[发明专利]一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法

说明书

本发明涉及航空飞行控制技术领域，特别是涉及一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法，包括判断无人机是否挂索成功，若成功，则切换控制器结构，即：升降舵通道控制器结构由升降速度控制模态切换为固定升降舵舵面控制模态，发动机通道控制器结构由前向轨迹跟踪控制模态切换为定油门控制模态，副翼通道控制器结构由直线航迹跟踪控制模态切换为固定副翼舵面控制模态，方向舵通道仍保持纠偏控制模态。通过本制方法，能准确判断舰载无人机拦阻钩与拦阻索啮合状态，也能实现舰载无人机进入拦阻滑行段后控制器的平稳切换功能。

技术领域

本发明涉及航空飞行控制技术领域，特别是涉及一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法。

背景技术

目前，各国积极开展舰载无人机着舰技术研究，仅美军的X-47B实现了工程应用，但成功率仍不高，其他国家均处于理论研究和理论验证阶段。国内方面，各大高校和研究所均开始试制舰载无人机缩比模型，开展着舰相关技术研究。舰载无人机全自主拦阻着陆控制技术研究为无人机实现拦阻着舰提供了技术储备与支撑，相比有人舰载机拦阻着陆，无人舰载机具有智能化程度高、安全可靠、不受环境因素限制、无人员伤亡等优势。但是现有技术中，舰载无人机拦阻钩与拦阻索啮合的准确判断舰载无人机进入拦阻滑行段后控制器的平稳切换也存在问题。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提出了一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法，能准确判断舰载无人机拦阻钩与拦阻索啮合状态，也能实现舰载无人机进入拦阻滑行段后控制器的平稳切换功能。

本发明是通过采用下述技术方案实现的：

一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法，其特征在于：包括以下步骤：

a.判断无人机是否挂索成功，若是，进入步骤b；

b.切换控制器结构，即：升降舵通道控制器结构由升降速度控制模态切换为固定升降舵舵面控制模态，发动机通道控制器结构由前向轨迹跟踪控制模态切换为定油门控制模态，副翼通道控制器结构由直线航迹跟踪控制模态切换为固定副翼舵面控制模态，方向舵通道仍保持纠偏控制模态。

所述步骤a中判断无人机是否挂索成功是通过判断无人机拦阻钩与拦阻索是否完全啮合来实现。

所述步骤a具体包括：机载惯导实时测量纵向加速度，飞控实时解算待飞距离，通过纵向加速度和待飞距离准确判断无人机是否挂索成功。

通过判断纵向加速度连续4拍(每拍20ms)纵向加速度小于-5m/s²，且拦阻钩距接地点待飞距连续4拍小于0.0且大于-90m判定挂索成功，若拦阻钩距接地点待飞距离小于-92m则判断挂索失败。

所述步骤b具体包括：升降舵通道控制器结构由升降速度控制模态切换为固定升降舵舵面控制模态，升降舵舵面由当前值1s内软化到固定舵面值为0；发动机通道控制器结构由前向轨迹跟踪控制模态切换为定油门控制模态，油门转速保持为舰载无人机拦阻钩与拦阻索啮合成功时刻的油门转速值；副翼通道控制器结构由直线航迹跟踪控制模态切换为固定副翼舵面控制模态，副翼舵面由当前值1s内软化到固定舵面值为0；方向舵通道仍保持纠偏控制模态。

所述步骤b中升降舵通道控制器结构由升降速度控制模态切换为固定升降舵舵面控制模态，升降舵舵面由当前值1s内软化到固定舵面值为0，具体包括：

b₁₁.利用惯性测量单元实时测量得到的三轴角速率信息(p,q,r)，其中：滚转角速率p，俯仰角速率q，偏航角速率r；利用惯性导航系统测得三轴姿态信息(φ,θ,ψ)，其中：滚转角φ，俯仰角θ，偏航角ψ；

b₁₂.控制器跟踪(2)式中升降速度给定目标值解算出俯仰角给定目标值(θ_g)：