[发明专利]一种无人航空载运飞行器多约束气动减速控制方法

权利要求书

1.一种无人航空载运飞行器多约束快速减速控制方法，其特征在于：包括如下步骤，

步骤一、将事先生成的纵向标称轨迹存入到飞行器飞行控制计算机内存中，标称轨迹由飞行器相对目标的参考水平距离X_ref、参考飞行高度H_ref、参考飞行倾角θ_ref、参考飞行俯仰角θ_ref构成的四维数组，参考轨迹点个数为N；

所述参考飞行倾角θ_ref在地面系下描述和参考飞行俯仰角在机体坐标系下描述；

步骤二、获取组合导航系统输出的当前无人航空器距离目标的水平距离X_r、飞行高度H、飞行倾角θ、俯仰角飞行速度V，下降率V_y；

步骤三、判断当前飞行器与目标点水平距离X_r是否满足X_r＜(X_ref0+X_level)，若满足则飞行器进入减速段；进入减速断后，若满足X_r＞X_ref0，则飞行器进入平飞减速段，将飞行阶段标志Pitchseg设置为0x01，否则飞行器进入标称轨迹跟踪减速段，将飞行阶段标志Pitchseg设置为0x02；其中，X_ref0为参考水平距离第一个点，X_level为水平减速段水平距离；

步骤四、若Pitchseg＝0x01，并且当前时刻T与上一次发动机转速调节时刻T₀之差大于ΔT，即T-T₀＞ΔT，发动机控制指令采用如下公式计算得到；

temp＝arctan(k₁*(X_ref0+X_level-X_r)/X_r)/(π/2),

N_cmd＝N_cmdmin+k₂*(temp*V_d+(1-temp)*V₀-V)

其中，N_cmdmin为最小发动机转速指令，N_cmd为发动机控制指令，V_d为进入标称轨迹跟踪初始时刻期望的飞行速度，V₀为进入平飞减速段的巡航飞行速度，k₁和k₂为待设计参数；

若Pitchseg＝0x02，发动机控制指令为N_cmd＝N_cmdmin；

步骤五、计算平飞减速段的俯仰通道控制指令；

步骤5.1计算得到平飞高度偏差和偏差积分值；

其中H_cruise为巡航飞行高度，e_H为平飞高度偏差，H_int为高度偏差积分值，T_s为飞行控制周期，H_int0为上一控制周期积分值；

步骤5.2计算俯仰通道控制指令u_fk

其中g为重力常数，k_e1p、k_θ、k_ip和k_gp为待设计参数；

步骤六、通过插值函数获得当前时刻的参考指令值；

其中，f_interp为插值函数；

步骤七、判断当前俯仰姿态角是否满足若满足此条件一次，则采用如下公式计算俯仰通道控制指令，否则进入步骤八，其中为期望的末端俯仰姿态角；

其中和k_g为待设计参数；

步骤八、以参考指令值为输入，计算获得标称轨迹跟踪控制指令，根据获得标称轨迹跟踪控制指令实现无人航空载运飞行器多约束气动减速控制。