一種直升機(jī)低速投放飛行器的掛架及飛行器姿態(tài)控制方法
【專利摘要】一種直升機(jī)低速投放飛行器的掛架及飛行器姿態(tài)控制方法，掛架包括：主鋼索，掛架鋼索，阻尼板，掛架主結(jié)構(gòu)，穩(wěn)定傘，壓緊組件和分離釋放組件；主鋼索一端連接直升機(jī)，另一端通過掛架鋼索連接掛架主結(jié)構(gòu)；阻尼板用于減小掛架左右擺動(dòng)；穩(wěn)定傘用于消除掛架前后擺動(dòng)和繞主鋼索轉(zhuǎn)動(dòng)；壓緊組件包括壓緊開關(guān)和可調(diào)壓腳，用于分離信號(hào)檢測(cè)；飛行器通過分離釋放組件掛在掛架主結(jié)構(gòu)下方。姿態(tài)控制方法步驟為：飛行器基于壓緊開關(guān)組成的可靠分離信號(hào)檢測(cè)電路進(jìn)行分離信號(hào)檢測(cè)；分離前飛行器縱向和航向通道開環(huán)控制，橫向通道滾轉(zhuǎn)角閉環(huán)控制；分離后飛行器縱向通道俯仰角和法向加速度閉環(huán)控制，橫向通道滾轉(zhuǎn)角閉環(huán)控制，航向通道側(cè)向加速度閉環(huán)控制。
【專利說明】一種直升機(jī)低速投放飛行器的掛架及飛行器姿態(tài)控制方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種適用于直升機(jī)低速投放無動(dòng)力升力式飛行器的掛架及飛行器姿態(tài)控制方法，屬于飛行器姿態(tài)控制設(shè)計(jì)領(lǐng)域。

【背景技術(shù)】
[0002]軌道再入或亞軌道再入升力式飛行器依靠氣動(dòng)力和重力即可實(shí)現(xiàn)水平著陸，不一定需要使用或配置復(fù)雜的主動(dòng)力系統(tǒng)，例如航天飛機(jī)、X-37B、太空船二號(hào)(SpaceShipTwo)、追夢(mèng)者(Dream Chaser)等。由于不使用或未配置主動(dòng)力系統(tǒng)，這類飛行器在研制過程中需借助其它運(yùn)載平臺(tái)進(jìn)行掛飛系留試驗(yàn)和投放飛行試驗(yàn)，例如運(yùn)輸機(jī)或直升機(jī)，以驗(yàn)證飛行器低速氣動(dòng)特性和進(jìn)場(chǎng)著陸制導(dǎo)控制技術(shù)。早期美國(guó)的航天飛機(jī)采用改裝后的波音747運(yùn)輸機(jī)背馱方式開展進(jìn)場(chǎng)著陸飛行試驗(yàn)，X-37B在前期型號(hào)研制過程中先后采用UH-60黑鷹直升機(jī)、CH-47支努干直升機(jī)和白騎士(White Knight)運(yùn)輸機(jī)作為載機(jī)進(jìn)行投放飛行試驗(yàn)，近期追夢(mèng)者則采用一架改裝后的直升機(jī)完成了掛飛系留試驗(yàn)和投放飛行試驗(yàn)。
[0003]采用通用直升機(jī)作為載機(jī)進(jìn)行無動(dòng)力升力式飛行器掛飛系留試驗(yàn)和投放飛行試驗(yàn)，具有改造成本低、準(zhǔn)備周期短、方便、靈活、安全等優(yōu)點(diǎn)。但是，由于直升機(jī)飛行速度低，飛行器與直升機(jī)的掛架分離后面臨控制能力不足的問題，在投放初始條件偏差、分離干擾、高空風(fēng)干擾和飛行器靜穩(wěn)定性等因素的共同作用下有可能姿態(tài)失穩(wěn)，從而無法在預(yù)定跑道上安全著陸。因此，采用直升機(jī)低速投放無動(dòng)力升力式飛行器，必須解決投放后低動(dòng)壓情況下飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定和控制問題。具體而言就是，在投放之前使掛載狀態(tài)飛行器的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)盡可能滿足投放要求，或使投放初始條件偏差盡可能在允許范圍之內(nèi)，增加允許投放的幾率；在飛行器與掛架分離后保持姿態(tài)穩(wěn)定，減小投放初始條件偏差和干擾的影響，并通過俯沖加速迅速提高飛行速度，進(jìn)而提升氣動(dòng)舵面的控制能力。
[0004]目前，在國(guó)內(nèi)外公開發(fā)表的文獻(xiàn)資料中采用直升機(jī)作為載機(jī)完成投放飛行試驗(yàn)的無動(dòng)力升力式驗(yàn)證飛行器有:日本的ALFLEX (1996年)，美國(guó)的X_40A(1998年和2001年)，德國(guó)的PhoeniX(2004年)，美國(guó)的追夢(mèng)者(2013年)。這些驗(yàn)證飛行器都取得了飛行試驗(yàn)成功，所采取的技術(shù)方案各有特點(diǎn)。ALFLEX掛架較為復(fù)雜，掛架采用尾翼穩(wěn)定，飛行器采用攻角閉環(huán)控制；X-40A和追夢(mèng)者吊掛方案簡(jiǎn)單，直升機(jī)通過單根鋼索吊掛掛架及飛行器，掛架帶有穩(wěn)定傘；PhoeniX的掛架方案簡(jiǎn)單，直升機(jī)通過三根鋼索吊掛飛行器，后三角掛點(diǎn)布局保證掛架及飛行器姿態(tài)穩(wěn)定。以上技術(shù)方案均有明顯缺點(diǎn)，適用范圍有限。例如，ALFLEX掛架組成復(fù)雜，實(shí)際操作困難；X-40A和追夢(mèng)者在掛載狀態(tài)下受高空風(fēng)的影響較大，該吊掛方案要求飛行器靜穩(wěn)定性好，能夠容忍干擾的影響；PhoeniX受載機(jī)的影響較為顯著，并且三根鋼索容易發(fā)生纏繞，因此對(duì)載機(jī)飛行要求嚴(yán)格。另外，以上技術(shù)方案所包含的飛行器姿態(tài)控制方案也有缺點(diǎn)，例如，需要用到的攻角信號(hào)難于精確獲得，沒有同時(shí)采用俯仰角和滾轉(zhuǎn)角反饋控制因而難以保證分離后姿態(tài)穩(wěn)定。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明的技術(shù)解決問題是:克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種直升機(jī)低速投放飛行器的掛架及飛行器姿態(tài)控制方法，可以解決在采用直升機(jī)低速投放無動(dòng)力升力式飛行器時(shí)投放后低動(dòng)壓情況下飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定和控制問題，具有系統(tǒng)組成簡(jiǎn)單、抗干擾能力強(qiáng)、適用范圍廣等優(yōu)點(diǎn)。
[0006]本發(fā)明的技術(shù)解決方案是:
[0007]—種直升機(jī)低速投放飛行器的掛架，包括:主鋼索、掛架鋼索、阻尼板、掛架主結(jié)構(gòu)、穩(wěn)定傘、壓緊組件和分離釋放組件；壓緊組件包括壓緊開關(guān)和可調(diào)壓腳；
[0008]主鋼索的一端連接在直升機(jī)上，另一端通過掛架鋼索連接掛架主結(jié)構(gòu)；阻尼板沿豎直方向焊接在掛架主結(jié)構(gòu)上，用于減小掛架左右擺動(dòng)；穩(wěn)定傘連接在掛架主結(jié)構(gòu)的尾端，用于消除掛架前后擺動(dòng)和繞主鋼索轉(zhuǎn)動(dòng)；四個(gè)壓緊組件的可調(diào)壓腳安裝在掛架主結(jié)構(gòu)上，四個(gè)壓緊開關(guān)安裝在飛行器的背面，四個(gè)可調(diào)壓腳與四個(gè)壓緊開關(guān)一一對(duì)應(yīng)，在掛架主結(jié)構(gòu)與飛行器連接后通過可調(diào)壓腳施加預(yù)緊力，可調(diào)壓腳將壓緊開關(guān)壓住，令壓緊開關(guān)處于斷開狀態(tài)；飛行器通過分離釋放組件掛在掛架主結(jié)構(gòu)下方。
[0009]所述掛架鋼索至少為2根，掛架前后至少各I根，且長(zhǎng)度可調(diào)，通過調(diào)整前后掛架鋼索的長(zhǎng)度進(jìn)而調(diào)整掛架的俯仰姿態(tài)。
[0010]四個(gè)壓緊開關(guān)兩兩并聯(lián)然后串聯(lián)在一起，每個(gè)壓緊開關(guān)均包含兩個(gè)獨(dú)立通道，從而構(gòu)成相互獨(dú)立的二余度分離信號(hào)檢測(cè)電路，通過檢測(cè)每一個(gè)余度線路兩端的通斷狀態(tài)實(shí)現(xiàn)分離信號(hào)檢測(cè)，任意一個(gè)余度線路導(dǎo)通即產(chǎn)生分離信號(hào)，壓緊開關(guān)被壓緊時(shí)為斷路，壓緊開關(guān)自由狀態(tài)時(shí)為通路。
[0011]所述分離釋放組件前后各一個(gè)，每套分離釋放組件均包括吊耳連接件和分離火工品，吊耳連接件與掛架主結(jié)構(gòu)連接，吊耳連接件通過分離火工品與飛行器的吊耳連接，分離火工品在指令控制下起爆以實(shí)現(xiàn)掛架與飛行器分離。
[0012]一種基于掛架實(shí)現(xiàn)的飛行器姿態(tài)控制方法，步驟如下:
[0013](I)直升機(jī)通過所述掛架掛載飛行器飛行，飛行器的舵機(jī)上電以后，飛行器的飛行控制計(jì)算機(jī)通過二余度分離信號(hào)檢測(cè)電路周期性地進(jìn)行分離信號(hào)檢測(cè)，檢測(cè)周期不大于40ms ；
[0014](2)如果未檢測(cè)到分離信號(hào)，則飛行器按照如下方式進(jìn)行姿態(tài)控制，之后返回步驟(I);如果檢測(cè)到分離信號(hào)，則進(jìn)入步驟(3)；
[0015]飛行器的縱向通道和航向通道均采用開環(huán)控制，縱向通道升降舵偏角指令DEC為預(yù)設(shè)值，航向通道方向舵偏角指令DRC為O ;
[0016]飛行器的橫向通道采用滾轉(zhuǎn)角閉環(huán)控制，滾轉(zhuǎn)角指令GAMAC置為0，以減小干擾對(duì)飛行器滾轉(zhuǎn)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的影響，橫向通道的控制律為:
[0017]DAC = LIM (DACUL, KGAMA* (GAMAC-GAMA) -KWX*WX, DACLL)，其中 GAMAC = O
[0018]GAMA為滾轉(zhuǎn)角，WX為滾轉(zhuǎn)角速率，KGAMA和KWX為控制增益，DAC為副翼舵偏角指令，DACUL和DACLL分別為副翼舵偏角指令DAC的上限值和下限值，根據(jù)副翼舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環(huán)節(jié)；
[0019](3)檢測(cè)到分離信號(hào)以后，飛行器的飛行控制計(jì)算機(jī)周期性地判斷飛行速度，判斷周期不大于40ms ；
[0020](4)如果飛行器的飛行速度小于預(yù)設(shè)值，則飛行器按照如下方式進(jìn)行姿態(tài)控制，之后返回步驟(3);如果飛行器的飛行速度大于預(yù)設(shè)值，則進(jìn)入步驟(5)；
[0021]飛行器的縱向通道采用俯仰角閉環(huán)控制，俯仰角指令THETAC為預(yù)設(shè)值，取值范圍為-30°到-60°，以實(shí)現(xiàn)按預(yù)定俯仰角俯沖加速，縱向通道的控制律為:
[0022]AYC = LIM (AYCUL, KTHETA* (THETAC-THETA)，AYCLL)，其中 THETAC 為預(yù)設(shè)值；DEC=LIM(DECUL, KAY*(AYC-AY)-KWZ*WZ, DECLL)
[0023]THETA為俯仰角，WZ為俯仰角速率，AY為法向加速度，KTHETA, KffX和KAY為控制增益，AYC為法向加速度指令，AYCUL和AYCLL分別為法向加速度指令A(yù)YC的上限值和下限值，根據(jù)法向加速度允許范圍確定，DEC為升降舵偏角指令，DECUL和DECLL分別為升降舵偏角指令DEC的上限值和下限值，根據(jù)升降舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環(huán)節(jié);
[0024]飛行器的橫向通道采用滾轉(zhuǎn)角閉環(huán)控制，滾轉(zhuǎn)角指令GAMAC置為0，以減小干擾對(duì)飛行器滾轉(zhuǎn)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的影響，橫向通道的控制律為:
[0025]DAC = LIM(DACUL, KGAMA* (GAMAC-GAMA) -KWX*WX, DACLL)，其中 GAMAC = O
[0026]GAMA為滾轉(zhuǎn)角，WX為滾轉(zhuǎn)角速率，KGAMA和KWX為控制增益，DAC為副翼舵偏角指令，DACUL和DACLL分別為副翼舵偏角指令DAC的上限值和下限值，根據(jù)副翼舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環(huán)節(jié)；
[0027]飛行器的航向通道采用側(cè)向加速度閉環(huán)控制，并考慮橫向通道和航向通道間的耦合，以消除不利側(cè)滑的影響，航向通道的控制律為:
[0028]DRC = LIM(DRCUL, KXY*(KGAMA*(GAMAC-GAMA)-KWX*WX)-KAZ*AZ-KWY*(s/(s+wwy)) *WY, DRCLL)，其中 GAMAC = 0，
[0029]AZ為側(cè)向加速度，WY為偏航角速率，s/ (s+wwy)為洗出網(wǎng)絡(luò)的傳遞函數(shù)，KXY、KAZ和KWY為控制增益，DRC為方向舵偏角指令，DRCUL和DRCLL分別為方向舵偏角指令DRC的上限值和下限值，根據(jù)方向舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環(huán)節(jié)；
[0030](5)飛行器的飛行速度大于預(yù)設(shè)值，表示飛行器的俯沖加速過程結(jié)束。
[0031]限幅環(huán)節(jié)UM(UL，X，LL)的輸入為變量X，限幅環(huán)節(jié)用于將輸出限定在上限值UL和下限值LL之間，上限值UL不小于下限值LL，當(dāng)X不小于UL時(shí)限幅環(huán)節(jié)的輸出為UL，當(dāng)X不大于LL時(shí)限幅環(huán)節(jié)的輸出為L(zhǎng)L，當(dāng)X在UL和LL之間時(shí)限幅環(huán)節(jié)的輸出為X。
[0032]本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是:
[0033](I)直升機(jī)通過單根主鋼索吊掛掛架及飛行器，使系統(tǒng)組成簡(jiǎn)單，避免了多根鋼索可能出現(xiàn)的纏繞現(xiàn)象，降低了對(duì)直升機(jī)飛行的要求，減小了對(duì)直升機(jī)飛行的不利影響，因此實(shí)際操作更容易。
[0034](2)單根主鋼索與掛架及飛行器構(gòu)成一個(gè)單擺系統(tǒng)，即使在穩(wěn)定飛行時(shí)也必然存在前后方向和左右方向的單擺運(yùn)動(dòng)，另外飛行器還會(huì)繞主鋼索轉(zhuǎn)動(dòng)，采用穩(wěn)定傘可以消除飛行器前后擺動(dòng)運(yùn)動(dòng)以及繞主鋼索轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)，采用阻尼板可以減小飛行器左右擺動(dòng)運(yùn)動(dòng)，因此通過穩(wěn)定傘和阻尼板共同作用可以大大減輕掛架及外界擾動(dòng)對(duì)飛行器姿態(tài)的影響，從而可以放寬對(duì)環(huán)境條件和直升機(jī)飛行的要求，或者增加允許投放的幾率。
[0035](3)采用多個(gè)雙通道壓緊開關(guān)并聯(lián)和串聯(lián)構(gòu)成相互獨(dú)立的二余度分離信號(hào)檢測(cè)電路，可以保證在任意一個(gè)壓緊開關(guān)故障或任意一個(gè)檢測(cè)通道故障時(shí)都能正常工作，從而具備可靠的分離信號(hào)檢測(cè)功能。
[0036](4)基于可靠的分離信號(hào)檢測(cè)，通過在飛行器與掛架分離前和分離后采取不同的姿態(tài)控制策略，可以增加飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)抗干擾的能力，可以放寬對(duì)飛行器靜穩(wěn)定性的要求，即使是靜不穩(wěn)定飛行器也能保證分離后姿態(tài)穩(wěn)定并按要求進(jìn)行俯沖加速，因此適用范圍更廣。此外，分離后姿態(tài)控制確保飛行器無滾轉(zhuǎn)和無側(cè)滑并按預(yù)定俯仰角進(jìn)行俯沖加速，可以獲得最佳的加速效果。
[0037](5)飛行器姿態(tài)控制不采用攻角反饋和側(cè)滑角反饋，降低了對(duì)攻角和側(cè)滑角測(cè)量的要求。飛行器姿態(tài)控制采用滾轉(zhuǎn)角反饋、俯仰角反饋和法向加速度反饋，可以防止?jié)L轉(zhuǎn)角、俯仰角姿態(tài)失穩(wěn)和法向過載超限。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0038]圖1為本發(fā)明掛架組成示意圖；
[0039]圖2為本發(fā)明分離信號(hào)檢測(cè)電路示意圖；
[0040]圖3為本發(fā)明分離釋放組件連接結(jié)構(gòu)示意圖；
[0041]圖4為本發(fā)明飛行器姿態(tài)控制方法流程圖；
[0042]圖5為本發(fā)明分離前橫向通道姿態(tài)控制示意圖；
[0043]圖6為本發(fā)明分離后縱向通道姿態(tài)控制示意圖；
[0044]圖7為本發(fā)明分離后橫向通道和航向通道姿態(tài)控制示意圖。

【具體實(shí)施方式】
[0045]下面結(jié)合附圖對(duì)所提出的一種直升機(jī)低速投放飛行器的掛架及飛行器姿態(tài)控制方法作進(jìn)一步詳細(xì)的說明:
[0046]如圖1所示，本發(fā)明提供一種直升機(jī)低速投放飛行器的掛架，包括:主鋼索1、掛架鋼索2、阻尼板3、掛架主結(jié)構(gòu)4、穩(wěn)定傘5、壓緊組件6和分離釋放組件7 ;壓緊組件6包括壓緊開關(guān)和可調(diào)壓腳；
[0047]主鋼索I 一端連接直升機(jī)，另一端通過掛架鋼索2連接掛架主結(jié)構(gòu)4 ;阻尼板3沿豎直方向焊接在掛架主結(jié)構(gòu)4上，用于減小掛架左右擺動(dòng)；穩(wěn)定傘5連接在掛架主結(jié)構(gòu)4的尾端，用于消除掛架前后擺動(dòng)和繞主鋼索I轉(zhuǎn)動(dòng)；四個(gè)壓緊組件6的可調(diào)壓腳安裝在掛架主結(jié)構(gòu)4上，四個(gè)壓緊開關(guān)安裝在飛行器8的背面，四個(gè)可調(diào)壓腳與四個(gè)壓緊開關(guān)一一對(duì)應(yīng)，在掛架主結(jié)構(gòu)4與飛行器8連接后通過可調(diào)壓腳施加預(yù)緊力，可調(diào)壓腳將壓緊開關(guān)壓住，令壓緊開關(guān)處于斷開狀態(tài)；飛行器8通過分離釋放組件7掛在掛架主結(jié)構(gòu)4下方。
[0048]所述掛架鋼索2至少為2根，掛架前后至少各I根，且長(zhǎng)度可調(diào)，通過調(diào)整前后掛架鋼索的長(zhǎng)度進(jìn)而可以調(diào)整掛架和飛行器的俯仰姿態(tài)。
[0049]如圖1所示，本發(fā)明采用四根掛架鋼索，通過增加掛架前部?jī)筛撍鞯拈L(zhǎng)度或者縮短掛架后部?jī)筛撍鞯拈L(zhǎng)度可以使掛架及飛行器低頭，即俯仰角減小，反之，通過縮短掛架前部?jī)筛撍鞯拈L(zhǎng)度或者增加掛架后部?jī)筛撍鞯拈L(zhǎng)度可以使掛架及飛行器抬頭，即俯仰角增大。
[0050]如圖2所示，四個(gè)壓緊開關(guān)兩兩并聯(lián)然后串聯(lián)在一起，每個(gè)壓緊開關(guān)均包含兩個(gè)獨(dú)立通道，從而構(gòu)成相互獨(dú)立的二余度分離信號(hào)檢測(cè)電路，通過檢測(cè)每一個(gè)余度線路兩端的通斷狀態(tài)實(shí)現(xiàn)分離信號(hào)檢測(cè)，任意一個(gè)余度線路導(dǎo)通即產(chǎn)生分離信號(hào)，壓緊開關(guān)被壓緊時(shí)為斷路，壓緊開關(guān)自由狀態(tài)時(shí)為通路；
[0051]分離釋放組件7前后各一個(gè)，如圖3所示，每套分離釋放組件7均包括吊耳連接件701和分離火工品702，吊耳連接件701與掛架主結(jié)構(gòu)4連接，吊耳連接件701通過分離火工品702與飛行器8的吊耳801連接，分離火工品702在指令控制下起爆以實(shí)現(xiàn)掛架與飛行器8分離。
[0052]本發(fā)明的掛架，除了要滿足直升機(jī)掛載并釋放升力式飛行器的要求，還應(yīng)為投放時(shí)刻飛行器姿態(tài)穩(wěn)定創(chuàng)造條件。具體而言就是，在直升機(jī)穩(wěn)定飛行時(shí)，掛架及飛行器俯仰姿態(tài)、前后擺動(dòng)、左右擺動(dòng)和繞主鋼索轉(zhuǎn)動(dòng)都應(yīng)滿足投放要求，這樣投放時(shí)刻飛行器姿態(tài)將處于期望范圍內(nèi)，投放后飛行器姿態(tài)不容易失穩(wěn)。
[0053]主鋼索I長(zhǎng)度、掛架鋼索2長(zhǎng)度、阻尼板3面積、穩(wěn)定傘5掛繩長(zhǎng)度、穩(wěn)定傘5特征值是掛架的重要設(shè)計(jì)參數(shù)，確定這些參數(shù)的步驟如下:
[0054](al)根據(jù)經(jīng)驗(yàn)初步確定主鋼索I的長(zhǎng)度，一般在1m到40m之間。主鋼索不能太短，否則掛架及飛行器受直升機(jī)旋翼下洗流的影響嚴(yán)重，也不能太長(zhǎng)，否則飛行器姿態(tài)受主鋼索單擺運(yùn)動(dòng)的影響太大。
[0055](bl)根據(jù)經(jīng)驗(yàn)初步確定穩(wěn)定傘5掛繩長(zhǎng)度,一般在3m到15m之間。穩(wěn)定傘掛繩不能太短，否則穩(wěn)定傘受掛架及飛行器影響較大，也不能太長(zhǎng)，否則由干擾引起的穩(wěn)定傘擺動(dòng)對(duì)掛架及飛行器姿態(tài)影響較大。
[0056](Cl)根據(jù)掛架和飛行器的質(zhì)量特性并結(jié)合相關(guān)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，初步確定掛架鋼索2長(zhǎng)度、阻尼板3面積和穩(wěn)定傘5特征值。掛架鋼索長(zhǎng)度應(yīng)方便于調(diào)整掛架和飛行器的俯仰姿態(tài)。阻尼板用于在掛架左右擺動(dòng)時(shí)產(chǎn)生氣動(dòng)阻尼力，阻力板面積是決定性參數(shù)，在總面積滿足要求的情況下阻尼板重量應(yīng)盡量小，對(duì)阻尼板的安裝位置及形式?jīng)]有要求。穩(wěn)定傘產(chǎn)生的拉力等于動(dòng)壓與特征值的乘積。
[0057](dl)開展掛飛系留試驗(yàn)并進(jìn)行模擬投放，對(duì)掛架設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。
[0058](el)根據(jù)投放前飛行器的俯仰角，以及飛行器的左右擺動(dòng)、前后擺動(dòng)和繞主鋼索轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)，對(duì)掛架設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行適當(dāng)調(diào)整。
[0059](fl)重復(fù)步驟(Cl)和(dl)，直到掛飛系留試驗(yàn)時(shí)掛架及飛行器狀態(tài)能滿足投放要求。
[0060]如圖4所示，基于本發(fā)明的掛架，實(shí)現(xiàn)了一種飛行器姿態(tài)控制方法，步驟如下:
[0061](I)直升機(jī)通過所述掛架掛載飛行器8飛行，飛行器8的舵機(jī)上電以后，飛行器8的飛行控制計(jì)算機(jī)通過二余度分離信號(hào)檢測(cè)電路周期性地進(jìn)行分離信號(hào)檢測(cè)，檢測(cè)周期不大于40ms ；
[0062](2)如果未檢測(cè)到分離信號(hào)，則飛行器8按照如下方式進(jìn)行姿態(tài)控制，之后返回步驟(I);如果檢測(cè)到分離信號(hào)，則進(jìn)入步驟(3)；
[0063]飛行器8的縱向通道和航向通道采用開環(huán)控制，縱向通道升降舵偏角指令DEC為預(yù)設(shè)值，航向通道方向舵偏角指令DRC為O ;
[0064]如圖5所示，飛行器8的橫向通道采用滾轉(zhuǎn)角閉環(huán)控制，滾轉(zhuǎn)角指令GAMAC置為0，以減小干擾對(duì)飛行器滾轉(zhuǎn)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的影響，橫向通道的控制律為:
[0065]DAC = LIM(DACUL, KGAMA* (GAMAC-GAMA) -KWX*WX, DACLL)，其中 GAMAC = O
[0066]GAMA為滾轉(zhuǎn)角，WX為滾轉(zhuǎn)角速率，KGAMA和KWX為控制增益，DAC為副翼舵偏角指令，DACUL和DACLL分別為副翼舵偏角指令DAC的上限值和下限值，根據(jù)副翼舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環(huán)節(jié)。
[0067]控制增益KGAMA和KWX，針對(duì)分離時(shí)刻飛行器狀態(tài)采用飛行控制系統(tǒng)常規(guī)設(shè)計(jì)方法確定。
[0068]掛載狀態(tài)飛行器姿態(tài)主要由直升機(jī)和掛架決定，氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)對(duì)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的影響較小。本發(fā)明的飛行器姿態(tài)控制方法，在飛行器與掛架分離之前進(jìn)行主動(dòng)姿態(tài)控制。俯仰通道和偏航通道開環(huán)控制的目的是為投放時(shí)刻飛行器姿態(tài)控制提供初始條件，滾轉(zhuǎn)通道閉環(huán)控制的目的是減小飛行器左右擺動(dòng)對(duì)滾轉(zhuǎn)姿態(tài)的影響，使投放時(shí)刻飛行器的滾轉(zhuǎn)角保持在期望范圍內(nèi)。
[0069](3)檢測(cè)到分離信號(hào)以后，飛行器8的飛行控制計(jì)算機(jī)周期性地判斷飛行速度，判斷周期不大于40ms ；
[0070](4)如果飛行器8的飛行速度小于預(yù)設(shè)值，則飛行器8按照如下方式進(jìn)行姿態(tài)控制，之后返回步驟(3);如果飛行器8的飛行速度大于預(yù)設(shè)值，則進(jìn)入步驟(5)；
[0071]如圖6所示，飛行器8的縱向通道采用俯仰角閉環(huán)控制，俯仰角指令THETAC為預(yù)設(shè)值，取值范圍為-30°到-60°，例如THETAC = -45°，以實(shí)現(xiàn)按預(yù)定俯仰角俯沖加速，縱向通道的控制律為:
[0072]AYC = LIM (AYCUL, KTHETA* (THETAC-THETA)，AYCLL)，其中 THETAC 為預(yù)設(shè)值；DEC=LIM(DECUL, KAY*(AYC-AY)-KWZ*WZ, DECLL)
[0073]THETA為俯仰角，WZ為俯仰角速率，AY為法向加速度，KTHETA, KffX和KAY為控制增益，AYC為法向加速度指令，AYCUL和AYCLL分別為法向加速度指令A(yù)YC的上限值和下限值，根據(jù)法向加速度允許范圍確定，DEC為升降舵偏角指令，DECUL和DECLL分別為升降舵偏角指令DEC的上限值和下限值，根據(jù)升降舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環(huán)節(jié)。
[0074]如圖7所示，飛行器8的橫向通道采用滾轉(zhuǎn)角閉環(huán)控制，滾轉(zhuǎn)角指令GAMAC置為0，以減小干擾對(duì)飛行器滾轉(zhuǎn)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的影響，橫向通道的控制律為:
[0075]DAC = LIM(DACUL, KGAMA* (GAMAC-GAMA) -KWX*WX, DACLL)，其中 GAMAC = O
[0076]GAMA為滾轉(zhuǎn)角，WX為滾轉(zhuǎn)角速率，KGAMA和KWX為控制增益，DAC為副翼舵偏角指令，DACUL和DACLL分別為副翼舵偏角指令DAC的上限值和下限值，根據(jù)副翼舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環(huán)節(jié)。
[0077]如圖7所示，飛行器8的航向通道采用側(cè)向加速度閉環(huán)控制，并考慮橫向通道和航向通道間的耦合，以消除不利側(cè)滑的影響，航向通道的控制律為:
[0078]DRC = LIM(DRCUL, KXY*(KGAMA*(GAMAC-GAMA)-KWX*WX)-KAZ*AZ-KWY*(s/(s+wwy)) *WY, DRCLL)，其中 GAMAC = 0
[0079]AZ為側(cè)向加速度，WY為偏航角速率，s/ (s+wwy)為洗出網(wǎng)絡(luò)的傳遞函數(shù)，KXY、KAZ和KWY為控制增益，DRC為方向舵偏角指令，DRCUL和DRCLL分別為方向舵偏角指令DRC的上限值和下限值，根據(jù)方向舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環(huán)節(jié)。
[0080]控制增益KTHETA、KWX、KAY、KGAMA, KWX、KXY、KAZ和KWY，針對(duì)分離后飛行器狀態(tài)采用飛行控制系統(tǒng)常規(guī)設(shè)計(jì)方法確定。
[0081]本發(fā)明的飛行器姿態(tài)控制方法，在飛行器與掛架分離之后使飛行器在無滾轉(zhuǎn)和無側(cè)滑的情況下按預(yù)定俯仰角進(jìn)行俯沖加速，這樣可以獲得最佳的加速效果。俯仰角指令THETAC預(yù)設(shè)值可以通過飛行器六自由度仿真分析進(jìn)行優(yōu)化，以獲得最佳的俯沖加速效果。
[0082](5)飛行器8的飛行速度大于預(yù)設(shè)值，表示俯沖加速過程結(jié)束，飛行器8將按照后續(xù)階段制導(dǎo)控制的要求進(jìn)行姿態(tài)控制，THETAC和GAMAC不再為預(yù)設(shè)值。
[0083]所述限幅環(huán)節(jié)LIM(UL，X，LL)的輸入為變量X，限幅環(huán)節(jié)用于將輸出限定在上限值UL和下限值LL之間，上限值UL不小于下限值LL，當(dāng)X不小于UL時(shí)限幅環(huán)節(jié)的輸出為UL，當(dāng)X不大于LL時(shí)限幅環(huán)節(jié)的輸出為L(zhǎng)L，當(dāng)X在UL和LL之間時(shí)限幅環(huán)節(jié)的輸出為X。
[0084]本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。
【權(quán)利要求】
1.一種直升機(jī)低速投放飛行器的掛架，其特征在于包括:主鋼索(I)、掛架鋼索(2)、阻尼板(3)、掛架主結(jié)構(gòu)(4)、穩(wěn)定傘(5)、壓緊組件(6)和分離釋放組件(7);壓緊組件(6)包括壓緊開關(guān)和可調(diào)壓腳； 主鋼索(I)的一端連接在直升機(jī)上，另一端通過掛架鋼索(2)連接掛架主結(jié)構(gòu)(4);阻尼板(3)沿豎直方向焊接在掛架主結(jié)構(gòu)(4)上，用于減小掛架左右擺動(dòng)；穩(wěn)定傘(5)連接在掛架主結(jié)構(gòu)(4)的尾端，用于消除掛架前后擺動(dòng)和繞主鋼索(I)轉(zhuǎn)動(dòng)；四個(gè)壓緊組件(6)的可調(diào)壓腳安裝在掛架主結(jié)構(gòu)(4)上，四個(gè)壓緊開關(guān)安裝在飛行器(8)的背面，四個(gè)可調(diào)壓腳與四個(gè)壓緊開關(guān)一一對(duì)應(yīng)，在掛架主結(jié)構(gòu)(4)與飛行器(8)連接后通過可調(diào)壓腳施加預(yù)緊力，可調(diào)壓腳將壓緊開關(guān)壓住，令壓緊開關(guān)處于斷開狀態(tài)；飛行器(8)通過分離釋放組件(7)掛在掛架主結(jié)構(gòu)(4)下方。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種直升機(jī)低速投放飛行器的掛架，其特征在于:所述掛架鋼索(2)至少為2根，掛架前后至少各I根，且長(zhǎng)度可調(diào)，通過調(diào)整前后掛架鋼索的長(zhǎng)度進(jìn)而調(diào)整掛架的俯仰姿態(tài)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種直升機(jī)低速投放飛行器的掛架，其特征在于:四個(gè)壓緊開關(guān)兩兩并聯(lián)然后串聯(lián)在一起，每個(gè)壓緊開關(guān)均包含兩個(gè)獨(dú)立通道，從而構(gòu)成相互獨(dú)立的二余度分離信號(hào)檢測(cè)電路，通過檢測(cè)每一個(gè)余度線路兩端的通斷狀態(tài)實(shí)現(xiàn)分離信號(hào)檢測(cè)，任意一個(gè)余度線路導(dǎo)通即產(chǎn)生分離信號(hào)，壓緊開關(guān)被壓緊時(shí)為斷路，壓緊開關(guān)自由狀態(tài)時(shí)為通路。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種直升機(jī)低速投放飛行器的掛架，其特征在于:所述分離釋放組件(7)前后各一個(gè)，每套分離釋放組件(7)均包括吊耳連接件(701)和分離火工品(702)，吊耳連接件(701)與掛架主結(jié)構(gòu)(4)連接，吊耳連接件(701)通過分離火工品(702)與飛行器(8)的吊耳(801)連接，分離火工品(702)在指令控制下起爆以實(shí)現(xiàn)掛架與飛行器⑶分離。
5.一種基于權(quán)利要求1掛架實(shí)現(xiàn)的飛行器姿態(tài)控制方法，其特征在于步驟如下: (1)直升機(jī)通過所述掛架掛載飛行器(8)飛行，飛行器(8)的舵機(jī)上電以后，飛行器(8)的飛行控制計(jì)算機(jī)通過二余度分離信號(hào)檢測(cè)電路周期性地進(jìn)行分離信號(hào)檢測(cè)，檢測(cè)周期不大于40ms ； (2)如果未檢測(cè)到分離信號(hào)，則飛行器(8)按照如下方式進(jìn)行姿態(tài)控制，之后返回步驟(I);如果檢測(cè)到分離信號(hào)，則進(jìn)入步驟(3)； 飛行器(6)的縱向通道和航向通道均采用開環(huán)控制，縱向通道升降舵偏角指令DEC為預(yù)設(shè)值，航向通道方向舵偏角指令DRC為O ; 飛行器出)的橫向通道采用滾轉(zhuǎn)角閉環(huán)控制，滾轉(zhuǎn)角指令GAMAC置為0，以減小干擾對(duì)飛行器滾轉(zhuǎn)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的影響，橫向通道的控制律為:
DAC = UM(DACUL, KGAMA* (GAMAC-GAMA) -KWX*WX, DACLL)，其中 GAMAC = O GAMA為滾轉(zhuǎn)角，WX為滾轉(zhuǎn)角速率，KGAMA和KWX為控制增益，DAC為副翼舵偏角指令，DACUL和DACLL分別為副翼舵偏角指令DAC的上限值和下限值，根據(jù)副翼舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環(huán)節(jié)； (3)檢測(cè)到分離信號(hào)以后，飛行器(8)的飛行控制計(jì)算機(jī)周期性地判斷飛行速度，判斷周期不大于40ms ； (4)如果飛行器(8)的飛行速度小于預(yù)設(shè)值，則飛行器(8)按照如下方式進(jìn)行姿態(tài)控制，之后返回步驟(3);如果飛行器(8)的飛行速度大于預(yù)設(shè)值，則進(jìn)入步驟(5)； 飛行器(8)的縱向通道采用俯仰角閉環(huán)控制，俯仰角指令THETAC為預(yù)設(shè)值，取值范圍為-30°到-60°，以實(shí)現(xiàn)按預(yù)定俯仰角俯沖加速，縱向通道的控制律為: AYC = UM(AYCUL, KTHETA* (THETAC-THETA)，AYCLL)，其中 THETAC 為預(yù)設(shè)值；DEC = LIM (DECUL, KAY*(AYC-AY)-KWZ*WZ, DECLL) THETA為俯仰角，WZ為俯仰角速率，AY為法向加速度，KTHETA、KWX和KAY為控制增益，AYC為法向加速度指令，AYCUL和AYCLL分別為法向加速度指令A(yù)YC的上限值和下限值，根據(jù)法向加速度允許范圍確定，DEC為升降舵偏角指令，DECUL和DECLL分別為升降舵偏角指令DEC的上限值和下限值，根據(jù)升降舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環(huán)節(jié)；飛行器出)的橫向通道采用滾轉(zhuǎn)角閉環(huán)控制，滾轉(zhuǎn)角指令GAMAC置為0，以減小干擾對(duì)飛行器滾轉(zhuǎn)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的影響，橫向通道的控制律為:
DAC = UM(DACUL, KGAMA* (GAMAC-GAMA) -KWX*WX, DACLL)，其中 GAMAC = OGAMA為滾轉(zhuǎn)角，WX為滾轉(zhuǎn)角速率，KGAMA和KWX為控制增益，DAC為副翼舵偏角指令，DACUL和DACLL分別為副翼舵偏角指令DAC的上限值和下限值，根據(jù)副翼舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環(huán)節(jié)； 飛行器(6)的航向通道采用側(cè)向加速度閉環(huán)控制，并考慮橫向通道和航向通道間的耦合，以消除不利側(cè)滑的影響，航向通道的控制律為: DRC = LIM(DRCUL, KXY*(KGAMA*(GAMAC-GAMA)-KWX*WX)-KAZ*AZ-KWY*(s/(s+wwy)) *WY, DRCLL)，其中 GAMAC = 0， AZ為側(cè)向加速度，WY為偏航角速率，s/(s+wwy)為洗出網(wǎng)絡(luò)的傳遞函數(shù)，KXY、KAZ和KffY為控制增益，DRC為方向舵偏角指令，DRCUL和DRCLL分別為方向舵偏角指令DRC的上限值和下限值，根據(jù)方向舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環(huán)節(jié)； (5)飛行器(8)的飛行速度大于預(yù)設(shè)值，表示飛行器的俯沖加速過程結(jié)束。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種飛行器姿態(tài)控制方法，其特征在于:限幅環(huán)節(jié)LIM(UL, X，LL)的輸入為變量X，限幅環(huán)節(jié)用于將輸出限定在上限值UL和下限值LL之間，上限值UL不小于下限值LL，當(dāng)X不小于UL時(shí)限幅環(huán)節(jié)的輸出為UL，當(dāng)X不大于LL時(shí)限幅環(huán)節(jié)的輸出為L(zhǎng)L，當(dāng)X在UL和LL之間時(shí)限幅環(huán)節(jié)的輸出為X。
【文檔編號(hào)】B64D5/00GK104260889SQ201410438725
【公開日】2015年1月7日 申請(qǐng)日期:2014年8月29日 優(yōu)先權(quán)日:2014年8月29日
【發(fā)明者】袁利平, 詹景坤, 張世軍, 吳俊輝, 李永遠(yuǎn), 王征, 張?jiān)铝? 黃喜元, 曹霄輝, 鄭宏濤, 曹曉瑞, 陳洪波, 楊勇, 朱永貴, 彭小波 申請(qǐng)人:中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院