一種直升機低速投放飛行器的掛架及飛行器姿態控制方法
【專利摘要】一種直升機低速投放飛行器的掛架及飛行器姿態控制方法，掛架包括：主鋼索，掛架鋼索，阻尼板，掛架主結構，穩定傘，壓緊組件和分離釋放組件；主鋼索一端連接直升機，另一端通過掛架鋼索連接掛架主結構；阻尼板用于減小掛架左右擺動；穩定傘用于消除掛架前后擺動和繞主鋼索轉動；壓緊組件包括壓緊開關和可調壓腳，用于分離信號檢測；飛行器通過分離釋放組件掛在掛架主結構下方。姿態控制方法步驟為：飛行器基于壓緊開關組成的可靠分離信號檢測電路進行分離信號檢測；分離前飛行器縱向和航向通道開環控制，橫向通道滾轉角閉環控制；分離后飛行器縱向通道俯仰角和法向加速度閉環控制，橫向通道滾轉角閉環控制，航向通道側向加速度閉環控制。
【專利說明】一種直升機低速投放飛行器的掛架及飛行器姿態控制方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種適用于直升機低速投放無動力升力式飛行器的掛架及飛行器姿態控制方法，屬于飛行器姿態控制設計領域。
【背景技術】
[0002]軌道再入或亞軌道再入升力式飛行器依靠氣動力和重力即可實現水平著陸，不一定需要使用或配置復雜的主動力系統，例如航天飛機、X-37B、太空船二號(SpaceShipTwo)、追夢者(Dream Chaser)等。由于不使用或未配置主動力系統，這類飛行器在研制過程中需借助其它運載平臺進行掛飛系留試驗和投放飛行試驗，例如運輸機或直升機，以驗證飛行器低速氣動特性和進場著陸制導控制技術。早期美國的航天飛機采用改裝后的波音747運輸機背馱方式開展進場著陸飛行試驗，X-37B在前期型號研制過程中先后采用UH-60黑鷹直升機、CH-47支努干直升機和白騎士(White Knight)運輸機作為載機進行投放飛行試驗，近期追夢者則采用一架改裝后的直升機完成了掛飛系留試驗和投放飛行試驗。
[0003]采用通用直升機作為載機進行無動力升力式飛行器掛飛系留試驗和投放飛行試驗，具有改造成本低、準備周期短、方便、靈活、安全等優點。但是，由于直升機飛行速度低，飛行器與直升機的掛架分離后面臨控制能力不足的問題，在投放初始條件偏差、分離干擾、高空風干擾和飛行器靜穩定性等因素的共同作用下有可能姿態失穩，從而無法在預定跑道上安全著陸。因此，采用直升機低速投放無動力升力式飛行器，必須解決投放后低動壓情況下飛行器的姿態穩定和控制問題。具體而言就是，在投放之前使掛載狀態飛行器的姿態運動盡可能滿足投放要求，或使投放初始條件偏差盡可能在允許范圍之內，增加允許投放的幾率；在飛行器與掛架分離后保持姿態穩定，減小投放初始條件偏差和干擾的影響，并通過俯沖加速迅速提高飛行速度，進而提升氣動舵面的控制能力。
[0004]目前，在國內外公開發表的文獻資料中采用直升機作為載機完成投放飛行試驗的無動力升力式驗證飛行器有:日本的ALFLEX (1996年)，美國的X_40A(1998年和2001年)，德國的PhoeniX(2004年)，美國的追夢者(2013年)。這些驗證飛行器都取得了飛行試驗成功，所采取的技術方案各有特點。ALFLEX掛架較為復雜，掛架采用尾翼穩定，飛行器采用攻角閉環控制；X-40A和追夢者吊掛方案簡單，直升機通過單根鋼索吊掛掛架及飛行器，掛架帶有穩定傘；PhoeniX的掛架方案簡單，直升機通過三根鋼索吊掛飛行器，后三角掛點布局保證掛架及飛行器姿態穩定。以上技術方案均有明顯缺點，適用范圍有限。例如，ALFLEX掛架組成復雜，實際操作困難；X-40A和追夢者在掛載狀態下受高空風的影響較大，該吊掛方案要求飛行器靜穩定性好，能夠容忍干擾的影響；PhoeniX受載機的影響較為顯著，并且三根鋼索容易發生纏繞，因此對載機飛行要求嚴格。另外，以上技術方案所包含的飛行器姿態控制方案也有缺點，例如，需要用到的攻角信號難于精確獲得，沒有同時采用俯仰角和滾轉角反饋控制因而難以保證分離后姿態穩定。
【發明內容】
[0005]本發明的技術解決問題是:克服現有技術的不足，提供一種直升機低速投放飛行器的掛架及飛行器姿態控制方法，可以解決在采用直升機低速投放無動力升力式飛行器時投放后低動壓情況下飛行器的姿態穩定和控制問題，具有系統組成簡單、抗干擾能力強、適用范圍廣等優點。
[0006]本發明的技術解決方案是:
[0007]—種直升機低速投放飛行器的掛架，包括:主鋼索、掛架鋼索、阻尼板、掛架主結構、穩定傘、壓緊組件和分離釋放組件；壓緊組件包括壓緊開關和可調壓腳；
[0008]主鋼索的一端連接在直升機上，另一端通過掛架鋼索連接掛架主結構；阻尼板沿豎直方向焊接在掛架主結構上，用于減小掛架左右擺動；穩定傘連接在掛架主結構的尾端，用于消除掛架前后擺動和繞主鋼索轉動；四個壓緊組件的可調壓腳安裝在掛架主結構上，四個壓緊開關安裝在飛行器的背面，四個可調壓腳與四個壓緊開關一一對應，在掛架主結構與飛行器連接后通過可調壓腳施加預緊力，可調壓腳將壓緊開關壓住，令壓緊開關處于斷開狀態；飛行器通過分離釋放組件掛在掛架主結構下方。
[0009]所述掛架鋼索至少為2根，掛架前后至少各I根，且長度可調，通過調整前后掛架鋼索的長度進而調整掛架的俯仰姿態。
[0010]四個壓緊開關兩兩并聯然后串聯在一起，每個壓緊開關均包含兩個獨立通道，從而構成相互獨立的二余度分離信號檢測電路，通過檢測每一個余度線路兩端的通斷狀態實現分離信號檢測，任意一個余度線路導通即產生分離信號，壓緊開關被壓緊時為斷路，壓緊開關自由狀態時為通路。
[0011]所述分離釋放組件前后各一個，每套分離釋放組件均包括吊耳連接件和分離火工品，吊耳連接件與掛架主結構連接，吊耳連接件通過分離火工品與飛行器的吊耳連接，分離火工品在指令控制下起爆以實現掛架與飛行器分離。
[0012]一種基于掛架實現的飛行器姿態控制方法，步驟如下:
[0013](I)直升機通過所述掛架掛載飛行器飛行，飛行器的舵機上電以后，飛行器的飛行控制計算機通過二余度分離信號檢測電路周期性地進行分離信號檢測，檢測周期不大于40ms ；
[0014](2)如果未檢測到分離信號，則飛行器按照如下方式進行姿態控制，之后返回步驟(I);如果檢測到分離信號，則進入步驟(3)；
[0015]飛行器的縱向通道和航向通道均采用開環控制，縱向通道升降舵偏角指令DEC為預設值，航向通道方向舵偏角指令DRC為O ;
[0016]飛行器的橫向通道采用滾轉角閉環控制，滾轉角指令GAMAC置為0，以減小干擾對飛行器滾轉姿態運動的影響，橫向通道的控制律為:
[0017]DAC = LIM (DACUL, KGAMA* (GAMAC-GAMA) -KWX*WX, DACLL)，其中 GAMAC = O
[0018]GAMA為滾轉角，WX為滾轉角速率，KGAMA和KWX為控制增益，DAC為副翼舵偏角指令，DACUL和DACLL分別為副翼舵偏角指令DAC的上限值和下限值，根據副翼舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環節；
[0019](3)檢測到分離信號以后，飛行器的飛行控制計算機周期性地判斷飛行速度，判斷周期不大于40ms ；
[0020](4)如果飛行器的飛行速度小于預設值，則飛行器按照如下方式進行姿態控制，之后返回步驟(3);如果飛行器的飛行速度大于預設值，則進入步驟(5)；
[0021]飛行器的縱向通道采用俯仰角閉環控制，俯仰角指令THETAC為預設值，取值范圍為-30°到-60°，以實現按預定俯仰角俯沖加速，縱向通道的控制律為:
[0022]AYC = LIM (AYCUL, KTHETA* (THETAC-THETA)，AYCLL)，其中 THETAC 為預設值；DEC=LIM(DECUL, KAY*(AYC-AY)-KWZ*WZ, DECLL)
[0023]THETA為俯仰角，WZ為俯仰角速率，AY為法向加速度，KTHETA, KffX和KAY為控制增益，AYC為法向加速度指令，AYCUL和AYCLL分別為法向加速度指令AYC的上限值和下限值，根據法向加速度允許范圍確定，DEC為升降舵偏角指令，DECUL和DECLL分別為升降舵偏角指令DEC的上限值和下限值，根據升降舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環節;
[0024]飛行器的橫向通道采用滾轉角閉環控制，滾轉角指令GAMAC置為0，以減小干擾對飛行器滾轉姿態運動的影響，橫向通道的控制律為:
[0025]DAC = LIM(DACUL, KGAMA* (GAMAC-GAMA) -KWX*WX, DACLL)，其中 GAMAC = O
[0026]GAMA為滾轉角，WX為滾轉角速率，KGAMA和KWX為控制增益，DAC為副翼舵偏角指令，DACUL和DACLL分別為副翼舵偏角指令DAC的上限值和下限值，根據副翼舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環節；
[0027]飛行器的航向通道采用側向加速度閉環控制，并考慮橫向通道和航向通道間的耦合，以消除不利側滑的影響，航向通道的控制律為:
[0028]DRC = LIM(DRCUL, KXY*(KGAMA*(GAMAC-GAMA)-KWX*WX)-KAZ*AZ-KWY*(s/(s+wwy)) *WY, DRCLL)，其中 GAMAC = 0，
[0029]AZ為側向加速度，WY為偏航角速率，s/ (s+wwy)為洗出網絡的傳遞函數，KXY、KAZ和KWY為控制增益，DRC為方向舵偏角指令，DRCUL和DRCLL分別為方向舵偏角指令DRC的上限值和下限值，根據方向舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環節；
[0030](5)飛行器的飛行速度大于預設值，表示飛行器的俯沖加速過程結束。
[0031]限幅環節UM(UL，X，LL)的輸入為變量X，限幅環節用于將輸出限定在上限值UL和下限值LL之間，上限值UL不小于下限值LL，當X不小于UL時限幅環節的輸出為UL，當X不大于LL時限幅環節的輸出為LL，當X在UL和LL之間時限幅環節的輸出為X。
[0032]本發明與現有技術相比的有益效果是:
[0033](I)直升機通過單根主鋼索吊掛掛架及飛行器，使系統組成簡單，避免了多根鋼索可能出現的纏繞現象，降低了對直升機飛行的要求，減小了對直升機飛行的不利影響，因此實際操作更容易。
[0034](2)單根主鋼索與掛架及飛行器構成一個單擺系統，即使在穩定飛行時也必然存在前后方向和左右方向的單擺運動，另外飛行器還會繞主鋼索轉動，采用穩定傘可以消除飛行器前后擺動運動以及繞主鋼索轉動運動，采用阻尼板可以減小飛行器左右擺動運動，因此通過穩定傘和阻尼板共同作用可以大大減輕掛架及外界擾動對飛行器姿態的影響，從而可以放寬對環境條件和直升機飛行的要求，或者增加允許投放的幾率。
[0035](3)采用多個雙通道壓緊開關并聯和串聯構成相互獨立的二余度分離信號檢測電路，可以保證在任意一個壓緊開關故障或任意一個檢測通道故障時都能正常工作，從而具備可靠的分離信號檢測功能。
[0036](4)基于可靠的分離信號檢測，通過在飛行器與掛架分離前和分離后采取不同的姿態控制策略，可以增加飛行器姿態運動抗干擾的能力，可以放寬對飛行器靜穩定性的要求，即使是靜不穩定飛行器也能保證分離后姿態穩定并按要求進行俯沖加速，因此適用范圍更廣。此外，分離后姿態控制確保飛行器無滾轉和無側滑并按預定俯仰角進行俯沖加速，可以獲得最佳的加速效果。
[0037](5)飛行器姿態控制不采用攻角反饋和側滑角反饋，降低了對攻角和側滑角測量的要求。飛行器姿態控制采用滾轉角反饋、俯仰角反饋和法向加速度反饋，可以防止滾轉角、俯仰角姿態失穩和法向過載超限。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0038]圖1為本發明掛架組成示意圖；
[0039]圖2為本發明分離信號檢測電路示意圖；
[0040]圖3為本發明分離釋放組件連接結構示意圖；
[0041]圖4為本發明飛行器姿態控制方法流程圖；
[0042]圖5為本發明分離前橫向通道姿態控制示意圖；
[0043]圖6為本發明分離后縱向通道姿態控制示意圖；
[0044]圖7為本發明分離后橫向通道和航向通道姿態控制示意圖。
【具體實施方式】
[0045]下面結合附圖對所提出的一種直升機低速投放飛行器的掛架及飛行器姿態控制方法作進一步詳細的說明:
[0046]如圖1所示，本發明提供一種直升機低速投放飛行器的掛架，包括:主鋼索1、掛架鋼索2、阻尼板3、掛架主結構4、穩定傘5、壓緊組件6和分離釋放組件7 ;壓緊組件6包括壓緊開關和可調壓腳；
[0047]主鋼索I 一端連接直升機，另一端通過掛架鋼索2連接掛架主結構4 ;阻尼板3沿豎直方向焊接在掛架主結構4上，用于減小掛架左右擺動；穩定傘5連接在掛架主結構4的尾端，用于消除掛架前后擺動和繞主鋼索I轉動；四個壓緊組件6的可調壓腳安裝在掛架主結構4上，四個壓緊開關安裝在飛行器8的背面，四個可調壓腳與四個壓緊開關一一對應，在掛架主結構4與飛行器8連接后通過可調壓腳施加預緊力，可調壓腳將壓緊開關壓住，令壓緊開關處于斷開狀態；飛行器8通過分離釋放組件7掛在掛架主結構4下方。
[0048]所述掛架鋼索2至少為2根，掛架前后至少各I根，且長度可調，通過調整前后掛架鋼索的長度進而可以調整掛架和飛行器的俯仰姿態。
[0049]如圖1所示，本發明采用四根掛架鋼索，通過增加掛架前部兩根鋼索的長度或者縮短掛架后部兩根鋼索的長度可以使掛架及飛行器低頭，即俯仰角減小，反之，通過縮短掛架前部兩根鋼索的長度或者增加掛架后部兩根鋼索的長度可以使掛架及飛行器抬頭，即俯仰角增大。
[0050]如圖2所示，四個壓緊開關兩兩并聯然后串聯在一起，每個壓緊開關均包含兩個獨立通道，從而構成相互獨立的二余度分離信號檢測電路，通過檢測每一個余度線路兩端的通斷狀態實現分離信號檢測，任意一個余度線路導通即產生分離信號，壓緊開關被壓緊時為斷路，壓緊開關自由狀態時為通路；
[0051]分離釋放組件7前后各一個，如圖3所示，每套分離釋放組件7均包括吊耳連接件701和分離火工品702，吊耳連接件701與掛架主結構4連接，吊耳連接件701通過分離火工品702與飛行器8的吊耳801連接，分離火工品702在指令控制下起爆以實現掛架與飛行器8分離。
[0052]本發明的掛架，除了要滿足直升機掛載并釋放升力式飛行器的要求，還應為投放時刻飛行器姿態穩定創造條件。具體而言就是，在直升機穩定飛行時，掛架及飛行器俯仰姿態、前后擺動、左右擺動和繞主鋼索轉動都應滿足投放要求，這樣投放時刻飛行器姿態將處于期望范圍內，投放后飛行器姿態不容易失穩。
[0053]主鋼索I長度、掛架鋼索2長度、阻尼板3面積、穩定傘5掛繩長度、穩定傘5特征值是掛架的重要設計參數，確定這些參數的步驟如下:
[0054](al)根據經驗初步確定主鋼索I的長度，一般在1m到40m之間。主鋼索不能太短，否則掛架及飛行器受直升機旋翼下洗流的影響嚴重，也不能太長，否則飛行器姿態受主鋼索單擺運動的影響太大。
[0055](bl)根據經驗初步確定穩定傘5掛繩長度,一般在3m到15m之間。穩定傘掛繩不能太短，否則穩定傘受掛架及飛行器影響較大，也不能太長，否則由干擾引起的穩定傘擺動對掛架及飛行器姿態影響較大。
[0056](Cl)根據掛架和飛行器的質量特性并結合相關設計經驗，初步確定掛架鋼索2長度、阻尼板3面積和穩定傘5特征值。掛架鋼索長度應方便于調整掛架和飛行器的俯仰姿態。阻尼板用于在掛架左右擺動時產生氣動阻尼力，阻力板面積是決定性參數，在總面積滿足要求的情況下阻尼板重量應盡量小，對阻尼板的安裝位置及形式沒有要求。穩定傘產生的拉力等于動壓與特征值的乘積。
[0057](dl)開展掛飛系留試驗并進行模擬投放，對掛架設計參數進行飛行試驗驗證。
[0058](el)根據投放前飛行器的俯仰角，以及飛行器的左右擺動、前后擺動和繞主鋼索轉動運動，對掛架設計參數進行適當調整。
[0059](fl)重復步驟(Cl)和(dl)，直到掛飛系留試驗時掛架及飛行器狀態能滿足投放要求。
[0060]如圖4所示，基于本發明的掛架，實現了一種飛行器姿態控制方法，步驟如下:
[0061](I)直升機通過所述掛架掛載飛行器8飛行，飛行器8的舵機上電以后，飛行器8的飛行控制計算機通過二余度分離信號檢測電路周期性地進行分離信號檢測，檢測周期不大于40ms ；
[0062](2)如果未檢測到分離信號，則飛行器8按照如下方式進行姿態控制，之后返回步驟(I);如果檢測到分離信號，則進入步驟(3)；
[0063]飛行器8的縱向通道和航向通道采用開環控制，縱向通道升降舵偏角指令DEC為預設值，航向通道方向舵偏角指令DRC為O ;
[0064]如圖5所示，飛行器8的橫向通道采用滾轉角閉環控制，滾轉角指令GAMAC置為0，以減小干擾對飛行器滾轉姿態運動的影響，橫向通道的控制律為:
[0065]DAC = LIM(DACUL, KGAMA* (GAMAC-GAMA) -KWX*WX, DACLL)，其中 GAMAC = O
[0066]GAMA為滾轉角，WX為滾轉角速率，KGAMA和KWX為控制增益，DAC為副翼舵偏角指令，DACUL和DACLL分別為副翼舵偏角指令DAC的上限值和下限值，根據副翼舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環節。
[0067]控制增益KGAMA和KWX，針對分離時刻飛行器狀態采用飛行控制系統常規設計方法確定。
[0068]掛載狀態飛行器姿態主要由直升機和掛架決定，氣動舵面偏轉對姿態運動的影響較小。本發明的飛行器姿態控制方法，在飛行器與掛架分離之前進行主動姿態控制。俯仰通道和偏航通道開環控制的目的是為投放時刻飛行器姿態控制提供初始條件，滾轉通道閉環控制的目的是減小飛行器左右擺動對滾轉姿態的影響，使投放時刻飛行器的滾轉角保持在期望范圍內。
[0069](3)檢測到分離信號以后，飛行器8的飛行控制計算機周期性地判斷飛行速度，判斷周期不大于40ms ；
[0070](4)如果飛行器8的飛行速度小于預設值，則飛行器8按照如下方式進行姿態控制，之后返回步驟(3);如果飛行器8的飛行速度大于預設值，則進入步驟(5)；
[0071]如圖6所示，飛行器8的縱向通道采用俯仰角閉環控制，俯仰角指令THETAC為預設值，取值范圍為-30°到-60°，例如THETAC = -45°，以實現按預定俯仰角俯沖加速，縱向通道的控制律為:
[0072]AYC = LIM (AYCUL, KTHETA* (THETAC-THETA)，AYCLL)，其中 THETAC 為預設值；DEC=LIM(DECUL, KAY*(AYC-AY)-KWZ*WZ, DECLL)
[0073]THETA為俯仰角，WZ為俯仰角速率，AY為法向加速度，KTHETA, KffX和KAY為控制增益，AYC為法向加速度指令，AYCUL和AYCLL分別為法向加速度指令AYC的上限值和下限值，根據法向加速度允許范圍確定，DEC為升降舵偏角指令，DECUL和DECLL分別為升降舵偏角指令DEC的上限值和下限值，根據升降舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環節。
[0074]如圖7所示，飛行器8的橫向通道采用滾轉角閉環控制，滾轉角指令GAMAC置為0，以減小干擾對飛行器滾轉姿態運動的影響，橫向通道的控制律為:
[0075]DAC = LIM(DACUL, KGAMA* (GAMAC-GAMA) -KWX*WX, DACLL)，其中 GAMAC = O
[0076]GAMA為滾轉角，WX為滾轉角速率，KGAMA和KWX為控制增益，DAC為副翼舵偏角指令，DACUL和DACLL分別為副翼舵偏角指令DAC的上限值和下限值，根據副翼舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環節。
[0077]如圖7所示，飛行器8的航向通道采用側向加速度閉環控制，并考慮橫向通道和航向通道間的耦合，以消除不利側滑的影響，航向通道的控制律為:
[0078]DRC = LIM(DRCUL, KXY*(KGAMA*(GAMAC-GAMA)-KWX*WX)-KAZ*AZ-KWY*(s/(s+wwy)) *WY, DRCLL)，其中 GAMAC = 0
[0079]AZ為側向加速度，WY為偏航角速率，s/ (s+wwy)為洗出網絡的傳遞函數，KXY、KAZ和KWY為控制增益，DRC為方向舵偏角指令，DRCUL和DRCLL分別為方向舵偏角指令DRC的上限值和下限值，根據方向舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環節。
[0080]控制增益KTHETA、KWX、KAY、KGAMA, KWX、KXY、KAZ和KWY，針對分離后飛行器狀態采用飛行控制系統常規設計方法確定。
[0081]本發明的飛行器姿態控制方法，在飛行器與掛架分離之后使飛行器在無滾轉和無側滑的情況下按預定俯仰角進行俯沖加速，這樣可以獲得最佳的加速效果。俯仰角指令THETAC預設值可以通過飛行器六自由度仿真分析進行優化，以獲得最佳的俯沖加速效果。
[0082](5)飛行器8的飛行速度大于預設值，表示俯沖加速過程結束，飛行器8將按照后續階段制導控制的要求進行姿態控制，THETAC和GAMAC不再為預設值。
[0083]所述限幅環節LIM(UL，X，LL)的輸入為變量X，限幅環節用于將輸出限定在上限值UL和下限值LL之間，上限值UL不小于下限值LL，當X不小于UL時限幅環節的輸出為UL，當X不大于LL時限幅環節的輸出為LL，當X在UL和LL之間時限幅環節的輸出為X。
[0084]本發明說明書中未作詳細描述的內容屬于本領域專業技術人員的公知技術。
【權利要求】
1.一種直升機低速投放飛行器的掛架，其特征在于包括:主鋼索(I)、掛架鋼索(2)、阻尼板(3)、掛架主結構(4)、穩定傘(5)、壓緊組件(6)和分離釋放組件(7);壓緊組件(6)包括壓緊開關和可調壓腳； 主鋼索(I)的一端連接在直升機上，另一端通過掛架鋼索(2)連接掛架主結構(4);阻尼板(3)沿豎直方向焊接在掛架主結構(4)上，用于減小掛架左右擺動；穩定傘(5)連接在掛架主結構(4)的尾端，用于消除掛架前后擺動和繞主鋼索(I)轉動；四個壓緊組件(6)的可調壓腳安裝在掛架主結構(4)上，四個壓緊開關安裝在飛行器(8)的背面，四個可調壓腳與四個壓緊開關一一對應，在掛架主結構(4)與飛行器(8)連接后通過可調壓腳施加預緊力，可調壓腳將壓緊開關壓住，令壓緊開關處于斷開狀態；飛行器(8)通過分離釋放組件(7)掛在掛架主結構(4)下方。
2.根據權利要求1所述的一種直升機低速投放飛行器的掛架，其特征在于:所述掛架鋼索(2)至少為2根，掛架前后至少各I根，且長度可調，通過調整前后掛架鋼索的長度進而調整掛架的俯仰姿態。
3.根據權利要求1所述的一種直升機低速投放飛行器的掛架，其特征在于:四個壓緊開關兩兩并聯然后串聯在一起，每個壓緊開關均包含兩個獨立通道，從而構成相互獨立的二余度分離信號檢測電路，通過檢測每一個余度線路兩端的通斷狀態實現分離信號檢測，任意一個余度線路導通即產生分離信號，壓緊開關被壓緊時為斷路，壓緊開關自由狀態時為通路。
4.根據權利要求1所述的一種直升機低速投放飛行器的掛架，其特征在于:所述分離釋放組件(7)前后各一個，每套分離釋放組件(7)均包括吊耳連接件(701)和分離火工品(702)，吊耳連接件(701)與掛架主結構(4)連接，吊耳連接件(701)通過分離火工品(702)與飛行器(8)的吊耳(801)連接，分離火工品(702)在指令控制下起爆以實現掛架與飛行器⑶分離。
5.一種基于權利要求1掛架實現的飛行器姿態控制方法，其特征在于步驟如下: (1)直升機通過所述掛架掛載飛行器(8)飛行，飛行器(8)的舵機上電以后，飛行器(8)的飛行控制計算機通過二余度分離信號檢測電路周期性地進行分離信號檢測，檢測周期不大于40ms ； (2)如果未檢測到分離信號，則飛行器(8)按照如下方式進行姿態控制，之后返回步驟(I);如果檢測到分離信號，則進入步驟(3)； 飛行器(6)的縱向通道和航向通道均采用開環控制，縱向通道升降舵偏角指令DEC為預設值，航向通道方向舵偏角指令DRC為O ; 飛行器出)的橫向通道采用滾轉角閉環控制，滾轉角指令GAMAC置為0，以減小干擾對飛行器滾轉姿態運動的影響，橫向通道的控制律為:
DAC = UM(DACUL, KGAMA* (GAMAC-GAMA) -KWX*WX, DACLL)，其中 GAMAC = O GAMA為滾轉角，WX為滾轉角速率，KGAMA和KWX為控制增益，DAC為副翼舵偏角指令，DACUL和DACLL分別為副翼舵偏角指令DAC的上限值和下限值，根據副翼舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環節； (3)檢測到分離信號以后，飛行器(8)的飛行控制計算機周期性地判斷飛行速度，判斷周期不大于40ms ； (4)如果飛行器(8)的飛行速度小于預設值，則飛行器(8)按照如下方式進行姿態控制，之后返回步驟(3);如果飛行器(8)的飛行速度大于預設值，則進入步驟(5)； 飛行器(8)的縱向通道采用俯仰角閉環控制，俯仰角指令THETAC為預設值，取值范圍為-30°到-60°，以實現按預定俯仰角俯沖加速，縱向通道的控制律為: AYC = UM(AYCUL, KTHETA* (THETAC-THETA)，AYCLL)，其中 THETAC 為預設值；DEC = LIM (DECUL, KAY*(AYC-AY)-KWZ*WZ, DECLL) THETA為俯仰角，WZ為俯仰角速率，AY為法向加速度，KTHETA、KWX和KAY為控制增益，AYC為法向加速度指令，AYCUL和AYCLL分別為法向加速度指令AYC的上限值和下限值，根據法向加速度允許范圍確定，DEC為升降舵偏角指令，DECUL和DECLL分別為升降舵偏角指令DEC的上限值和下限值，根據升降舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環節；飛行器出)的橫向通道采用滾轉角閉環控制，滾轉角指令GAMAC置為0，以減小干擾對飛行器滾轉姿態運動的影響，橫向通道的控制律為:
DAC = UM(DACUL, KGAMA* (GAMAC-GAMA) -KWX*WX, DACLL)，其中 GAMAC = OGAMA為滾轉角，WX為滾轉角速率，KGAMA和KWX為控制增益，DAC為副翼舵偏角指令，DACUL和DACLL分別為副翼舵偏角指令DAC的上限值和下限值，根據副翼舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環節； 飛行器(6)的航向通道采用側向加速度閉環控制，并考慮橫向通道和航向通道間的耦合，以消除不利側滑的影響，航向通道的控制律為: DRC = LIM(DRCUL, KXY*(KGAMA*(GAMAC-GAMA)-KWX*WX)-KAZ*AZ-KWY*(s/(s+wwy)) *WY, DRCLL)，其中 GAMAC = 0， AZ為側向加速度，WY為偏航角速率，s/(s+wwy)為洗出網絡的傳遞函數，KXY、KAZ和KffY為控制增益，DRC為方向舵偏角指令，DRCUL和DRCLL分別為方向舵偏角指令DRC的上限值和下限值，根據方向舵偏角允許使用范圍確定，LIM(.，.，.)為限幅環節； (5)飛行器(8)的飛行速度大于預設值，表示飛行器的俯沖加速過程結束。
6.根據權利要求5所述的一種飛行器姿態控制方法，其特征在于:限幅環節LIM(UL, X，LL)的輸入為變量X，限幅環節用于將輸出限定在上限值UL和下限值LL之間，上限值UL不小于下限值LL，當X不小于UL時限幅環節的輸出為UL，當X不大于LL時限幅環節的輸出為LL，當X在UL和LL之間時限幅環節的輸出為X。
【文檔編號】B64D5/00GK104260889SQ201410438725
【公開日】2015年1月7日 申請日期:2014年8月29日 優先權日:2014年8月29日
【發明者】袁利平, 詹景坤, 張世軍, 吳俊輝, 李永遠, 王征, 張月玲, 黃喜元, 曹霄輝, 鄭宏濤, 曹曉瑞, 陳洪波, 楊勇, 朱永貴, 彭小波 申請人:中國運載火箭技術研究院