一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体及其控制方法技术

本发明专利技术提出了一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体，包括发射筒、无人机、火箭助推器、控制器、执行器和传感器，火箭助推器安装在无人机尾部以形成组合体，组合体放置在发射筒内；本发明专利技术采用PID控制器，具有结构体积小，方便携带，制造成本低，控制效率高，使用简单便捷，有效地节省燃料和结构占用空间。本发明专利技术还提出了一种筒射无人机火箭助推姿态控制方法，通过改变筒射无人机火箭助推姿态控制组合体中的每个姿态控制发动机的推力，使推力焦点偏移无人机重心，实现对无人机发射过程中的姿态控制，控制效率高，控制精度高，节约更多的成本。本。本。

【技术实现步骤摘要】
一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体及其控制方法


[0001]本专利技术涉及无人机
，特别涉及一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体及其控制方法。

技术介绍

[0002]现行的火箭推力装置多使用矢量推力控制，它利用不同方法改变航天器发动机推力的方向，使发动机的推力在其主轴的垂直方向产生侧向分力，形成控制力和控制力矩，以克服各种干扰，矢量推力控制技术较为成熟，但是用矢量推力控制往往对燃料的耗费较大，控制效率低，推力装置体积大，占用的结构空间多，浪费了更多的资源成本，不能满足推力装置的轻便化、小型化的使用需求。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的旨在至少解决所述技术缺陷之一。
[0004]为此，本专利技术的一个目的在于提出一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体，以解决
技术介绍
中所提到的问题，克服现有技术中存在的不足。
[0005]为了实现上述目的，本专利技术一方面的实施例提供一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体，其特征在于，包括发射筒、无人机、火箭助推器、控制器、执行器和传感器，火箭助推器安装在无人机尾部以形成组合体，组合体放置在发射筒内；火箭助推器包括三个姿态控制发动机和外壳，三个姿态控制发动机成等边三角形排列并设置在外壳内；控制器、执行器和传感器安装在无人机内；控制器用于接收平台输入的期望姿态角数据和传感器测量的实际姿态角数据，计算出误差量，并将误差量发送到执行器中，执行器根据误差量调节姿态控制发动机的推力大小。
[0006]优选的是，姿态控制发动机为过氧化氢发动机，无人机为纵列式旋翼无人机。
[0007]本专利技术还提出了一种筒射无人机火箭助推姿态控制方法，通过调整姿态控制发动机的推力，以使推力焦点偏移所述无人机重心，实现对无人机发射过程中的姿态控制。
[0008]优选的是，对无人机发射过程中的姿态控制采用PD控制，根据期望的姿态角与实际的姿态角的误差量作为输入，实现姿态角闭环控制律，具体包括：
[0009]S1:对权利要求1的无人机的实际姿态角信息进行采集；
[0010]S2:接收期望姿态角信息，根据接收的期望姿态角信息与采集的实际姿态角信息相减计算出误差量，再将误差量输入到控制器中，控制器根据误差量对火箭助推器的总推力进行解耦，并将解耦信息发送到执行器中，执行器通过六自由度刚体模型进行控制律建模，控制三个姿态控制发动机的推力大小，以改变火箭助推器的推力，从而产生姿态调整力矩以控制无人机的飞行姿态。
[0011]在上述任一方案中优选的是，控制器对火箭助推器的总推力进行解耦，火箭助推器中的三个姿态控制发动机分别为第一姿态控制发动机、第二姿态控制发动机和第三姿态控制发动机，三个姿态控制发动机的推力公式为：
[0012]F1＝F
basic
+k1·
δM
[0013]F2＝F
basic
+k2·
δM
[0014]F3＝F
basic
+k3·
δM
[0015]其中，F1为第一姿态控制发动机的推力，F2为第二姿态控制发动机的推力，F3为第三姿态控制发动机的推力，F
basic
为主推力，k1为第一姿态调整系数，k2为第二姿态调整系数，k3为第三姿态调整系数；δM为力矩变化量。
[0016]在上述任一方案中优选的是：
[0017][0018][0019][0020]其中，η为姿态调整轴线与体轴系的夹角。
[0021]在上述任一方案中优选的是，实际姿态角信息包括俯仰角信息和偏航角信息。
[0022]在上述任一方案中优选的是，姿态调整轴线与体轴系的夹角为60度时，根据误差量信息控制三个姿态控制发动机的推力大小，以改变火箭助推器的推力，从而产生姿态调整力矩以控制筒射无人机火箭助推姿态控制组合体的姿态。
[0023]在上述任一方案中优选的是，每个姿态控制发动机姿态控制推力占总推力的15％
‑
20％。
[0024]与现有技术相比，本专利技术所具有的优点和有益效果为：
[0025]1、本专利技术的一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体结构紧凑，控制精度高，姿态控制发动机通过差分推力控制，具有结构体积小，方便携带，制造成本低，控制效率高，使用简单便捷，有效地节省燃料和结构占用空间。
[0026]2、本专利技术一种筒射无人机火箭助推姿态控制方法，使用差分推力进行控制，通过调节燃料流量进行推力大小的控制可以实现无人机低空低速短时间内的姿态控制并完成发射任务，方便使用。
[0027]本专利技术附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本专利技术的实践了解到。
附图说明
[0028]本专利技术的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
[0029]图1为根据本专利技术实施例的一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体整体结构示意图；
[0030]图2为根据本专利技术实施例的一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体图1中所示火箭助推器结构示意图；
[0031]图3为根据本专利技术实施例的一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体图2所示火箭助推器俯视图；
[0032]图4为根据本专利技术实施例的一种筒射无人机火箭助推姿态控制方法中俯仰角示意图。
[0033]图5为根据本专利技术实施例的一种筒射无人机火箭助推姿态控制方法控制原理图；
[0034]图6为为根据本专利技术实施例的一种筒射无人机火箭助推姿态控制方法的差分推力仿真原理图。
[0035]其中附图标记：101
‑
发射筒；102
‑
无人机；103
‑
火箭助推器；201
‑
外壳；202
‑
姿态控制发动机；3
‑
PID控制器；4
‑
执行器；5
‑
传感器。
具体实施方式
[0036]下面详细描述本专利技术的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本专利技术，而不能理解为对本专利技术的限制。
[0037]如图1至图3所示，按照本专利技术的一种筒射无人机102火箭助推姿态控制组合体，包括发射筒101、无人机102、火箭助推器103、控制器、执行器4和传感器5，火箭助推器103安装在无人机102尾部以形成组合体，组合体放置在发射筒101内；火箭助推器103包括三个姿态控制发动机202和外壳201，三个姿态控制发动机202成等边三角形排列并设置在外壳201内；控制器、执行器4和传感器5安装在无人机102内；控制器用于接收平台输入的期望姿态角数据和传感器5测量的实际姿态角数据，计算出误差量，并将误差量发送到执行器4中，执行器4根据误差量调节姿态控制发动机202的推力大小。
[0038]外壳201本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体，其特征在于，包括发射筒、无人机、火箭助推器、控制器、执行器和传感器，所述火箭助推器安装在所述无人机尾部以形成组合体，所述组合体放置在所述发射筒内；所述火箭助推器包括三个姿态控制发动机和外壳，所述三个姿态控制发动机成等边三角形排列并设置在所述外壳内；所述控制器、所述执行器和所述传感器安装在所述无人机内；所述控制器用于接收平台输入的期望姿态角数据和所述传感器测量的实际姿态角数据，计算出误差量，并将所述误差量发送到执行器中，所述执行器根据所述误差量调节所述姿态控制发动机的推力大小。2.如权利要求1所述的一种筒射无人机火箭助推姿态控制组合体，其特征在于，所述姿态控制发动机为过氧化氢发动机，所述无人机为纵列式旋翼无人机。3.一种筒射无人机火箭助推姿态控制方法，其特征在于，通过调整权利要求1或权利要求2所述姿态控制发动机的推力，以使推力焦点偏移所述无人机重心，实现对所述无人机发射过程中的姿态控制，具体包括：S1:对权利要求1的无人机的实际姿态角信息进行采集；S2:接收期望姿态角信息，根据接收的期望姿态角信息与采集的实际姿态角信息相减计算出误差量，再将误差量输入到所述控制器中，所述控制器根据所述误差量对火箭助推器的总推力进行解耦，并将解耦信息发送到所述执行器中，所述执行器通过六自由度刚体模型进行控制律建模，控制三个所述姿态控制发动机的推力大小，以改变所述火箭助推器的推力，从而产生姿态调整力矩以控制所述无人机的飞行姿态。4.如权利要求3所述的一种如筒射无人机火箭助推姿态控制方法，其特征在于，所述控制器对所述火箭助推器的总推力进行解耦，所述火箭助推器中的三个所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴江，高翼捷，陈恩民，樊小东，符洪洋，王志方，谭天一，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：