一种高鲁棒性自主起飞控制方法技术

本申请属于航空飞行控制技术领域，特别涉及一种高鲁棒性自主起飞控制方法，步骤S1：给定基准设计状态下的期望离地真空速V0与对应的离地迎角α0；步骤S2：基于基准设计状态下的期望离地真空速V0与对应的离地迎角α0计算离地速度V

【技术实现步骤摘要】
一种高鲁棒性自主起飞控制方法


[0001]本申请属于航空飞行控制
，特别涉及一种高鲁棒性自主起飞控制方法。

技术介绍

[0002]无人机自主起飞控制受到诸多因素影响，包括：机场温度、机场气压、飞机重量，以及大气风扰等。为满足不同风扰条件下无人机能够安全执行起飞任务，需要飞控系统准确控制无人机在合适的决断速度进行抬前轮动作，同时要兼顾无人机在离地以后的增速与爬升能力，使无人机尽可能快速地达到安全高度和安全速度。若无人机离地速度过小，抗风扰能力较弱，遭遇纵向突风时可能会造成迎角超过最大允许迎角，进而失速影响飞行安全；若无人机抬前轮决断速度过大，在滑跑增速的过程中可能会对起落架等机械部件造成损伤发生事故。现有的起飞控制策略，通常是基于离线条件下的操稳分析与计算进行设计的，受限条件较多，鲁棒性较差，无法同时适应不同机场条件下的试飞任务，平原机场条件下的控制策略和参数无法较好地适应高原条件下的试飞，重新设计的控制策略和调整后的参数需要进行仿真与地面试验的验证，其带来的时间周期可能无法满足紧迫的试飞任务，因此，一种高鲁棒性的无人机自主起飞控制策略是十分必要且有很大工程应用价值的。

技术实现思路

[0003]为了解决上述问题，本申请提供了一种一种高鲁棒性自主起飞控制方法，步骤S1：给定基准设计状态下的期望离地真空速V0与对应的离地迎角α0；
[0004]步骤S2：基于基准设计状态下的期望离地真空速V0与对应的离地迎角α0计算离地速度V
b
；
[0005]步骤S3：基于离地速度V
b
计算飞机离地后的爬升能力V
y
，当爬升能力V
y
满足预设要求；进行步骤S4，当爬升能力V
y
满足不满足预设要求返回步骤S1；
[0006]步骤S4：计算决断抬前轮速度与抬前轮时的舵面指令。
[0007]其中，期望离地真空速V0与对应的离地迎角α0给定方法包括：
[0008]以无人机高原起飞为设计基准，建立无人机气动模型，并根据质量特性，以及几何参数等计算出基准设计状态下的期望离地真空速V0与对应的离地迎角α0，其中，期望离地真空速V0与对应的离地迎角α0的限制因素还包括：起落架强度，轮胎最大速度，机场滑跑距离，起飞离地爬升能力以及增速能力，其中，
[0009]选取计算用的纵向突风Vw，α
MAX
为无人机迎角α0在叠加纵向突风Vw影响增量后不应超过的最大允许迎角。
[0010]优选的是，计算离地速度V
b
的公式为：
[0011]建立无人机起飞的抗风扰能力关系式；
[0012][0013]建立重力等于升力等式；
[0014][0015]结合上式得到：
[0016][0017]其中，Vt为对应高度的真空速，V
b
为对应高度的表速，ρ0和ρ分别为标准海平面大气密度和对应高度下的大气密度,G为无人机重量，C
y
、C
y0
为气动力参数，Q为理论动压，S为机翼参考面积。
[0018]优选的是，飞机离地后的爬升能力V
y
计算公式为：
[0019][0020]P为发动机推力，a
yRES
为预留小角度爬升加速度。
[0021]优选的是，所述预设条件为：
[0022]V
ycmin
≤V
y
≤V
ycmax
；
[0023]其中，V
ycmin
为升降速率指令的下限，V
ycmax
为升降速率指令的上限。
[0024]优选的是，决断抬前轮速度计算公式为：
[0025][0026]K为抬前轮过程中无人机的平均升阻比，Δt为前推时间，V
b2
即为抬前轮舵面到位时的表速。
[0027]优选的是，抬前轮时的舵面用量计算方法为：
[0028]建立力与力矩的平衡方程：
[0029][0030]解算力与力矩的平衡方程得到：
[0031][0032]为主轮到重心的水平投影距离，为发动机推力线到重心的距离，b
A
为平均气动弦长，F
支
为主轮支反力。
[0033]本申请的优点包括：以“不同机场条件下无人机具有的抗风扰能力相当”为核心思想，保证了无人机起飞时的强抗风扰能力，同时以高原起飞控制为设计基准，在满足起落架等机械结构的速度限制条件下，利用场温、场压、重量等关键参数自主计算得出无人机起飞时所期望的抬前轮决断速度、抬前轮舵面用量，该算法及控制策略具有强大的鲁棒性，同时大幅提升了无人机在不同机场条件下起飞的安全性和适应性，满足了科研试飞任务的紧迫需求，提高试飞效率，具有重要的工程价值。。
附图说明
[0034]图1是本申请一优选实施方式高鲁棒性自主起飞控制方法流程图；
[0035]图2飞机纵向受力示意图；
[0036]图3是本申请一优选实施方式抬前轮决断速度线条图；
[0037]图4是本申请一优选实施方式抬前轮舵面偏度线条图；
[0038]图5是本申请一优选实施方式离地表速线条图；
[0039]图6是本申请一优选实施方式离地迎角线条图；
[0040]图7是本申请一优选实施方式升降速率指令线条图。
具体实施方式
[0041]为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
[0042]此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目
的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
[0043]此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种高鲁棒性自主起飞控制方法，其特征在于：步骤S1：给定基准设计状态下的期望离地真空速V0与对应的离地迎角α0；步骤S2：基于基准设计状态下的期望离地真空速V0与对应的离地迎角α0计算离地速度V
b
；步骤S3：基于离地速度V
b
计算飞机离地后的爬升能力V
y
，当爬升能力V
y
满足预设要求；进行步骤S4，当爬升能力V
y
满足不满足预设要求返回步骤S1；步骤S4：计算决断抬前轮速度与抬前轮时的舵面指令。2.如权利要求1所述的高鲁棒性自主起飞控制方法，其特征在于，期望离地真空速V0与对应的离地迎角α0给定方法包括：以无人机高原起飞为设计基准，建立无人机气动模型，并根据质量特性，以及几何参数等计算出基准设计状态下的期望离地真空速V0与对应的离地迎角α0，其中，期望离地真空速V0与对应的离地迎角α0的限制因素还包括：起落架强度，轮胎最大速度，机场滑跑距离，起飞离地爬升能力以及增速能力。3.如权利要求2所述的高鲁棒性自主起飞控制方法，其特征在于，其中，选取计算用的纵向突风Vw，α
MAX
为无人机迎角α0在叠加纵向突风Vw影响增量后不应超过的最大允许迎角。4.如权利要求1所述的高鲁棒性自主起飞控制方法，其特征在于，计算离地速度V
b
的公式为：建立无人机起飞的抗风扰能力关系式；建立重力等于升力等式；结合上式得到：
...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙智孝，王允辉，张鹏，蔡云鹏，刘茂汉，丁江川，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：