【技術實現(xiàn)步驟摘要】
本專利技術屬無人機控制領域，具體涉及一種空基掛載發(fā)射折疊翼無人機的控制系統(tǒng)及發(fā)射方法。
技術介紹
1、如今無人機受其自身軟件，硬件，設計條件的限制，在某些應用環(huán)境中存在局限性，對于單架無人機而言，小型無人機由于燃料不足，航程近，導致無法前往數(shù)千公里外的地方執(zhí)行任務，而使用大型無人機，則考慮到成本高，風險高的特點，所以子母機協(xié)同的概念應運而生。該模式采用一架長航時，長航程的大型無(有)人機作為系統(tǒng)的母機，機下掛載1～2架小型無人機，作為子機，母機搭載子機航行至子機的作戰(zhàn)范圍以內(nèi)時，打開掛載裝置對子機進行空基發(fā)射，子機發(fā)射后起控，控制本身折疊機構，恢復正常飛行機體；開啟正常飛行控制，控制姿態(tài)，航跡穩(wěn)定。子機執(zhí)行任務之后，多采用傘降回收，網(wǎng)捕回收等回收方式，或直接使用巡飛彈等一次性子機。
2、子母機拋投，子機參與作戰(zhàn)的模式大大增加了小型無人機的作戰(zhàn)里程，使大量小型無人機參與遠距離偵查打擊任務成為了可能，大大減小了遠距離作戰(zhàn)的成本，同時，小型無人機參與作戰(zhàn)任務還具有隱蔽性高等優(yōu)勢。子機掛載的技術也較為成熟，所掛載的子機往往設計有機翼折疊機構，處于掛載狀態(tài)時，一體化機翼會旋轉90°，與機身相互平行位于機身下方，外觀上形似正常的掛載導彈，這種設計也大大減小了子母機飛行時的飛行阻力。由于一架母機可以掛載多架子機，在執(zhí)行任務時多架母機同時釋放子機，可以形成子機間的集群通信，采用集群的方法來進行飽和式打擊，大大提高任務成功率。
3、將中大型無人機與小微型無人機緊密結合，克服了它們各自的局限性。這種組合能夠充分利用中大型無人
4、子機空基發(fā)射控制可以分為拋投時刻的控制邏輯與正常起控后的子機控制方法，正常起控之后，飛機的初始姿態(tài)可能較為復雜，三軸角度與三軸角速度的大小沒有規(guī)律，往往采用經(jīng)典的pid控制算法。在拋投時刻的控制邏輯，子機母機解鎖后為了防止子機與母機相撞，子機往往不會立即起控，這樣，子機與母機會保持一個安全高度差，在這段時間內(nèi)也可完成子機機翼折疊機構的恢復?？梢钥闯?，合理的構建一套脫鉤，子機機翼彈開，子機開車，子機無動力滑翔起控，子機有動力起控的時序邏輯，是安全完成子母機拋投過程的重點。在現(xiàn)有的拋投控制方法中，存在對四旋翼無人機拋投的控制方法，該方法采用了pid控制算法，并在此技術上采用了模糊控制方法；有些現(xiàn)有的方法還設計了一套載機平臺任務流程，無人子機執(zhí)行任務過程中主要分為掛機階段、下降展開、任務階段、回收/自毀階段，其中重點的下降展開階段為，無人子機投放后開傘降落到預定位置，穩(wěn)定姿態(tài)后展開旋翼，脫傘后開始可控動力飛行。
技術實現(xiàn)思路
1、針對上述問題，本專利技術提出一種空基掛載發(fā)射折疊翼無人機的控制系統(tǒng)及發(fā)射方法，本專利技術除了正常控制無人機飛行外，設計了空基發(fā)射無人機的發(fā)射流程，其次針對空基發(fā)射流程的各個環(huán)節(jié)，設計了控制時序和時間間隔，保證了空基發(fā)射的穩(wěn)定性和安全性，設計了各個環(huán)節(jié)的控制方法與控制律，設計了空基發(fā)射過程中的保護邏輯，并將這些寫入到飛控硬件中，完成全流程飛行控制系統(tǒng)的設計。
2、本專利技術空基掛載發(fā)射折疊翼無人機的控制系統(tǒng)包括折疊翼v尾布局無人機、掛載母機、飛行控制與導航系統(tǒng)模塊，地面站模塊，空基發(fā)射飛行控制軟件、掛架掛鉤等。
3、本專利技術所述空基掛載發(fā)射折疊翼無人機的控制系統(tǒng)及發(fā)射方法的技術方案的詳細步驟如下：
4、步驟一、由母機向子機持續(xù)供給電壓信號，作為空基發(fā)射的信號電壓。
5、步驟二、由地面端確認投放具備條件，向母機發(fā)送可投放信號，進入可投放狀態(tài)；
6、步驟三、由子機飛控持續(xù)監(jiān)測步驟1中母機發(fā)送的電壓信號。
7、步驟四、母機操作人員切斷電壓信號，母機的鎖定裝置解鎖，掛鉤打開，子機投放；
8、步驟五、由子機飛控adc檢測電壓信號，若持續(xù)一定時間所監(jiān)測電壓信號為0，表示自己已脫離母機，記錄當前時間為t0，進入步驟六。
9、步驟六、子機尾翼的舵面開始控制，通過尾翼舵面偏轉來調整折疊狀態(tài)的飛機滾轉姿態(tài)，抑制折疊體的橫向滾轉。
10、步驟七、t0時刻經(jīng)過一段時間為t1時刻；在t1時刻飛控向機翼鎖定舵機發(fā)送指令，機翼鎖定舵機打開，控制機翼開始旋轉展開。
11、步驟八、機翼鎖定舵機打開后經(jīng)歷一段時間為t2時刻，此時機翼展開到位，副翼介入控制穩(wěn)定子機姿態(tài)；機翼展開到位后，經(jīng)過一段時間后為t3’時刻，此時刻飛控向機翼鎖定舵機發(fā)送指令，由機翼鎖定舵機鎖定機翼。
12、步驟九、機翼展開到位后，子機進入無動力滑翔階段，此時子機為高速低頭俯沖，通過無動力俯沖拉起控制，經(jīng)過一段時間后姿態(tài)穩(wěn)定，姿態(tài)穩(wěn)定時刻為t3；若子機高度低于最低開傘高度，則開傘降落；若姿態(tài)穩(wěn)定后，子機高度不低于最低開傘高度，則進行步驟十。
13、步驟十、在t3時刻飛控給發(fā)動機啟動指令，判斷發(fā)動機是否啟動完成，發(fā)動機啟動完成時刻記為t4；如檢測到發(fā)動機未啟動，間隔2s后重啟；若發(fā)動機啟動3次均失敗，且子機高度低于最低開傘高度，則開傘降落。若高度大于最低開傘高度，則繼續(xù)無動力滑翔，滑翔過程中由地面站啟動發(fā)動機，若啟動失敗，且子機高度低于最低開傘高度后，開傘降落。
14、步驟十一、發(fā)動機啟動完成后，退出空基發(fā)射流程，飛機開始進入任務階段。
15、步驟十二、通過空基發(fā)射飛行控制模塊中的傳統(tǒng)控制律部，進行正常航線任務，直到傘降回收。
16、上述空基掛載發(fā)射折疊翼無人機的發(fā)射方法中，在子機拋投與拉起階段設計了保護邏輯保證空基發(fā)射的安全性，具體包括：
17、(1)發(fā)動機啟動失敗保護
18、發(fā)動機三次點火均失敗時，進入發(fā)動機啟動失敗保護邏輯；此時無人機不再進行發(fā)動機啟動，開始進行無動力滑翔，滑翔的目標航點為home點，此時home點位于開始拋投初始點，但高度為150m，到達home點后，開始圍繞home點進行盤旋，等待地面站的下一步指令；在整個保護期間，使用地面站進行手動點火指令，或切換為半自主模式，使用遙控對無人機進行手動操控；如果始終未能成功啟動發(fā)動機，在盤旋降高過程中，如果低于高度保護線，則觸發(fā)高度保護，無人機開傘降落。
19、(2)強制拉起
20、當無人機的拉起控制過程掉高達到800m時，并且飛控判定無人機姿態(tài)還未到達穩(wěn)定，此時開始強制拉起，發(fā)動機啟動，并且切換為正常飛行狀態(tài)下的俯仰通道控制律，目標俯仰角為0°。
21、(3)姿態(tài)保護
22、在子機正常飛行狀態(tài)下，若子機俯仰大于70°，滾轉大于90°時，并且4s內(nèi)沒有改出，會觸發(fā)無人機的姿態(tài)保護，飛控默認此時無人機已失控，會發(fā)出開傘指令；
23、(4本文檔來自技高網(wǎng)...
【技術保護點】
1.一種空基掛載發(fā)射折疊翼無人機的發(fā)射方法，其特征在于：具體步驟為：
2.如權利要求1所述一種空基掛載發(fā)射折疊翼無人機的發(fā)射方法，其特征在于：步驟六中，通過折疊態(tài)尾翼調姿控制方法，由折疊態(tài)尾翼參與調姿的控制，分配出5°的V尾舵面行程控制俯仰，控制邏輯即為正?？刂七壿嫞?0°的V尾舵面行程控制滾轉，采用內(nèi)環(huán)PID控制，目標控制量為無人機目標滾轉角Φa與無人機當前滾轉角Φc之間的差值，由于此階段無人機的目標滾轉角Φa始終為0°，故目標控制量也是無人機滾轉角Φc，對控制量進行PID環(huán)節(jié)操作，最終得到V尾差動舵量δr1；控制律為：
3.如權利要求1所述一種空基掛載發(fā)射折疊翼無人機的發(fā)射方法，其特征在于：步驟九中，無動力俯沖拉起控制采用的俯仰通道控制方法為俯仰-空速閉環(huán)控制，無動力俯沖拉起控制階段的各個物理量與控制參數(shù)為：
4.如權利要求1所述一種空基掛載發(fā)射折疊翼無人機的發(fā)射方法，其特征在于：步驟9中，姿態(tài)穩(wěn)定判斷邏輯為：同時滿足當前子機俯仰在±12度，滾轉角在±10度，以及當前子機空速在設置空速值±3范圍內(nèi)。
5.如權利要求1所述一種空基
6.如權利要求1所述一種空基掛載發(fā)射折疊翼無人機的發(fā)射方法，其特征在于：時序邏輯為：
7.一種空基掛載發(fā)射折疊翼無人機的控制系統(tǒng)，其特征在于：包括折疊翼V尾布局無人機、掛載母機、飛行控制與導航模塊，地面站模塊，空基發(fā)射飛行控制模塊與掛鉤與鉤環(huán)；
...【技術特征摘要】
1.一種空基掛載發(fā)射折疊翼無人機的發(fā)射方法，其特征在于：具體步驟為：
2.如權利要求1所述一種空基掛載發(fā)射折疊翼無人機的發(fā)射方法，其特征在于：步驟六中，通過折疊態(tài)尾翼調姿控制方法，由折疊態(tài)尾翼參與調姿的控制，分配出5°的v尾舵面行程控制俯仰，控制邏輯即為正常控制邏輯；10°的v尾舵面行程控制滾轉，采用內(nèi)環(huán)pid控制，目標控制量為無人機目標滾轉角φa與無人機當前滾轉角φc之間的差值，由于此階段無人機的目標滾轉角φa始終為0°，故目標控制量也是無人機滾轉角φc，對控制量進行pid環(huán)節(jié)操作，最終得到v尾差動舵量δr1；控制律為：
3.如權利要求1所述一種空基掛載發(fā)射折疊翼無人機的發(fā)射方法，其特征在于：步驟九中，無動力俯沖拉起控制采用的俯仰通道控制方法為俯仰-空...
【專利技術屬性】
技術研發(fā)人員：王松，王澤浩，閆超，趙伊寧，吳珂帆，
申請(專利權)人：北京航空航天大學，
類型：發(fā)明
國別省市：
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