CN111483595A - 一种模块化自转旋翼高精度空投***及其空投方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种模块化自转旋翼高精度空投***，包括自转旋翼子***，自转旋翼子***上分别安装有电源子***及导航与控制子***，电源子***用于向自转旋翼子***及导航与控制子***供电。本发明还公开了一种模块化自转旋翼高精度空投***的空投方法，本发明解决了现有空投方式中存在的抗风扰动能量差、空投精度低及无法灵活配置的问题。

Description

一种模块化自转旋翼高精度空投***及其空投方法
技术领域
本发明属于航空飞行器总体设计技术领域，涉及一种模块化自转旋翼高精度空投***，本发明还涉及上述空投***的空投方法。
背景技术
空中投放***，简称为空投***，广泛应用于空中救灾、战场前线补给、航空器/航天器回收/着陆等方面。目前，国内外广泛使用的空投***有两类，分别为：(1)降落伞空投***；(2)翼伞空投***。下面重点对两类空投***进行分析，并给出其存在的问题。
(1)降落伞空投***：降落伞空投***有两种工作方式，
(i)一种是所谓的“自由式”，即离开载机后立即打开降落伞。此种工作方式凭借较大的伞面积，可以很好地实现空投***的减速，可大大降低降落冲击。但无控降落伞随风飘动，无法控制方向，空投精度较差，且对于战场空投而言，较大的翼伞面积，更容易暴露，以较低速度匀速下降，暴露在火力中的时间长，极易遭遇攻击。
(ii)另一种降落伞空投方式为所谓的“弹道式”，即根据载机飞行速度与高度设计空投弹道，空投***离开载机后并不立即打开降落伞，而是以炮弹的方式自由下落，以此避免受到风干扰的影响来提高空投精度，在离地较低高度处打开降落伞，迅速降低下降速度。这种工作方式虽然提高了空投的精度，但开伞瞬间对空投物资/人员产生巨大过载，且低空高速开伞大大提高了安全性风险，故此种方式很少采用。值得一提的是，常规的伞降无人机多采用降落伞空投***实现回收。
(2)翼伞空投***，无控的翼伞空投***与常规的圆球形降落伞没有本质区别，只是伞的选取不同，本发明所指的翼伞空投***皆为可控翼伞空投***，通过左右两组操纵绳拉动滑翔伞左右后缘，实现对滑翔伞姿态与方向的控制，一定程度上可以提高空投精度，但由于翼伞抗风能力较差，空投精度依然不高；且由于滑翔伞与吊舱柔性连接，吊舱在风干扰下存在复杂的摇摆与振荡，吊舱的姿态测量值并不是翼伞的真实姿态，这对无人翼伞空投***的飞行控制提出了极大的挑战。
发明内容
本发明的目的是提供一种模块化自转旋翼高精度空投***，解决了现有空投***中存在的抗风扰动能量差、空投精度低及无法灵活配置的问题。
本发明的目的是还提供一种模块化自转旋翼高精度空投方法。本发明所采用的第一种技术方案是，一种模块化自转旋翼高精度空投***，包括自转旋翼子***，自转旋翼子***上分别安装有电源子***及导航与控制子***，电源子***用于向自转旋翼子***及导航与控制子***供电。
本发明第一种技术方案的特点还在于，
自转旋翼子***包括水平设置的支撑板，支撑板的下方通过螺栓连接被空投物品，支撑板的上方中心处设有自动倾斜器，自动倾斜器的下方四周均匀布置有四个舵机，四个舵机分别通过舵机摇臂与自动倾斜器连接，自动倾斜器的中心处同轴套接有转轴，转轴上安装有转速传感器，转轴安装在旋翼的中心处，旋翼与转轴的连接处设有桨毂，自动倾斜器通过传动拉杆与桨毂连接；舵机设置在支撑板上表面。
电源子***、导航与控制子***均设置在支撑板上。
导航与控制子***包括小型自动驾驶仪，小型自动驾驶仪分别连接转速传感器、微型INS/GPS组合导航***及舵机。
小型自动驾驶仪内包括位置控制模块、姿态控制模块及舵面分配模块。
本发明所采用的第二种技术方案为，一种模块化自转旋翼高精度空投***的空投方法，具体包括如下过程：
步骤1，物资空投前，将要空投的目标位置提前输入位置控制模块中，当物资被空投后，位置控制模块通过接收微型INS/GPS组合导航***提供的当前位置信息及当前高度信息，计算出当前航向的前向控制量和侧向控制量，并发送给姿态控制模块；
步骤2，姿态控制模块同时接收微型INS/GPS组合导航***提供的当前俯仰角及当前滚转角信息，计算出当前航向的俯仰控制量、滚转控制量及总距控制量，并发送给舵面分配模块；
步骤3，舵面分配模块分别计算出四个舵机需要的行程δ1、δ2、δ3、δ4对应输出给四个舵机；
步骤4，通过转速传感器监测当前的转轴转速，发送给小型自动驾驶仪，同时，微型INS/GPS组合导航***测量当前的高度信息，当该高度信息传输至小型自动驾驶仪的高度信号低于步骤1中预设的目标位置高度时，小型自动驾驶仪进入着陆模式，同时，分别通过四个舵机增加旋翼的桨距，从而减小被空投物品的着陆速度。
步骤1中，前向控制量δX的计算过程为：
δX＝Kx*(X-Xcmd)+Ix∫(X-Xcmd)dt；
其中，Kx为前向比例控制系数；Ix为前向积分控制系数；
侧向控制量δY的计算过程为:
δY＝Ky*(Y-Ycmd)+Iy∫(Y-Ycmd)dt；
其中，Ky为前向比例控制系数；Iy为前向积分控制系数。
步骤2中，俯仰控制量δe的计算过程为：
Figure BDA0002465140590000041
-θsaf≤δe≤θsaf；
其中，Ke为俯仰比例控制系数；
Figure BDA0002465140590000042
为前向/侧向通道俯仰比例控制系数；Kq为俯仰角速率比例控制系数；
滚转控制量δa的计算过程为：
Figure BDA0002465140590000043
Figure BDA0002465140590000044
其中，Ka为滚转比例控制系数；
Figure BDA0002465140590000045
为前向/侧向通道滚转比例控制系数；KP为滚转角速率比例控制系数；
总距控制量δM的计算过程为：
Figure BDA0002465140590000046
H≤Hland；
其中，KM为高度通道总距比例控制系数；
Figure BDA0002465140590000047
为下降率通道总距比例控制系数。
步骤3中，δ1、δ2、δ3、δ4采用如下公式进行计算：
Figure BDA0002465140590000051
其中，kia为滚转角控制量对应分配给四个舵机的比例系数，kie为俯仰角控制量对应分配给四个舵机的比例系数，kiM为总距控制量对应分配给四个舵机的比例系数，其中，i＝1，2，3，4。
本发明的有益效果如下：
(1)本发明以较低的重量代价和复杂度代价将自转旋翼技术与无人机技术应用于空投***，实现了低成本、模块化可配置的高精度空投***。
(2)本发明采用自转旋翼提供拉力和操纵，实现空投***的减速与位置控制。由于自转旋翼不存在反扭矩，取消了常规直升机的尾桨及其减速传动、控制机构，减轻了废重和能量消耗、降低成本和复杂性；同时，与驱转旋翼相比，自转旋翼可以有效地降低噪声水平，提高了军事应用时的隐蔽性。
(3)本发明可根据需要设计成不同尺寸的空投***、无人***及有人智能降落伞，以满足不同背景的应用需求，尤其是基于本发明低成本的特点，可以向空投式自转旋翼侦察/攻击/心理战无人机、空投式自转旋翼精确制导炸弹、无人机自转旋翼回收***等方向发展。
附图说明
图1是本发明一种模块化自转旋翼高精度空投***的结构示意图；
图2是本发明一种模块化自转旋翼高精度空投***中自动倾斜器与舵机连接的俯视图；
图3是本发明一种模块化自转旋翼高精度空投***中导航与控制子***的结构示意图；
图4是本发明一种模块化自转旋翼高精度空投***中实施例的投放状态示意图。
图中，1.旋翼，2.桨毂转轴，3.螺栓，4.支撑板，5.转速传感器，6.传动拉杆，7.自动倾斜器，8.导航与控制子***，9.舵机，10.被空投物品，11.桨毂，12.电源子***，13.舵机摇臂，14.微型INS/GPS组合导航***，15.小型自动驾驶仪。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
本发明一种模块化自转旋翼高精度空投***，如图1、2所示，包括自转旋翼子***，自转旋翼子***上分别安装有电源子***12及导航与控制子***8，电源子***12用于向自转旋翼子***及导航与控制子***8供电。
自转旋翼子***能够实现对空投***姿态与轨迹的控制，实现精确空投。
自转旋翼子***包括水平设置的支撑板4，支撑板4的下方通过螺栓3连接被空投物品10，支撑板4的上方中心处设有自动倾斜器7，自动倾斜器7的下方四周均匀布置有四个舵机9，四个舵机9分别通过舵机摇臂13与自动倾斜器7连接，自动倾斜器7的中心处同轴套接有转轴2，转轴2上安装有转速传感器5，转轴2安装在旋翼(桨叶)1的中心处，旋翼1与转轴2的连接处设有桨毂11，自动倾斜器7(现有结构)通过传动拉杆6与桨毂11连接；舵机9设置在支撑板4上表面。
自动倾斜器用于实现旋翼控制，通过灵活的纵向/横向周期变距操纵实现旋翼的控制，并可通过触地前的“瞬时增距”，短时间增大桨叶总距，吸收旋翼的旋转动能，大大增加桨盘拉力，从而减小触地速度，降低对空投物资的损伤。
电源子***12、导航与控制子***8均设置在支撑板4上。
如图3所示，导航与控制子***8包括小型自动驾驶仪15(现有结构)，小型自动驾驶仪15分别连接转速传感器5、微型INS/GPS组合导航***14(INS为惯性导航***，微型INS/GPS组合导航***14为现有结构)及舵机9。
小型自动驾驶仪15内包括位置控制模块、姿态控制模块及舵面分配模块。
本发明一种模块化自转旋翼高精度空投方法，具体包括如下过程：
步骤1，物资空投前，将要空投的目标位置提前输入位置控制模块中，当物资被空投后，位置控制模块通过接收微型INS/GPS组合导航***提供的当前位置信息及当前高度信息，计算出当前航向的前向控制量和侧向控制量，并发送给姿态控制模块；
步骤1中，前向控制量δX的计算过程为：
δX＝Kx*(X-Xcmd)+Ix∫(X-Xcmd)dt；
其中，Kx为前向比例控制系数；Ix为前向积分控制系数；Xcmd表示前向位移目标量；
侧向控制量δY的计算过程为:
δY＝Ky*(Y-Ycmd)+Iy∫(Y-Ycmd)dt；
其中，Ky为前向比例控制系数；Iy为前向积分控制系数；Ycmd表示侧向位移目标量；
步骤2，姿态控制模块同时接收微型INS/GPS组合导航***提供的当前俯仰角及当前滚转角信息，计算出当前航向的俯仰控制量、滚转控制量及总距控制量，并发送给舵面分配模块；
步骤2中，俯仰控制量δe的计算过程为：
Figure BDA0002465140590000081
-θsaf≤δe≤θsaf；
其中，θ表示当前俯仰角，θcmd表示俯仰角目标量，Q表示俯仰角速率，ψ表示机体轴(飞机本体坐标系轴)与北向夹角，θsaf表示俯仰角度限幅，Ke为俯仰比例控制系数；
Figure BDA0002465140590000082
为前向/侧向通道俯仰比例控制系数；Kq为俯仰角速率比例控制系数；
滚转控制量δa的计算过程为：
Figure BDA0002465140590000083
Figure BDA0002465140590000084
其中，Ka为滚转比例控制系数；
Figure BDA0002465140590000085
为前向/侧向通道滚转比例控制系数；KP为滚转角速率比例控制系数；
Figure BDA0002465140590000086
表示当前滚转角，
Figure BDA0002465140590000087
表示滚转角目标量，P表示滚转角速率，
Figure BDA0002465140590000088
表示滚转角限幅；
总距控制量δM的计算过程为：
Figure BDA0002465140590000089
H≤Hland；
其中，KM为高度通道总距比例控制系数；
Figure BDA00024651405900000810
为下降率通道总距比例控制系数。H表示当前高度，Hcmd表示高度目标量，Vh表示下降速率，Hland表示着陆模式预定高度。
步骤3，舵面分配模块分别计算出四个舵机需要的行程δ1、δ2、δ3、δ4对应输出给四个舵机；
步骤3中，δ1、δ2、δ3、δ4采用如下公式进行计算：
Figure BDA0002465140590000091
其中，kia为滚转角控制量对应分配给四个舵机的比例系数，kie为俯仰角控制量对应分配给四个舵机的比例系数，kiM为总距控制量对应分配给四个舵机的比例系数，其中，i＝1，2，3，4。
步骤4，通过转速传感器监测当前的转轴转速，发送给小型自动驾驶仪，同时，微型INS/GPS组合导航***测量当前的高度信息，当该高度信息传输至小型自动驾驶仪的高度信号低于步骤1中预设的目标位置高度时，小型自动驾驶仪进入着陆模式，通过采用舵机增加桨距的控制方式，来减小被空投物品的着陆速度，从而减小物资着陆时所受到的瞬间冲击力以降低物资受损可能。
本发明一种模块化自转旋翼高精度空投***的特点为，
本发明通过低成本的自动飞行控制***，可以实现高精度的姿态控制与轨迹跟踪，与已有的空投方案对比其优点在于：
(1)本发明相比于“自由式”降落伞空投***而言，通过高操纵效率的旋翼。可实现快速的姿态、航向与轨迹控制，具有更强的抗风能力和更高的空投精度；对于战区空投而言，本发明体积小、噪声低，不易暴露，且旋翼可有效地控制前向速度与垂直速度，并具备一定的机动能力，可大大提高空投***与物资的安全性。此外，通过配置动力模块，本发明可实现战区外空投，无人空投***自主巡飞至空投点附近，完成空投，保证空投效果的同时提高空投母机的安全性。
(2)本发明相比于“弹道式”降落伞空投***而言，本发明通过长时间的下滑减速后，在触地前通过“瞬时增距”操作，吸收旋翼的旋转动能增加拉力，可有效地减小触地速度，降低对空投物资的损伤。与“近地开伞”操作方式相比，对于空投物资的载荷小得多，大大提高了空投物资的安全性。
(3)本发明相比于翼伞空投***，减速模块(自转旋翼)与空投载荷刚性连接，不存在风干扰下吊舱摇摆与振荡，且旋翼对姿态的操纵较操纵绳对于翼伞的操纵更为快速、有效,因而本发明的姿态航向的测量与控制更精确，抗风能力更强，空投精度更高。
实施例
如图4所示，I、II、III(按空投顺序编号)分别为安装有自转旋翼空投***的3个不同体积、重量的物资。A、B点则为海拔高度不同的目标点。当运输机空投物资时，为保证I、II在不同时刻空投时均降落在B点，I、II的自转旋翼及其自动驾驶仪在根据侧风及航向偏差调整自转旋翼***侧偏(路径如物资III所示，其余路径同理)的同时，通过高度传感器测量到的当前高度信息调整前向控制量。根据图3及图4可知，小型自动驾驶仪通过微型INS/GPS组合导航***读取的当前位置信息及高度信息计算控制物资降落在B点所需的前向位移量。显然，通过小型自动驾驶仪的计算，其向I输出的前向位移量比II更多，从而使I飞行更远距离以实现I、II均将落在B点。当要使I、III均降落在A点时，前向及侧向位移量控制原理与上同。小型自动驾驶仪向I输出的前向位移控制量将远大于III。同时，需要注意的是，III的空投条件较为严酷，但是也符合战场空投的实际情况。往往由于战场环境的瞬息万变，空投目标会临时发生改变。此时，该发明的优势则更为明显。当出现物资III的空投情况时，由于物资出舱晚且目标地点海拔较高，如无自转旋翼空投***，必然造成物资最终降落地点远远超出目标点A，或者为保证降落点在可接受范围而导致的下降速度过快，而过快的触地速度必然大大增加物资的损毁几率。通过自转旋翼空投***，则可在物资空投里舱较晚时，通过减小旋翼总距增加下落速度的方法减小前向位移来控制物资与目标点的最终距离偏差。同时，在***进入着陆模式后，又可通过增加旋翼总距来减小触地速度，从而降低物资损毁可能。

Claims (9)

1.一种模块化自转旋翼高精度空投***，其特征在于：包括自转旋翼子***，自转旋翼子***上分别安装有电源子***及导航与控制子***，电源子***用于向自转旋翼子***及导航与控制子***供电。
2.根据权利要求1所述的一种模块化自转旋翼高精度空投***，其特征在于：所述自转旋翼子***包括水平设置的支撑板，支撑板的下方通过螺栓连接被空投物品，支撑板的上方中心处设有自动倾斜器，自动倾斜器的下方四周均匀布置有四个舵机，四个舵机分别通过舵机摇臂与自动倾斜器连接，自动倾斜器的中心处同轴套接有转轴，转轴上安装有转速传感器，转轴安装在旋翼的中心处，旋翼与转轴的连接处设有桨毂，自动倾斜器通过传动拉杆与桨毂连接；所述舵机设置在支撑板上表面。
3.根据权利要求2所述的一种模块化自转旋翼高精度空投***，其特征在于：所述电源子***、导航与控制子***均设置在支撑板上。
4.根据权利要求3所述的一种模块化自转旋翼高精度空投***，其特征在于：所述导航与控制子***包括小型自动驾驶仪，小型自动驾驶仪分别连接转速传感器、微型INS/GPS组合导航***及舵机。
5.根据权利要求4所述的一种模块化自转旋翼高精度空投***，其特征在于：所述小型自动驾驶仪内包括位置控制模块、姿态控制模块及舵面分配模块。
6.根据权利要求1～5所述的一种模块化自转旋翼高精度空投***的空投方法，其特征在于：具体包括如下过程：
步骤1，物资空投前，将要空投的目标位置提前输入位置控制模块中，当物资被空投后，位置控制模块通过接收微型INS/GPS组合导航***提供的当前位置信息及当前高度信息，计算出当前航向的前向控制量和侧向控制量，并发送给姿态控制模块；
步骤2，姿态控制模块同时接收微型INS/GPS组合导航***提供的当前俯仰角及当前滚转角信息，计算出当前航向的俯仰控制量、滚转控制量及总距控制量，并发送给舵面分配模块；
步骤3，舵面分配模块分别计算出四个舵机需要的行程δ1、δ2、δ3、δ4对应输出给四个舵机；
步骤4，通过转速传感器监测当前的转轴转速，发送给小型自动驾驶仪，同时，微型INS/GPS组合导航***测量当前的高度信息，当该高度信息传输至小型自动驾驶仪的高度信号低于步骤1中预设的目标位置高度时，小型自动驾驶仪进入着陆模式，同时，分别通过四个舵机增加旋翼的桨距，从而减小被空投物品的着陆速度。
7.根据权利要求6所述的一种模块化自转旋翼高精度空投方法，其特征在于：所述步骤1中，前向控制量δX的计算过程为：
δX＝Kx*(X-Xcmd)+Ix∫(X-Xcmd)dt；
其中，Kx为前向比例控制系数；Ix为前向积分控制系数；
侧向控制量δY的计算过程为:
δY＝Ky*(Y-Ycmd)+Iy∫(Y-Ycmd)dt；
其中，Ky为前向比例控制系数；Iy为前向积分控制系数。
8.根据权利要求7所述的一种模块化自转旋翼高精度空投方法，其特征在于：所述步骤2中，俯仰控制量δe的计算过程为：
Figure FDA0002465140580000031
-θsaf≤δe≤θsaf；
其中，Ke为俯仰比例控制系数；
Figure FDA0002465140580000032
为前向/侧向通道俯仰比例控制系数；Kq为俯仰角速率比例控制系数；
滚转控制量δa的计算过程为：
Figure FDA0002465140580000033
Figure FDA0002465140580000034
其中，Ka为滚转比例控制系数；
Figure FDA0002465140580000035
为前向/侧向通道滚转比例控制系数；KP为滚转角速率比例控制系数；
总距控制量δM的计算过程为：
Figure FDA0002465140580000036
H≤Hland；
其中，KM为高度通道总距比例控制系数；
Figure FDA0002465140580000037
为下降率通道总距比例控制系数。
9.根据权利要求8所述的一种模块化自转旋翼高精度空投方法，其特征在于：所述步骤3中，δ1、δ2、δ3、δ4采用如下公式进行计算：
Figure FDA0002465140580000038
其中，kia为滚转角控制量对应分配给四个舵机的比例系数，kie为俯仰角控制量对应分配给四个舵机的比例系数，kiM为总距控制量对应分配给四个舵机的比例系数，其中，i＝1，2，3，4。
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