无人机零长发射动态特性分析及控制律设计_赵志俊.pdf

第43 卷第1期2023 年2 月飞机设计AICAFT DESIGNVol 43 No 1Feb2023收稿日期:2022 01 14;修订日期:2022 11 04作者简介:赵志俊(1990)，男，工程师引用格式:赵志俊，郑浩，孟祥喆 无人机零长发射动态特性分析及控制律设计 J 飞机设计，2023，43(1):18 22 ZHAO Zhijun，ZHENGHao，MENG Xiangzhe Dynamic Characteristic Analysis and Flight Control Law Design of UAV Zero Length Launch J AircraftDesign，2023，43(1):18 22文章编号:1673 4599(2023)01 0018 05doi:1019555/j cnki1673 4599202301004无人机零长发射动态特性分析及控制律设计赵志俊，郑浩，孟祥喆(中国飞行试验研究院，陕西 西安710089)摘要:针对如何提高无人机零长发射安全性的问题，以某型无人机为研究对象，对火箭助推起飞阶段受力情况进行分析，并考虑火箭脱落前后质量和重心变化影响，建立其动力学模型。仿真研究了发射角、火箭冲程、火箭安装角和火箭推力线偏差等发射参数对发射动态过程的参数影响敏感性。设计了基于姿态控制增稳的起飞控制律和控制策略。仿真结果表明:选择合适的发射参数并严格控制火箭安装偏差范围，在此基础上，尽早启动舵面参与姿态控制可明显改善发射姿态，提高非标状态下零长发射安全性。研究结论可为无人机零长发射起飞提供技术支持和依据。关键词:无人机;零长发射;助推火箭;发射仿真;控制律设计中图分类号:V249.1文献标识码:ADynamic Characteristic Analysis and Flight Control LawDesign of UAV Zero Length LaunchZHAO Zhijun，ZHENG Hao，MENG Xiangzhe(Chinese Flight Test Establishment，Xi an710089，China)Abstract:To solve the problem of how to improve the zero length launch safety of UAV，taking acertain UAV as the research object，the force on the airframe during the rocket boost takeoff phase isanalyzed，and the dynamic model is established considering the changes of the mass and center ofgravity before and after the rocket falls off Secondly，the sensitivity of launch parameters such aslaunch angle，rocket stroke，rocket installation angle and rocket thrust line deviation to launch dynam-ic process parameters is analyzed by simulation Finally，the takeoff control law and control strategybased on attitude control augmentation are designed The simulation results show that the launch atti-tude can be significantly improved by selecting appropriate launch parameters，strictly controlling therange of rocket installation deviation，and starting the control surface in advance to participate in atti-tude control，and the safety of zero length launch under non-standard conditions can be enhanced aswell.The research conclusion can provide technical support and basis for zero length launch andtakeoff of UAVKey words:zero length launch;UAV;booster rocket;launch simulation;control law design零长发射是指无人机被锁定在特定发射架上，在助推火箭和发动机推力共同作用下瞬间离地，并在极短时间内加速到一定速度和高度，随后由飞行控制系统介入完成飞行任务的发射方式1 2。这种方式具有灵活便捷、机动性强、隐蔽性好、受发射场地影响较小等优势，是无人靶机最常见的发射方式3 5。由于零长发射阶段具有时间短、受力复杂、组合体重心移动大等特点6 8，在发射安全上存在很大挑战。具体表现:无人机安装助推火箭后组合体重心有较大后移和下移，加剧了气动静不稳定;在火箭助推作用时间内，无人机过载、空速与姿态变化剧烈，组合体重心和质量分布随火箭药柱燃烧变化;助推段初期无人机飞行速度和离地高度较低，气动舵面控制效率有限，如果发射参数不匹配或控制律设计不当，易导致发射过程中姿态偏离过大甚至失控，往往来不及伞降回收，造成无人机受损或坠毁。本文针对某型无人机，通过建立无人机助推起飞过程的动力学模型，编制仿真程序，基于组合体的稳定性、气动力、惯性矩、助推火箭和发动机推力等综合分析，分析发射角、助推火箭冲程、安装偏差等对发射安全的影响，合理设计火箭助推起飞过程的控制策略和控制律，可显著提高非标状态下无人机发射起飞的安全性。1无人机发射动力学本文研究的某无人机采用后掠机翼、V 型尾翼、后机身两肋进气的气动布局，涡喷发动机置于飞机尾部，采用单发夹角式零长发射方式。图 1 为该无人机火箭助推发射过程示意。涡喷发动机起动，推力稳定后，火箭点火并产生持续推力，同时发射架的锁止机构释放，无人机瞬间离架，这一过程持续时间约 2 s。火箭助推结束后与无人机分离，无人机开始自主爬升飞行。图 1无人机火箭助推发射过程为了研究影响无人机发射安全的因素和参数敏感性程度，引入火箭安装角参数偏差，建立无人机发射起飞阶段动力学模型。1.1无人机运动模型无人机在助推火箭作用下运动特性受诸多因素影响，为便于分析，在建立无人机数学模型时，主要假设如下:(1)零长发射，忽略发射架作用支反力。(2)忽略发动机燃油消耗对组合体质量及质心位置的影响。(3)助推火箭推力基本为定常，以平均推力作为输入。(4)整个助推过程中，助推火箭推动无人机一起运动，组合体为单体运动。在以上假设下，无人机运动模型可用常规的六自由度运动方程描述，作用在无人机上的气动力和力矩，由风洞试验和 CFD 计算的各种气动导数来计算。下面重点阐述起飞阶段助推火箭、组合体质量和质心计算模型。1.2火箭助推模型考虑火箭实际安装误差，助推火箭推力在机体坐标轴系的分量可以表示为Tx=Tcos(f+1)cos2Ty=Tsin2Tz=Tsin(f+1)cos2(1)式中:f为助推火箭设计发射角;1为纵向安装角偏差;2为横向安装角偏差;T 为助推火箭推力;Tx，Ty，Tz分别为助推火箭推力在体轴系下的分量。设火箭助推点在机体坐标轴系的坐标 Pbp为(lx，ly，lz)，火箭助推推力作用在机体坐标系下的力矩LT=T lycos2sin(f+1)+lzsin2MT=T lzcos2cos(f+1)lxcos2sin(f+1)NT=T lycos2cos(f+1)+lxsin2(2)1.3总质量模型无人机发射起飞质量包括无人机和助推火箭2 部分，火箭脱落后总质量突变为无人机质量。假定火箭药柱在燃烧时间内质量变化与时间线性相关，助推火箭质量模型m=mft(3)m(t)=m0 mt(4)91第1 期赵志俊等:无人机零长发射动态特性分析及控制律设计式中:mf为火箭药柱质量;t为火箭药柱燃烧时间;m为火箭火药燃烧随单位时间消耗的质量;m0为发射初始时刻助推火箭的质量;m为发射过程助推火箭的动态质量。总质量模型m=mU+m(t)(5)式中:m 为无人机与助推火箭的总质量;mU为无人机的质量。1.4质心位置计算模型在火箭助推阶段，质心位置由助推火箭和无人机的质心位置决定。由于助推火箭推力较大，质心位置的微小变化将带来无人机力矩的较大变化，助推火箭脱落时组合体质心突变成无人机自身的质心。助推阶段火箭动态质心位置将随时间发生变化，将火箭药柱看作一个质量均匀的圆柱体，燃烧时质心相对位置不变，助推火箭动态质心相对助推点的距离d(t)=m0l0(mt)lfm(t)(6)式中:l0为药柱燃烧前助推火箭质心相对助推点距离;lf为火箭药柱质心相对助推点距离。由于助推火箭发射角以及安装偏差的影响，则火箭动态质心的坐标PG(t)=Pbp+d(t)cos2 cos(f+1)sin2 cos2 sin(f+1)(7)式中:Pbp为助推点在机体坐标系下的位置坐标。由火箭动态质心的坐标最后得到无人机加火箭组合体的质心坐标PCG(t)=m(t)mU+m(t)PG(t)(8)2仿真结果及分析2.1基准状态发射动态响应取无人机质量 150 kg，初始俯仰角 15，滚转角 0，发动机油门 85%;助推火箭质量 16 kg，火箭纵向安装角 16.5。根据上述无人机发射参数和助推火箭地面测试的推力 时间历程曲线，对无人机零长发射起飞动态响应过程进行分析，仿真曲线如图 2 所示。由图 2 可知:(1)火助推结束时无人机离地高度达到15 m，速度达到 60 m/s，满足零长发射要求。(2)整个助推过程姿态稳定，且随着速度增加，保持微弱抬头趋势。(3)火箭助推 2 s 后与无人机脱离，引起质量和质心位置突变，飞机姿态和侧滑逐渐偏离，应尽早启动舵面控制增稳。图 2基准状态下零长发射起飞动态响应曲线2.2参数偏差影响分析无人机火箭助推发射起飞主要参数包括发射角、火箭冲程、火箭安装角、火箭推力线偏心等。针对不同参数对发射起飞安全的影响，对无人机助推发射起飞过程进行了系统仿真，得到了比较全面的参考数据，经与基准状态进行对比分析，各参数影响如下:(1)发射角和助推火箭冲程发射角和助推火箭冲程大小主要影响发射高度和发射速度，当前 15发射角和助推火箭冲程与无人目标机匹配，发射角偏差在 5内对起飞安全影响不大，可适当放宽约束。通过增大发射角和助推火箭冲程可适当调整发射安全高度和速度。(2)助推火箭安装角偏差发射过程中要求火箭助推器、发动机和组合体气动力矩基本平衡。对于单发夹角式火箭助推方式，火箭助推器位于无人机后下方，且火箭推力较大，需要偏置助推火箭纵向安装角，使火箭推力线在02飞机设计第43 卷无人机重心下方，以产生抬头力矩抵消发动机的低头力矩。经计算，火箭纵向安装角偏差在 0.5时，引起俯仰角约 15偏离;横向偏差 0.2引起约 30滚转和2侧滑偏离，处于可接受范围。(3)火箭推力线偏心火箭推力线偏心可能导致发射失败，应严格控制在允许误差范围内，具体表现在如下:当 X 轴推力线偏心为正时(推力作用点在组合体重心之前)，以及 Z 轴推力线偏心为正时(推力作用点在组合体重心之下)，将产生抬头力矩，易导致助推结束时飞行迎角过大而失速;为负时，将产生较大低头力矩，易导致发射高度不足坠毁。当 Y 轴推力线偏心为正时(推力作用点在重心之右)，将产生较大左滚力矩和左偏航力矩。由于 V 尾布局无人机的横航向气动耦合严重，对 Y轴推力线偏心特别敏感，毫米级的偏差即可导致侧滑角和滚转角严重偏离。为实现安全发射，Y 轴推力线偏心应严格控制在较小范围内。3起飞控制策略和控制律3.1起飞控制策略火箭助推起飞阶段主要控制无人机的飞行姿态，考虑到发射参数存在实际偏差，为提高发射安全，设计火箭助推至速度 20 m/s，且持续时间超过0.05 s 时启动舵面控制。纵向采用俯仰角控制，以设定俯仰角 18爬升。在离地高度低于 100 m 过程中，考虑到火箭助推和脱离期间，可能会因火箭安装误差而出现较大的滚转角和航向角偏差，横航向先采用滚转角为 0的控制策略。待爬升至安全离地高度 100 m 后，再保持当前航向角继续爬升，最后爬升至到预定高度 500 m 后结束起飞过程，转入正常航线飞行。3.2起飞控制律由于该无人机采用 V 尾布局，分析无人机本体气动特性时发现横航向耦合较严重，设计纵向和横航向的控制律结构如下:qc=Kp，(c)e=Kp，q(qc q)+KI，q(qc q)dt(9)式中:为俯仰角;c为俯仰角指令;Kp，为俯仰角控制回路比例增益;qc为俯仰角速度指令;q 为俯仰角速度;Kp，q为俯仰角速度控制回路比例增益;KI，q为俯仰角速度控制回路积分器增益;e为 V 尾升降舵指令。c=Kp，(c)+KI，(c)dtH 100 m0H 100m(10)式中:为偏航角;c为偏航角指令;Kp，为偏航到滚转控制回路比例增益;KI，为偏航到滚转控制回路分期器增益;c为滚转角指令。pc=Kp，(c)a=Kp，p(pc p)+KI，p(pc p)dtr=Kp，rr+Kp，nyny(11)式中:为滚转角;Kp，为滚转角控制回路比例增益;pc为滚转角速度指令;p 为滚转角速度;Kp，p为滚转角速度控制回路比例增益;KI，p为滚转角速度控制回路积分器增益;a为副翼指令;r 为偏航角速度;ny为侧向过载;Kp，r为偏航角速度反馈增益;Kp，ny为侧向过载反馈增益;r为 V 尾方向舵指令。完成起飞控制策略和控制律参数设计和优化后，典型非标状态下火箭助推自主起飞仿真曲线如图3 所示。可以看出，无人机发射初期存在较大右滚和右偏航趋势，0.78 s 时启动舵面控制，无人机速度 24.7 m/s，离地高度 2.4 m 时，助推过程中通过气动舵面偏转抵消一定干扰力矩，避免了发射姿态的较大偏离。1.78 s 火箭助推结束时，无人机速度为60 m/s，离地高度为15 m，俯仰角为15，滚转角为 23，满足了发射要求。1.78 10 s，助推火箭脱落后推力消失，并引起质量和质心突变扰动，自动持续拉杆建立爬升迎角，并迅速保持机翼水平。10 s 时，稳定爬升至离地高度 100 m，随后保持当前航向继续加速爬升，避免侧风等扰动产生大的航向偏离。12第1 期赵志俊等:无人机零长发射动态特性分析及控制律设计图 3无人机火箭助推自主起飞仿真曲线4结论建立的无人机零长发射动力学模型，实现了发射参数对发射安全的影响和参数敏感性的定量分析和评估，可推广应用于无人机零长发射参数确定和误差边界预测。选择合适的发射参数，可保证助推阶段姿态平稳，在此基础上，应严格控制火箭推力线偏差，避免干扰力矩较大导致发射姿态失控。助推阶段应尽早启动舵面参与姿态控制增稳，抵消一定不利干扰力矩，可明显改善发射姿态，进一步提高非标状态下零长发射安全性。参考文献(eferences)1 陈怦 无人机发射过程仿真与参数敏感性分析J 飞行力学，2002，20(1):21 242 李浩 火箭助推无人机起飞发射段建模与仿真 J 东南大学学报，2010，40(S1):136 1393 许军，张军红，荣海春 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