一种大展弦比太阳能飞机外翼抛投的返航方法及装置与流程

1.本技术属于航空技术领域，特别涉及一种大展弦比太阳能飞机外翼抛投的返航方法及装置。


背景技术：

2.太阳能飞机一般为飞行速度较低的大展弦比飞机，翼载低升力高，返航飞行时间相对较长，客观上存在长时间返航占用空域的问题，也可能出现逆风飞行地速接近零甚至小于零的情况而无法返航指定机场只能备降其他机场的情况，以及长时间返航过程中遭遇强阵风的风险。
3.因此如何实现太阳能飞机高效的返航是一个需要解决的问题。


技术实现要素：

4.本技术的目的是提供了一种大展弦比太阳能飞机外翼抛投的返航方法及装置，以解决现有技术中太阳能飞机返航时间长、返航风险高的问题。
5.本技术的技术方案是：一种大展弦比太阳能飞机外翼抛投的返航方法，包括：采集对应太阳能飞机的左右机翼技术信息，根据左右机翼技术信息选定合适的位置，设置固定翼和外翼工艺分离面，在太阳能飞机左右机翼对称位置进行工艺分离，形成固定翼和外翼；设置外翼抛投装置，通过外翼抛投装置连接固定翼和外翼；
6.获取太阳能飞机当前飞机信息，判断太阳能飞机当前状态，若判断出太阳能飞机为正常巡航状态时，太阳能飞机的飞控系统按照第一控制逻辑对太阳能飞机进行飞行控制；同时飞控系统实时获取外翼抛投装置对固定翼和外翼的连接状态；
7.当接收到返航指令时，将太阳能飞机调整为稳定平飞，向外翼抛投装置供电，控制外翼抛投装置工作，使得外翼与固定翼在工艺分离面分离，将外翼抛出；
8.逻辑切换系统工作，控制飞控系统执行第二控制逻辑，在切换过程中，逻辑切换系统控制太阳能飞机返航构型中的需要改变的参数进行渐变控制，直至将第一控制逻辑完全切换至第二控制逻辑；
9.将太阳能飞机速度提升至预期的返航速度，进行快速返航。
10.优选地，还包括维稳系统，在外翼分离过程中，所述维稳系统实时获取飞控系统在控制外翼分离过程中左右机翼的参数变化并进行判断，在判断出左右机翼的相关参数量值不相同时，计算出该参数差值所需要修正的气动性能的变化量，根据该变化量的数值控制航向操纵面修正由于不同步抛投或者非对称气流引起的飞机左右非对称量。
11.优选地，还包括外翼落地位置预估系统，所述外翼落地位置预估系统在外翼抛投前采集当前位置处外部环境信息，并根据外部环境信息预估外翼抛投后的落点，在判断外翼抛投后的落点为安全区时，发出外翼抛投指令；否则控制太阳能飞机继续飞行，直至找到外翼能够抛投至安全区的位置执行抛投指令。
12.优选地，设置飞行速度增量，在外翼抛投过程中，飞控系统根据当前设置的飞行速
度增量，提升相当于飞行速度增量的飞行速度或飞机攻角角度。
13.优选地，所述固定翼和外翼的设计方法为：获取太阳能飞机的左右机翼技术信息，分别建立左右机翼原始物理模型和左右机翼原始气动模型，而后利用当前左右机翼的参数数据计算工艺分离面最优位置；而后根据当前工艺分离面位置建立抛投后物理模型和抛投后气动模型，计算太阳能飞机能够达到的返航速度，在太阳能飞机返航时，按照计算的返航速度进行返航。
14.优选地，对需要改变的参数进行渐变控制的方法为：设置逻辑切换模型，在逻辑切换模型内设置左右机翼原始气动模型切换至抛投后气动模型需要改变的参数，对分别对每个参数在其需要改变的范围内按大小顺序设置若干个渐变节点，在进行渐变控制过程中，控制每个参数从小至大或者从大至小依次改变至一个渐变节点的位置，直至将该参数由第一控制逻辑下的数值改变为第二控制逻辑下的数值。
15.优选地，设置模型优化模块，在该太阳能飞机每执行一次飞行任务之后，均将飞行数据导入至抛投后物理模型和抛投后气动模型，并根据飞行数据优化抛投后物理模型和抛投后气动模型。
16.作为一种具体实施方式，一种大展弦比太阳能飞机外翼抛投装置，包括外铰接套、内铰接套、销钉、伸缩固定机构、外卡钩和内卡钩；所述外铰接套与内铰接套均有多组，每组外铰接套和内铰接套均间隔设置有多个，所述销钉具有多个并且每个销钉均对应一组外铰接套和内铰接套设置，相邻的所述外铰接套和内铰接套同轴交错设置，所述销钉插入至相邻的一组外铰接套和内铰接套内，所述销钉的头部位于远离飞机前进方向的一端；
17.所述伸缩固定机构共有多组并且多组伸缩固定机构并排设于固定翼内，所述伸缩固定机构包括第一电动推杆和伸缩柱，所述第一电动推杆能够控制伸缩柱伸出并插入至插销的两端外侧；
18.所述外卡钩和内卡钩均有多组，并且多组外卡钩并排设置，多组内卡钩并排设置，所述外卡钩一体连接于外翼上，所述内卡钩一体连接于固定翼上，所述外卡钩与相邻的内卡钩沿着工艺分离面的方向卡接配合，并在外翼沿着工艺分离面的方向移动时，外卡钩与内卡钩相互分离。
19.作为一种具体实施方式，一种大展弦比太阳能飞机外翼抛投装置，包括连接套、伸出段和保险机构；所述连接套一体连接于外翼上，所述伸出段一体连接于固定翼上，所述连接套套设于伸出段上，所述保险机构位于伸出段的端部，所述保险机构包括u型卡套、l型卡钩和第二电动推杆，所述u型卡套固定于连接套内侧壁上，所述l型卡钩固定于伸出段的内侧壁上，所述l型卡钩卡入至u型卡套内，所述第二电动推杆与l型卡钩相连并且第二电动推杆能够带动l型卡钩卡入至u型卡套内或者与u型卡套分离。
20.本技术的一种大展弦比太阳能飞机外翼抛投的返航方法及装置，通过将太阳能飞机的左右机翼分成固定翼和外翼，在固定翼和外翼之间设置外翼抛投装置，在巡航状态时控制外翼抛投装置不工作，太阳能飞机采用第一控制逻辑进行控制；在返航时控制外翼抛投装置工作，将外翼抛出，外翼抛出后太阳能飞机采用第二控制逻辑进行控制。通过对太阳能飞机气动构型的改变从而提升太阳能飞机的返航速度，采用抛投外翼、减少翼展的方式进行更快速的返航，减少了返航时间和对空域的占用，提高安全性。
附图说明
21.为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
22.图1为本技术整体流程示意图；
23.图2为本技术外翼抛投前初始巡航构型前视示意图；
24.图3为本技术外翼抛投后返航构型前视示意图；
25.图4为本技术采用销钉连接的外翼与固定翼爆炸结构示意图；
26.图5为本技术设置有保险装置的外翼与固定翼连接结构示意图。
27.1、固定翼；2、外翼；3、外铰接套；4、内铰接套；5、连接套；6、伸出段。
具体实施方式
28.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
29.一种大展弦比太阳能飞机外翼抛投的返航方法，如图1-3所示，包括如下步骤：
30.步骤s100，采集对应太阳能飞机的左右机翼技术信息，根据左右机翼技术信息选定合适的位置，设置固定翼1和外翼2工艺分离面，在太阳能飞机左右机翼对称位置进行工艺分离，形成固定翼1和外翼2；设置外翼抛投装置，通过外翼抛投装置连接固定翼1和外翼2；
31.优选地，依据太阳能飞机巡航构型和返航构型的气动、结构、质量分布等特性的变化，计算分析两个构型的颤振、发散、抗突风能力等技术参数和要求变化，分别建立左右机翼原始物理模型和左右机翼原始气动模型，并利用当前左右机翼的参数数据计算工艺分离面最优位置。
32.根据当前工艺分离面位置建立抛投后物理模型和抛投后气动模型，计算太阳能飞机能够达到的返航速度，在太阳能飞机返航时，按照计算的返航速度进行返航。
33.通过外翼抛投装置的设置使得太阳能飞机具有两种状态，外翼抛投装置不工作时的巡航状态和外翼抛投装置完成后的返航状态，巡航状态下的气动构型为太阳能飞机巡航构型，巡航时太阳能飞机的翼展较长，速度较慢；返航状态下的气动构型为太阳能飞机返航构型，返航时太阳能飞机的翼展较短，较快。
34.步骤s200，由于太阳能飞机巡航构型和太阳能飞机返航构型的参数变化较大，难以直接采用相同的控制逻辑对太阳能飞机的两种不同的构型进行控制；为了实现稳定的控制，本技术针对巡航状态和返航状态分别设计不同的控制逻辑，即巡航状态按照第一控制逻辑对太阳能飞机进行控制，返航状态按照第二控制逻辑对太阳能飞机进行控制，并通过对太阳能飞机当前状态进行判断，来得到太阳能飞机能够采取的控制逻辑。具体为：
35.获取太阳能飞机当前飞机信息，判断太阳能飞机当前状态，若判断出太阳能飞机为正常巡航状态时，太阳能飞机的飞控系统按照第一控制逻辑对太阳能飞机进行飞行控制；同时飞控系统实时获取外翼抛投装置对固定翼1和外翼2的连接状态；
36.第一控制逻辑用于对翼展相对较长的太阳能飞机进行控制，结合左右机翼原始物理模型和左右机翼原始气动模型能够控制太阳能飞机按照设定的航线进行巡航；通过实时监控外翼抛投装置的连接状态，保证外翼2的气动性能始终处于稳定状态，在外翼2气动状
态发生变化时，地面站可控制该太阳能无人机立即返航。
37.步骤s300，当接收到由地面站发出的返航指令时，将太阳能飞机调整为稳定平飞，向外翼抛投装置供电，控制外翼抛投装置工作，使得外翼2与固定翼1在工艺分离面分离，将外翼2抛出；
38.太阳能飞机外翼2抛投时，尽量控制飞机侧滑角在较小的范围内，以保证飞行稳定性。
39.优选地，还包括维稳系统，在外翼2分离过程中，维稳系统实时获取飞控系统在控制外翼2分离过程中左右机翼的参数变化并进行判断，在判断出左右机翼的相关参数量值不相同时，计算出该参数差值所需要修正的气动性能的变化量，根据该变化量的数值控制航向操纵面修正由于不同步抛投或者非对称气流引起的飞机左右非对称量。
40.通过设置维稳系统，能够修正太阳能飞机的左右外翼2由于不同步抛投而引起的飞机左右非对称量，保证飞行在外翼2抛投过程中仍能够稳定飞行。
41.优选地，设置飞行速度增量，在外翼2抛投过程中，飞控系统根据当前设置的飞行速度增量，提升相当于飞行速度增量的飞行速度或飞机攻角角度，以尽可能保证飞机的稳定平飞。
42.步骤s400，逻辑切换系统工作，控制飞控系统执行第二控制逻辑，在切换过程中，逻辑切换系统控制太阳能飞机返航构型中的需要改变的参数进行渐变控制，直至将第一控制逻辑完全切换至第二控制逻辑；
43.第二控制逻辑适用于翼展较小的太阳能飞机的飞行控制，第一控制逻辑和第二控制逻辑中需要控制的相关参数，比如飞行速度、发动机转速、马赫数等参数会发生较大的变化，同时难以直接将一些参数一次转换到位，需要进行多次转换，才能够保证太阳能飞行的稳定飞行，否则有失稳的风险。
44.基于该问题，对需要改变的参数进行渐变控制的方法为：设置逻辑切换模型，在逻辑切换模型内设置左右机翼原始气动模型切换至抛投后气动模型需要改变的参数，对分别对每个参数在其需要改变的范围内按大小顺序设置若干个渐变节点，在进行渐变控制过程中，控制每个参数从小至大或者从大至小依次改变至一个渐变节点的位置，直至将该参数由第一控制逻辑下的数值改变为第二控制逻辑下的数值。如飞行速度由100km/h转换至150km/h，则可以设置110-120-130...150km/h5个节点，第一次从100-110km/h，第二次从110-120km/h，以此类推，直至完成飞行速度到达150km/h，完成渐变控制，能够实现控制逻辑的稳定转换。
45.优选地，还包括外翼2落地位置预估系统，外翼2落地位置预估系统在外翼2抛投前采集当前位置处外部环境信息，并根据外部环境信息预估外翼2抛投后的落点，在判断外翼2抛投后的落点为安全区时，发出外翼2抛投指令；否则控制太阳能飞机继续飞行，直至找到外翼2能够抛投至安全区的位置执行抛投指令。外翼2落地位置预估系统能够保证外翼2落地时不会落到有人区域等，而会落到海面等位置。
46.步骤s500，将太阳能飞机速度提升至预期的返航速度，用更快的飞行速度和航线进行返航。
47.优选地，设置模型优化模块，在该太阳能飞机每执行一次飞行任务之后，均将飞行数据导入至抛投后物理模型和抛投后气动模型，并根据飞行数据优化抛投后物理模型和抛
投后气动模型，从而提高太阳能飞机的飞行效率。
48.本技术通过将太阳能飞机的左右机翼分成固定翼1和外翼2，在固定翼1和外翼2之间设置外翼抛投装置，在巡航状态时控制外翼抛投装置不工作，太阳能飞机采用第一控制逻辑进行控制；在返航时控制外翼抛投装置工作，将外翼2抛出，外翼2抛出后太阳能飞机采用第二控制逻辑进行控制。通过对太阳能飞机气动构型的改变从而提升太阳能飞机的返航速度，采用抛投外翼、减少翼展的方式进行更快速的返航，减少了返航时间和对空域的占用，提高安全性。
49.作为一种实施方式，一种大展弦比太阳能飞机外翼抛投装置，如图4所示，包括外铰接套3、内铰接套4、销钉、伸缩固定机构、外卡钩和内卡钩；外铰接套3与内铰接套4均有多组，每组外铰接套3和内铰接套4均间隔设置有多个，销钉具有多个并且每个销钉均对应一组外铰接套3和内铰接套4设置，相邻的外铰接套3和内铰接套4同轴交错设置，销钉插入至相邻的一组外铰接套3和内铰接套4内，销钉的头部位于远离飞机前进方向的一端。
50.伸缩固定机构共有多组并且多组伸缩固定机构并排设于固定翼1内，伸缩固定机构包括第一电动推杆和伸缩柱，第一电动推杆能够控制伸缩柱伸出并插入至插销的两端外侧；
51.外卡钩和内卡钩均有多组，并且多组外卡钩并排设置，多组内卡钩并排设置，外卡钩一体连接于外翼2上，内卡钩一体连接于固定翼上，外卡钩与相邻的内卡钩沿着工艺分离面的方向卡接配合，并在外翼2沿着工艺分离面的方向移动时，外卡钩与内卡钩相互分离。
52.通过外铰接套3、内铰接套4和销钉的配合保证外翼2与固定翼1能够稳定连接，拔出销钉能够实现固定翼1和外翼2的快速分离，伸缩固定机构能够保证销钉在太阳能飞机巡航状态时不会脱出，在太阳能飞行返航时外翼2不再受到太阳能飞机的动力，速度降低，而固定翼1之间产生速度差，从而使得销钉自动脱出，控制简单方便。外卡钩和内卡钩使得在太阳能飞机巡航状态下外翼2能够保证稳定的气动构型而不会发生改变。
53.作为一种实施方式，一种大展弦比太阳能飞机外翼抛投装置，如图5所示，包括连接套5、伸出段6和保险机构；连接套5一体连接于外翼2上，伸出段6一体连接于固定翼1上，连接套5套设于伸出段6上，保险机构位于伸出段6的端部，保险机构包括u型卡套、l型卡钩和第二电动推杆，u型卡套固定于连接套5内侧壁上，l型卡钩固定于伸出段6的内侧壁上，l型卡钩卡入至u型卡套内，第二电动推杆与l型卡钩相连并且第二电动推杆能够带动l型卡钩卡入至u型卡套内或者与u型卡套分离。在太阳能飞机巡航状态时，连接套5套设于伸出段6上，保险机构将连接套5和伸出段6相互固定，使得外翼2稳定固定到固定翼1上；太阳能返航状态时，第二电动推杆将l型卡钩从u型卡套内推出，从而实现外翼2与固定翼1的直接分离，分离稳定高效。
54.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种大展弦比太阳能飞机外翼抛投的返航方法，其特征在于，包括：采集对应太阳能飞机的左右机翼技术信息，根据左右机翼技术信息选定合适的位置，设置固定翼(1)和外翼(2)工艺分离面，在太阳能飞机左右机翼对称位置进行工艺分离，形成固定翼(1)和外翼(2)；设置外翼抛投装置，通过外翼抛投装置连接固定翼(1)和外翼(2)；获取太阳能飞机当前飞机信息，判断太阳能飞机当前状态，若判断出太阳能飞机为正常巡航状态时，太阳能飞机的飞控系统按照第一控制逻辑对太阳能飞机进行飞行控制；同时飞控系统实时获取外翼抛投装置对固定翼(1)和外翼(2)的连接状态；当接收到返航指令时，将太阳能飞机调整为稳定平飞，向外翼抛投装置供电，控制外翼抛投装置工作，使得外翼(2)与固定翼(1)在工艺分离面分离，将外翼(2)抛出；逻辑切换系统工作，控制飞控系统执行第二控制逻辑，在切换过程中，逻辑切换系统控制太阳能飞机返航构型中的需要改变的参数进行渐变控制，直至将第一控制逻辑完全切换至第二控制逻辑；将太阳能飞机速度提升至预期的返航速度，进行快速返航。2.如权利要求1所述的大展弦比太阳能飞机外翼抛投的返航方法，其特征在于：还包括维稳系统，在外翼(2)分离过程中，所述维稳系统实时获取飞控系统在控制外翼(2)分离过程中左右机翼的参数变化并进行判断，在判断出左右机翼的相关参数量值不相同时，计算出该参数差值所需要修正的气动性能的变化量，根据该变化量的数值控制航向操纵面修正由于不同步抛投或者非对称气流引起的飞机左右非对称量。3.如权利要求1所述的大展弦比太阳能飞机外翼抛投的返航方法，其特征在于：还包括外翼(2)落地位置预估系统，所述外翼(2)落地位置预估系统在外翼(2)抛投前采集当前位置处外部环境信息，并根据外部环境信息预估外翼(2)抛投后的落点，在判断外翼(2)抛投后的落点为安全区时，发出外翼(2)抛投指令；否则控制太阳能飞机继续飞行，直至找到外翼(2)能够抛投至安全区的位置执行抛投指令。4.如权利要求1所述的大展弦比太阳能飞机外翼抛投的返航方法，其特征在于：设置飞行速度增量，在外翼(2)抛投过程中，飞控系统根据当前设置的飞行速度增量，提升相当于飞行速度增量的飞行速度或飞机攻角角度。5.如权利要求1所述的大展弦比太阳能飞机外翼抛投的返航方法，其特征在于：所述固定翼(1)和外翼(2)的设计方法为：获取太阳能飞机的左右机翼技术信息，分别建立左右机翼原始物理模型和左右机翼原始气动模型，而后利用当前左右机翼的参数数据计算工艺分离面最优位置；而后根据当前工艺分离面位置建立抛投后物理模型和抛投后气动模型，计算太阳能飞机能够达到的返航速度，在太阳能飞机返航时，按照计算的返航速度进行返航。6.如权利要求5所述的大展弦比太阳能飞机外翼抛投的返航方法，其特征在于，对需要改变的参数进行渐变控制的方法为：设置逻辑切换模型，在逻辑切换模型内设置左右机翼原始气动模型切换至抛投后气动模型需要改变的参数，对分别对每个参数在其需要改变的范围内按大小顺序设置若干个渐变节点，在进行渐变控制过程中，控制每个参数从小至大或者从大至小依次改变至一个渐变节点的位置，直至将该参数由第一控制逻辑下的数值改变为第二控制逻辑下的数值。7.如权利要求5所述的大展弦比太阳能飞机外翼抛投的返航方法，其特征在于：设置模型优化模块，在该太阳能飞机每执行一次飞行任务之后，均将飞行数据导入至抛投后物理
模型和抛投后气动模型，并根据飞行数据优化抛投后物理模型和抛投后气动模型。8.一种大展弦比太阳能飞机外翼抛投装置，采用如权利要求1-7任一所述的方法，其特征在于：包括外铰接套(3)、内铰接套(4)、销钉、伸缩固定机构、外卡钩和内卡钩；所述外铰接套(3)与内铰接套(4)均有多组，每组外铰接套(3)和内铰接套(4)均间隔设置有多个，所述销钉具有多个并且每个销钉均对应一组外铰接套(3)和内铰接套(4)设置，相邻的所述外铰接套(3)和内铰接套(4)同轴交错设置，所述销钉插入至相邻的一组外铰接套(3)和内铰接套(4)内，所述销钉的头部位于远离飞机前进方向的一端；所述伸缩固定机构共有多组并且多组伸缩固定机构并排设于固定翼(1)内，所述伸缩固定机构包括第一电动推杆和伸缩柱，所述第一电动推杆能够控制伸缩柱伸出并插入至插销的两端外侧；所述外卡钩和内卡钩均有多组，并且多组外卡钩并排设置，多组内卡钩并排设置，所述外卡钩一体连接于外翼(2)上，所述内卡钩一体连接于固定翼上，所述外卡钩与相邻的内卡钩沿着工艺分离面的方向卡接配合，并在外翼(2)沿着工艺分离面的方向移动时，外卡钩与内卡钩相互分离。9.一种大展弦比太阳能飞机外翼抛投装置，采用如权利要求1-7任一所述的方法，其特征在于：包括连接套(5)、伸出段(6)和保险机构；所述连接套(5)一体连接于外翼(2)上，所述伸出段(6)一体连接于固定翼(1)上，所述连接套(5)套设于伸出段(6)上，所述保险机构位于伸出段(6)的端部，所述保险机构包括u型卡套、l型卡钩和第二电动推杆，所述u型卡套固定于连接套(5)内侧壁上，所述l型卡钩固定于伸出段(6)的内侧壁上，所述l型卡钩卡入至u型卡套内，所述第二电动推杆与l型卡钩相连并且第二电动推杆能够带动l型卡钩卡入至u型卡套内或者与u型卡套分离。

技术总结
本申请属于航空技术领域，为一种大展弦比太阳能飞机外翼抛投的返航方法及装置，通过将太阳能飞机的左右机翼分成固定翼和外翼，在固定翼和外翼之间设置外翼抛投装置，在巡航状态时控制外翼抛投装置不工作，太阳能飞机采用第一控制逻辑进行控制；在返航时控制外翼抛投装置工作，将外翼抛出，外翼抛出后太阳能飞机采用第二控制逻辑进行控制。通过对太阳能飞机气动构型的改变从而提升太阳能飞机的返航速度，采用抛投外翼、减少翼展的方式进行更快速的返航，减少了返航时间和对空域的占用，提高安全性。性。性。


技术研发人员：矫燕 徐咏明
受保护的技术使用者：徐咏明
技术研发日：2023.03.21
技术公布日：2023/5/4