機機動飛行的難點，充分發揮出飛翼氣動布局無人機機動飛行控制能力，提高飛翼布局無人機的機動性，增加飛翼布局無人機的戰場生存能力和空中格斗能力。

技術方案：

一種飛翼布局無人機赫伯斯特機動飛行控制方法，包括如下步驟：

步驟1，升降舵控制通道采用俯仰角速率快速拉起建立迎角；

步驟2，在無人機迎角達到目標迎角后，方向舵采用定偏航角速率的控制策略實現無人機快速轉變航向；

步驟3，在副翼控制通道中引入滾轉角速率以及滾轉角信號，實現機動飛行過程中的翼平控制；

步驟4，在航向角改變180°后，升降舵采用定空速爬升的控制策略，實現無人機縱向自動俯沖、自動拉起的機動過程。

進一步地，步驟1具體為：在升降舵控制通道中采用固定俯仰角速率的拉起控制策略，采用固定俯仰角速率的拉起控制方式可以使無人機快速建立迎角，其控制策略對應的數學表達式為：

其中，δ_E為升降舵控制輸入指令，Q為俯仰角速率信號，Q_g為俯仰角速率指令信號，α為無人機迎角信號，α_taget為目標迎角，為俯仰角速率比例項系數，為俯仰角速率積分項系數，Q₀為期望俯仰角速率給定常值。

進一步地，步驟2具體為：在無人機完成建立迎角后，方向舵采用固定偏航角速率的控制方式，完成無人機航向轉變，其對應的控制策略數學表達式如下：

其中，δ_R為方向舵控制輸入指令，R為偏航角速率信號，R_g為偏航角速率指令信號，ψ為無人機偏航角信號，ψ_g為目標航向角，為偏航角速率比例系數，為偏航角速率積分系數，為航向角誤差比例系數，R₀為期望偏航角速率給定數值。

進一步地，步驟3具體為：在副翼舵均采用基于滾轉角速率的翼平控制策略，其控制結構如下：

φ_g＝0°