[发明专利]多操纵面无人机直接升力控制方法

说明书

技术领域

本发明属于无人机飞行控制领域，具体涉及一种多操纵面无人机直接升力控制方法。

背景技术

无人机的广泛应用，特别是无人战斗机的出现，对无人机的控制性能提出了更高要求。具有多个操纵面，增加无人机的气动余度，增强其操纵灵活性，可大大提高其控制性能。常规飞行控制方法是通过操纵面偏转产生操纵力矩以克服飞行器的转动惯量和阻尼，产生姿态角的变化，这样就改变了迎角或侧滑角从而产生改变轨迹的气动力。可见它通过改变力矩平衡，从而间接地对力产生影响，但是从操纵面偏转到改变轨迹之间不可避免地存在时间滞后，影响无人机的控制性能。

主动控制技术产生于20世纪70年代，从飞行控制角度来说，它就是在各飞行状态下，通过飞行控制系统，使作用于飞行器的气动力按需变化，从而使飞行性能达到最佳的一种控制技术。它包括多项内容，其中直接力控制便是一种可实现的主动控制功能，是常规飞行控制的发展。它可以直接产生不改变飞机姿态而按期望改变航迹的气动力，即实现飞机姿态控制与轨迹控制的解耦。直接力控制通过附加操纵面(相对于常规操纵面升降舵而言，鸭翼和襟翼均为附加操纵面)的控制，在不产生力矩的条件下，直接产生升力或侧力，它不仅可以实现力与力矩的解耦，而且可以改善飞机的飞行特性。与常规飞行控制方法相比，直接力控制在航迹精确跟踪、着陆、瞄准攻击、空中加油等机动性能上具有明显的优越性。依据作用于飞行器上力的划分，直接力控制可分为直接升力、直接侧力、直接阻力和推力控制。目前的直接升力控制方法多采用经典控制理论针对各个操纵面分别进行设计，使每个操纵面达到特定的控制目的，例如使用升降舵控制高度轨迹，而使用鸭翼控制俯仰姿态。这样的方法可以实现直接升力控制，但是各个操纵面功能单一，缺乏彼此间的协调，因此，并未充分发挥无人机多个操纵面的优势。

多个操纵面在提高系统控制性能的同时也带来了如何将控制指令分配到各个操纵面的问题。控制分配方法是解决此类问题的有效方法，它在满足操纵面偏转位置和速率约束的基础下，以某种最优指标将控制指令分配到各个操纵面。目前见诸文献的控制分配方法有：广义逆方法、直接分配方法、链式递增方法、线性规划法、二次规划法、闭环控制分配方法等。这些控制分配方法只能对期望的力矩指令进行分配，无法对期望的力指令进行分配，因此只能实现无人机的姿态控制，而无法实现姿态与轨迹解耦的直接升力控制。

发明内容

本发明的目的在于提出一种多操纵面无人机直接升力控制方法，针对多操纵面无人机的特点和高控制性能的要求，基于闭环力和力矩控制分配方法将期望的力和力矩指令分配到多个操纵面，从而实现多操纵面无人机姿态与轨迹解耦的直接升力控制。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

多操纵面无人机直接升力控制方法，包括如下步骤：

a通过无人机上的轨迹传感器测得当前的无人机轨迹，根据当前的无人机轨迹和期望轨迹命令计算得到无人机的油门推力命令P_c和期望升力增量ΔL_d；

b通过无人机上的加速度传感器测得当前的无人机加速度，计算得到无人机的实际升力增量ΔL，根据期望升力增量ΔL_d和实际升力增量ΔL计算得到升力增量误差ΔL_e；

c通过无人机上的姿态角传感器测得当前的无人机姿态角，根据当前的无人机姿态角和期望姿态角命令计算得到无人机的期望角速度指令q_c和期望俯仰力矩增量ΔM_d；

d通过无人机上的姿态角加速度传感器测得当前的无人机角加速度，计算得到无人机的实际俯仰力矩增量ΔM；

根据期望俯仰力矩增量ΔM_d和实际俯仰力矩增量ΔM计算得到俯仰力矩增量误差ΔM_e；

e采用动态控制分配方法同时对升力增量误差ΔL_e和俯仰力矩增量误差ΔM_e进行分配，得到不同执行机构当前时刻的控制增量U_v(k)；

f将当前时刻每个执行机构的控制增量U_v(k)与无人机平飞状态下对应执行机构控制输入的配平值U₀相加，得到当前时刻的不同执行机构的控制输入U(k)。

进一步，步骤a中无人机的油门推力命令和期望升力增量的具体计算过程如下：