專利名稱：一種基于變槳矩發(fā)動機配置的無人機遙控鏈路中斷處理方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于無人機自主飛行控制領(lǐng)域，具體地說，是指一種基于變槳矩發(fā)動機配 置的無人機遙控鏈路中斷的處理方法。
背景技術(shù)：
發(fā)動機是動力裝置的主要組成部分。航空發(fā)動機是將燃料的熱能或其他形式的能 轉(zhuǎn)變?yōu)闄C械能，為飛機或其他航空器提供飛行所需動力的裝置。航空發(fā)動機的性能是決定 航空器性能的主要因素之一。飛機的飛行速度、飛行高度、航程、載重量和機動作戰(zhàn)能力的 提高，在很大程度上取決于發(fā)動機的改進和發(fā)展?，F(xiàn)代航空發(fā)動機具有推重比大，迎風面積 小，起動、加速快，適應機動飛行，使用維修簡便，工作可靠等優(yōu)點。航空發(fā)動機是飛機的心 臟，是飛機性能的決定因素之一。其主要功用是提供飛機運動所需的動力——“推力”或 “拉力”，用以克服飛機的慣性和空氣阻力。隨著無人機應用范圍的擴展，對無人機發(fā)動機性能的要求也越來越高。對于小型 航空用活塞式發(fā)動機，要求具有體積小、升功率高、結(jié)構(gòu)簡單、使用維護方便等特性。特別是 隨著科技的發(fā)展，對于無人機能夠進行長時間工作的要求越來越高。對于高度和速度要求 不高的無人機，普遍選擇螺旋槳作為推進方式，而螺旋槳所特有的低油耗等特點又滿足了 航空無人機本身對動力系統(tǒng)的要求。螺旋槳可分為定距螺旋槳和恒速螺旋槳。對于小型 的活塞發(fā)動機來說，定距螺旋槳具有成本低，結(jié)構(gòu)簡單的特點，所以被廣泛采用。螺旋槳槳 距是指螺旋槳在不打滑和效率不損失的情況下，每轉(zhuǎn)動一圈向前移動的距離。槳距與槳葉 角(槳葉弦線與螺旋槳旋轉(zhuǎn)面的夾角)互成比例。由于螺旋槳的槳葉角度是固定的即定距 的，這種定距螺旋槳常與發(fā)動機的功率不匹配，隨著高度的變化，大氣壓力和密度也發(fā)生變 化，轉(zhuǎn)速不是超轉(zhuǎn)就是不夠，而且起飛和著陸時的拉力(推力)不易控制。因此，后來將活 塞發(fā)動機驅(qū)動的螺旋槳改成變距可調(diào)的，即變距槳。這樣，在無人機起飛、爬升或空中巡航 時，隨時可通過遙控鏈路對槳矩進行調(diào)節(jié)，以與發(fā)動機的功率匹配，避免出現(xiàn)轉(zhuǎn)速超轉(zhuǎn)或不 夠的現(xiàn)象。螺旋槳的變槳矩調(diào)節(jié)是通過機械結(jié)構(gòu)實現(xiàn)的，由于存在間隙、受力變化等因素的 影響，每調(diào)節(jié)一次槳矩對轉(zhuǎn)速的影響并不一樣，比如某無人機的槳矩角每調(diào)節(jié)一次槳矩，槳 矩角變化0. 5度，對應轉(zhuǎn)速的變化在50rpm 150rpm之間，也有調(diào)節(jié)一次槳矩而轉(zhuǎn)速沒有 發(fā)生明顯變化的現(xiàn)象，這樣就需要再調(diào)節(jié)一次，因此變槳矩調(diào)節(jié)與轉(zhuǎn)速變化之間沒有嚴格 的對應關(guān)系；如果根據(jù)轉(zhuǎn)速自動調(diào)節(jié)槳矩角，則可能出現(xiàn)槳矩調(diào)節(jié)已經(jīng)到極限位置，但轉(zhuǎn)速 仍然不能滿足要求的情況，從而造成調(diào)節(jié)機構(gòu)持續(xù)工作，電機燒壞失效等事故。目前較為安 全的一種方式是操縱人員根據(jù)遙測下傳的轉(zhuǎn)速，通過測控地面站的遙控鏈路發(fā)送槳矩調(diào)節(jié) 指令。但在這種方式下，若遙控鏈路出現(xiàn)中斷，則槳矩調(diào)節(jié)指令無法發(fā)送到無人機實施控 制，就無法及時根據(jù)發(fā)動機轉(zhuǎn)速進行相應調(diào)節(jié)，容易出現(xiàn)超轉(zhuǎn)或不夠的現(xiàn)象，則發(fā)動機不是 拉缸就是停車，直接影響無人機的飛行安全。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提出一種基于變槳矩發(fā)動機配置的無人機鏈路中斷處理方法，利 用該方法，能夠使配置變槳矩活塞發(fā)動機的無人機，自動應對在飛行過程中出現(xiàn)遙控鏈路 中斷的情況，解決無法調(diào)節(jié)槳距的情況，提高無人機的飛行安全性。為了達到上述目的，本發(fā)明利用無人機的飛行高度、航路點的高度信息、調(diào)槳距初 始高度等信息，對遙控鏈路出現(xiàn)中斷時無人機所處的狀態(tài)進行分別處理，達到保障飛行安 全的目的。實現(xiàn)基于槳距調(diào)節(jié)的無人機遙控鏈路中斷處理方法具體包括以下三個步驟步驟一根據(jù)發(fā)動機槳距調(diào)節(jié)特性確定調(diào)槳距初始高度，根據(jù)高度傳感器測量范 圍的上限，確定最大給定高度的初始值；步驟二 確定最大給定高度若遙控鏈路出現(xiàn)中斷，根據(jù)無人機當前飛行高度、飛行的給定高度、調(diào)節(jié)槳距初始 高度之間的關(guān)系，重新確定最大給定高度；若遙控鏈路正常，則將最大給定高度保持為高度 傳感器測量范圍的上限；步驟三確定飛行給定高度在進行航點切換時，根據(jù)航線到點高度和最大給定高度的關(guān)系，確定無人機飛行 的給定高度，并通過升降舵實現(xiàn)高度控制；本發(fā)明提出的基于槳距調(diào)節(jié)的無人機遙控鏈路中斷處理方法的優(yōu)點在于適用于 配置變槳矩發(fā)動機的無人機，需在空中調(diào)節(jié)槳距，在出現(xiàn)遙控鏈路中斷時，自動根據(jù)無人機 當時的飛行狀態(tài)應對處理，提高了無人機飛行的安全性。


圖1是本發(fā)明的方法示意圖；圖2是本發(fā)明的方法流程圖。
具體實施例方式下面結(jié)合附圖和實例對本發(fā)明作進一步說明。如圖1所示為本發(fā)明的一種基于變槳矩發(fā)動機配置的無人機遙控鏈路中斷處理 方法示意圖。本發(fā)明根據(jù)無人機的初始調(diào)節(jié)槳距高度、飛行高度、飛行給定高度、航線到點 高度信息，確定飛行給定高度，通過升降舵指令使得無人機在遙控鏈路中斷時無法通過遙 控鏈路調(diào)節(jié)槳距的情況下，仍然能夠安全飛行。本發(fā)明的一種基于變槳矩發(fā)動機配置的無人機遙控鏈路中斷處理方法，流程如圖 2所示，通過以下三個步驟實現(xiàn)步驟一根據(jù)發(fā)動機槳距調(diào)節(jié)特性確定調(diào)槳距初始高度，根據(jù)高度傳感器測量范 圍的上限，確定最大給定高度的初始值，包括如下步驟1)根據(jù)無人機發(fā)動機性能和飛行性能，通過發(fā)動機臺架試驗，依據(jù)發(fā)動機槳距角， 無人機的爬升速度，以及當發(fā)動機到達額定功率的轉(zhuǎn)速時，對應一個飛行高度，此后隨著高 度的增加，將需要調(diào)節(jié)槳距角，則該飛行高度就可以確定為安全的初始槳距調(diào)節(jié)高度Hj ；這里針對實際使用的情況不同，具體有兩種方法，一種是進行發(fā)動機臺架試驗時，針對不同的槳矩角和相應的爬升速度進行試驗，找到當發(fā)動機到達額定功率時的轉(zhuǎn)速對應 的飛行高度，這樣每一個槳矩角和爬升速度對應一個飛行高度，即初始調(diào)節(jié)槳矩高度，然后 對這些初始調(diào)節(jié)槳矩高度取平均值，將該平均值確定為Hj ；另一種簡單的方法是選擇一個 無人機飛行常用的初始槳矩角，針對該槳矩角和爬升速度，找到相應的初始調(diào)節(jié)槳矩高度， 將該初始調(diào)節(jié)槳矩高度確定為Hj ；2)根據(jù)高度傳感器的測量上限Hzd，確定初始最大給定高度Hz的初始值，Hz = Hzd ；步驟二 確定最大給定高度；在遙控鏈路出現(xiàn)中斷時，根據(jù)無人機當前飛行高度Ho、飛行的給定高度Hg、調(diào)節(jié) 槳距初始高度Hj之間的關(guān)系，重新確定最大給定高度Hz，包括如下步驟(1)若遙控鏈路中斷，則比較當前飛行的給定高度Hg與調(diào)槳距初始高度Hj 若Hg > Hj，則進入(2)；若Hg ^ Hj，則將最大給定高度值Hz改為調(diào)槳距初始高度值Hj，即Hz = Hj進入步驟三；若遙控鏈路正常，則最大給定高度Hz保持為高度傳感器測量范圍的上限 Hzd,即Hz = Hzd，進入步驟三；(2)比較當前飛行高度Ho和調(diào)節(jié)槳距初始高度Hj 若Ho>Hj，繼續(xù)比較Hg和Ho， 進入(3)；若Ho彡Hj，則Hg = Hj，進入(4)；(3)若Hg > Ho，則將給定高度Hg改為當前的飛行高度Ho，即Hg = Ho，進入(4)； 若Hg彡Ho，則保持Hg不變，進入(4)；(4)將最大給定高度值Hz改為給定高度值Hg，即Hz = Hg，進入步驟三；步驟三確定飛行給定高度；在進行航點切換時，根據(jù)航線到點高度和最大給定高度的關(guān)系，確定無人機飛行 的給定高度，并根據(jù)飛行的給定高度進行高度控制，包括如下步驟①若進行航點切換，則比較到點給定高度Hx和最大給定高度值Hz，進入②；若不 進行航點切換，則保持Hg，進入③；②若Hx > Hz,則將給定高度Hg改為最大給定高度Hz，即Hg = Hz,進入③；若 Hx ^ Hz，則將給定高度值Hg改為到點給定高度Hx，即Hg = Hx,進入③；③根據(jù)飛行的給定高度，通過升降舵實現(xiàn)高度控制，高度控制律為Sz= Khp (H-Hg) + Khl fo(H-Hg)dt + K9& + Κωι ωζ ；其中，δ ζ為升降舵指令，H為無人機的飛行高度，Khp為高度控制比例系數(shù)，Khl為 高度控制積分系數(shù)，K0為俯仰角控制系數(shù)，是俯仰角速率控制系數(shù)，θ為俯仰角，(02為 俯仰角速率。實施例下面通過具體實施例數(shù)據(jù)來進一步說明本發(fā)明提供的基于槳距調(diào)節(jié)的無人機遙 控鏈路中斷處理方法，本發(fā)明方法應用于某無人機自主飛行控制的具體步驟為步驟一根據(jù)發(fā)動機槳距調(diào)節(jié)特性確定調(diào)槳距初始高度，根據(jù)高度傳感器測量范 圍的上限，確定最大給定高度的初始值，包括如下步驟1)根據(jù)無人機發(fā)動機性能和飛行性能計算，確定一個安全的初始調(diào)節(jié)槳距高度 Hj ；
實施例中無人機發(fā)動機常用的將槳距角是16. 5度時，起飛后以速度為140km/h爬 升，當發(fā)動機到達額定功率的轉(zhuǎn)速5500rpm時，對應的飛行高度是3000m，此后隨著高度增 加，則需要調(diào)節(jié)槳距角，因此可以將初始槳距調(diào)節(jié)高度確定為3000m，即Hj = 3000m ；2)根據(jù)高度傳感器的測量上限，確定初始最大給定高度Hz ；該無人機所裝載的大氣數(shù)據(jù)計算機的測量范圍為-IOOOm 12000m，即Hzd = 12000m，則 Hz = 12000m ；步驟二 確定最大給定高度；在遙控鏈路出現(xiàn)中斷時，根據(jù)無人機當前飛行高度Ho、飛行的給定高度Hg、調(diào)節(jié) 槳距初始高度Hj之間的關(guān)系，重新確定最大給定高度Hz，包括如下步驟(1)若遙控鏈路中斷，比較當前飛行的給定高度Hg與調(diào)槳距初始高度Hj 若Hg> Hj，則進入(2)；若Hg SHj，則將最大給定高度值Hz改為調(diào)槳距初始高度值HjjPHz = Hj, 進入步驟三；若遙控鏈路正常，則最大給定高度Hz保持為高度傳感器測量范圍的上限Hzd， 即Hz = Hzd，進入步驟三；(2)比較當前飛行高度Ho和調(diào)節(jié)槳距初始高度Hj 若Ho>Hj，繼續(xù)比較Hg和Ho， 進入(3)；若Ho彡Hj，則Hg = Hj，進入(4)；(3)若Hg > Ho，則將給定高度Hg改為當前的飛行高度Ho，即Hg = Ho ；若Hg彡Ho， 則保持Hg不變，進入(4)；(4)將最大給定高度值Hz改為給定高度值Hg，即Hz = Hg，進入步驟三；若在遙控鏈路中斷時，無人機飛行的給定高度Hg = 5000m，飛行高度Ho = 3300m, 則滿足Hg > Hj,Ho > Hj，而Hg > Ho，那么將飛行的給定高度Hg取為當前的飛行高度Ho， 即 Hg = 3300m, Hz = 3300m ；步驟三確定飛行給定高度；在進行航點切換時，根據(jù)航線到點高度Hx和最大給定高度Hz的關(guān)系，確定無人機 飛行的給定高度Hg，并將飛行給定高度Hg送至飛行控制處理程序進行高度控制，包括如下 步驟①若進行航點切換，則比較到點給定高度Hx和最大給定高度值Hz，進入②；若不 進行航點切換，則保持Hg，進入③；②若Hx > Hz,則將給定高度Hg改為最大給定高度Hz，即Hg = Hz,進入③；若 Hx ^ Hz，則將給定高度值Hg改為到點給定高度Hx，即Hg = Hx,進入③；③根據(jù)飛行的給定高度，通過升降舵實現(xiàn)高度控制，高度控制律為S2 =Khp(H-Hg) +Khl \[{Η-Η8) + Κ9θ + Κωω2 ；其中，δ ζ為升降舵指令，H為無人機的飛行高度，Khp為高度控制比例系數(shù)，Khl為 高度控制積分系數(shù)，K0為俯仰角控制系數(shù)，是俯仰角速率控制系數(shù)，θ為俯仰角，(02為 俯仰角速率。根據(jù)步驟二確定了最大給定高度Hz = 3300m，則此后的飛行中，若航線到點高度 高于Hz，則飛行給定高度Hg取Hz ；若航線到點高度低于Hz，則飛行給定高度Hg取航線到 點高度，并根據(jù)飛行給定高度Hg，通過升降舵進行高度控制，至此，可以實現(xiàn)在無人機遙控 鏈路中斷過程中，飛行高度不會再高于3300m，而此高度是在遙控鏈路中斷前飛行的最高高
7度，是經(jīng)過槳距調(diào)節(jié)的安全高度，由此也保證了無人機飛行的安全性；根據(jù)步驟三和步驟四，當遙控鏈路恢復后，由于12000m是高度傳感器的測量上 限，無人機的升限一定低于12000m，航點高度也一定低于12000m，則一定滿足Hx < 12000m, 這樣能夠確保鏈路恢復后，航段切換時一定使飛行給定高度Hg取到到點高度Hx，進行正常 的航線飛行；本發(fā)明所述的基于變槳矩發(fā)動機配置的無人機遙控鏈路中斷處理方法，充分利用 無人機的初始槳距調(diào)節(jié)高度、高度傳感器測量范圍信息，以及在遙控鏈路中斷時的飛行高 度信息、飛行給定高度信息，針對遙控鏈路中斷后無法通過遙控指令調(diào)節(jié)槳距的問題，經(jīng)過 層層判斷和決策，找到一個安全的飛行給定高度，并通過升降舵進行高度控制，使得無人機 能夠在遙控鏈路中斷時也能夠安全飛行，提高了無人機飛行的安全性。
權(quán)利要求
一種基于變槳矩發(fā)動機配置的無人機遙控鏈路中斷處理方法，其特征在于，包括以下幾個步驟步驟一根據(jù)發(fā)動機槳距調(diào)節(jié)特性確定調(diào)槳距初始高度，根據(jù)高度傳感器測量范圍的上限，確定最大給定高度的初始值；步驟二確定最大給定高度；若遙控鏈路出現(xiàn)中斷，根據(jù)無人機當前飛行高度、飛行的給定高度、調(diào)節(jié)槳距初始高度之間的關(guān)系，重新確定最大給定高度；若遙控鏈路正常，則將最大給定高度保持為高度傳感器測量范圍的上限；步驟三確定飛行給定高度；在進行航點切換時，根據(jù)航線到點高度和最大給定高度的關(guān)系，確定無人機飛行的給定高度，并通過升降舵實現(xiàn)高度控制。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于變槳矩發(fā)動機配置的無人機遙控鏈路中斷處理方 法，其特征在于步驟一按照以下步驟實現(xiàn)1)根據(jù)無人機發(fā)動機性能和飛行性能，通過發(fā)動機臺架試驗，依據(jù)發(fā)動機槳距角，無人 機的爬升速度，以及當發(fā)動機到達額定功率的轉(zhuǎn)速時，對應一個飛行高度，此后隨著高度的 增加，將需要調(diào)節(jié)槳距角，則該飛行高度就可以確定為安全的初始槳距調(diào)節(jié)高度Hj ；2)根據(jù)高度傳感器的測量上限Hzd，確定初始最大給定高度Hz的初始值，Hz= Hzd ；
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種基于變槳矩發(fā)動機配置的無人機遙控鏈路中斷處理方 法，其特征在于所述的步驟1)具體兩種實現(xiàn)方式為<1>進行發(fā)動機臺架試驗時，針對不同的槳矩角和相應的爬升速度進行試驗，找到當發(fā) 動機到達額定功率時的轉(zhuǎn)速對應的飛行高度，則每一個槳矩角和爬升速度對應一個飛行高 度，即初始調(diào)節(jié)槳矩高度，然后對這些初始調(diào)節(jié)槳矩高度取平均值，將該平均值確定為Hj ；<2>選擇一個無人機飛行常用的初始槳矩角，針對該槳矩角和爬升速度，找到相應的初 始調(diào)節(jié)槳矩高度，將該初始調(diào)節(jié)槳矩高度確定為Hj。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于變槳矩發(fā)動機配置的無人機遙控鏈路中斷處理方 法，其特征在于步驟二所述的確定最大給定高度按照以下步驟實現(xiàn)(1)若遙控鏈路出現(xiàn)中斷，則比較當前飛行的給定高度Hg與調(diào)槳距初始高度Hj若Hg >Hj，則進入(2)；若Hg彡Hj，則將最大給定高度值Hz改為調(diào)槳距初始高度值HjJPHz = Hj進入步驟三；若遙控鏈路正常，則最大給定高度Hz保持為高度傳感器測量范圍的上限 Hzd,即Hz = Hzd，進入步驟三；(2)比較當前飛行高度Ho和調(diào)節(jié)槳距初始高度Hj若Ho >Hj，繼續(xù)比較Hg和Ho，進 Λ (3)；若 Ho 彡 Hj，則 Hg = Hj，進入(4)；(3)若Hg> Ho，則將給定高度Hg改為當前的飛行高度Ho，即Hg = Ho，進入(4)；若 Hg ^ Ho,則保持Hg不變，進入(4)；(4)將最大給定高度值Hz改為給定高度值Hg，即Hz= Hg，進入步驟三。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于變槳矩發(fā)動機配置的無人機遙控鏈路中斷處理方 法，其特征在于步驟三所述的確定飛行給定高度按照以下步驟實現(xiàn)①若進行航點切換，則比較到點給定高度Hx和最大給定高度值Hz，進入②；若不進行 航點切換，則保持Hg，進入③；②若Hx> Hz，則將給定高度Hg改為最大給定高度Hz，即Hg = Hz，進入③；若Hx < Hz， 則將給定高度值Hg改為到點給定高度Hx，即Hg = Hx，進入③；③根據(jù)飛行的給定高度，通過升降舵實現(xiàn)高度控制，高度控制律為 其中，δ ζ為升降舵指令，H為無人機的飛行高度，Khp為高度控制比例系數(shù)，Khl為高度 控制積分系數(shù)，Κ0為俯仰角控制系數(shù)，是俯仰角速率控制系數(shù)，θ為俯仰角，ωζ為俯仰 角速率。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于變槳矩發(fā)動機配置的無人機遙控鏈路中斷處理方法，充分利用無人機的初始槳距調(diào)節(jié)高度、高度傳感器測量范圍信息，以及在遙控鏈路中斷時的飛行高度信息、飛行給定高度信息，針對遙控鏈路中斷后無法通過遙控指令調(diào)節(jié)槳距的問題，經(jīng)過層層判斷和決策，找到一個安全的飛行給定高度，并通過升降舵進行高度控制，使得無人機能夠在遙控鏈路中斷時也能夠安全飛行，避免了發(fā)動機轉(zhuǎn)速超轉(zhuǎn)或不夠的危險，提高了無人機飛行的安全性。
文檔編號B64D31/06GK101927831SQ201010239759
公開日2010年12月29日 申請日期2010年7月28日 優(yōu)先權(quán)日2010年7月28日
發(fā)明者向錦武, 張翠萍, 王宏倫, 舒婷婷 申請人:北京航空航天大學