一种直升机的控制方法和系统技术方案

本申请公开了一种直升机的控制方法和系统，控制方法包括：循环执行如下步骤：根据离线气动数据实时计算前馈控制量；根据实时控制量计算前馈控制量与实时控制量之间的控制量误差；根据实时导航测量数据和飞行参考量计算反馈控制量；依据前馈控制量、控制量误差和反馈控制量确定输出控制量，将输出控制量作为直升机的舵指令。本申请采用实时估计补偿控制方法，并结合前馈控制量和实时导航测量数据获得的反馈控制量提高直升机的抗风控制性能，确保直升机始终工作在实际配平状态附近。

【技术实现步骤摘要】
一种直升机的控制方法和系统
本申请直升机控制
，具体涉及一种直升机的控制方法和系统。
技术介绍
现有直升机飞控抗风控制方法主要采用比例-积分-微分(ProportionalIntegralDerivative,PID)控制，依靠积分效应和大增益提升直升机的抗风能力，这对系统的单机设备提出了极高的要求，如舵机响应速度、惯性测量单元测量精度等。因此，急需寻找一种降低单机设备要求的、控制难度低的直升机抗风控制方法。
技术实现思路
本申请的目的在于提供一种直升机的控制方法和系统，降低直升机通道耦合，提升直升机飞控控制响应速度。本申请提供一种直升机的控制方法，包括：循环执行如下步骤：根据离线气动数据计算前馈控制量；根据实时控制量计算前馈控制量与实时控制量之间的控制量误差；根据实时测量数据计算反馈控制量；依据前馈控制量、控制量误差和反馈控制量确定输出控制量，将输出控制量作为直升机的舵指令。优选地，输出控制量为前馈控制量、控制量误差和反馈控制量的综和。优选地，利用如下公式计算反馈控制量：其中，Vrefy(k)为当前时刻k直升机的参考侧飞速度，Vy(k)为当前时刻k直升机的实际侧飞速度，ay(k)为当前时刻k直升机的实际侧飞加速度，γ(k)为当前时刻k直升机的横滚姿态角，ωxb(k)为当前时刻k直升机的横滚角速度，Vrefx(k)为当前时刻k直升机的参考前飞速度，Vx(k)为当前时刻k直升机的实际前飞速度，ax(k)为当前时刻k直升机的实际前飞加速度，θ(k)为当前时刻k直升机的俯仰姿态角，ωyb(k)为当前时刻k直升机的俯仰角速度，Vrefz(k)为当前时刻k直升机的参考爬升速度，href(k)为当前时刻k直升机的参考飞行高度，h(k)为当前时刻k直升机的实际飞行高度，Vz(k)为当前时刻k直升机实际爬升速度，az(k)为当前时刻k直升机的实际爬升加速度，ωrefzb(k)为当前时刻k直升机的参考航向角速度，ψref(k)为当前时刻k直升机的参考航向角，ωzb(k)为当前时刻k直升机的实际航向角速度，ψ(k)为当前时刻k直升机的实际航向角，u0f(k)、u1f(k)、u2f(k)、u3f(k)分别为当前时刻k直升机的横滚通道、俯仰通道、高向通道、航向通道的反馈控制量。优选地，前馈控制量至少包括直升机的横向周期变距、纵向周期变距、总距以及尾桨距。优选地，依据求解如下第一函数计算前馈控制量其中，V为直升机的离线飞行速度，θ为直升机的离线俯仰姿态角，γ为直升机的离线横滚姿态角，FZb为作用在直升机机体垂向上的离线总合力，MXb、MYb、MZb分别为作用在直升机机体上的X、Y、Z方向上的离线总合力矩，u0为直升机的横向周期变距，u1为直升机的纵向周期变距，u2为直升机的总距，u3为直升机的尾桨距。优选地，控制量误差包括横向周期变距误差Δu0(k)、纵向周期变距误差Δu1(k)、总距误差Δu2(k)、尾桨距误差Δu3(k)；采用如下公式计算横向周期变距误差Δu0(k)e0＝u0(k)-z01(k-1)其中，z01(k-1)＝u0_o(k-1)z01(k)＝z01(k-1)+[β01e0+z02(k-1)]Tz02(k)＝z02(k-1)+[A0z02(k-1)-B0z01(k-1)+C0u0(k-1)+z03(k-1)+β02]Tz03(k)＝z03(k-1)+β03e0Δu0(k)＝z03(k)/D0其中，T为控制周期，z01(k)为当前时刻k直升机的横滚角速度的估计值，z02(k)为当前时刻k直升机的横滚角加速度的估计值，z03(k)为当前时刻k直升机的第一干扰估计值，z01(k-1)为上一时刻k-1直升机的横滚角速度，z02(k-1)为上一时刻k-1直升机的横滚角加速度，z03(k-1)为上一时刻k-1直升机的第一干扰值，β01、β02、β03为指定值，A0、B0、C0分别为直升机的第一特征量辨识参数，D0为直升机的第一模型辨识参数，u0(k)为当前时刻k直升机的横向周期变距，u0_o(k-1)为上一时刻k-1直升机的输出横向周期变距，e0为横滚控制量估计误差。优选地，采用如下公式计算纵向周期变距误差Δu1(k)e1＝u1(k)-z11(k-1)其中，z11(k-1)＝u1_o(k-1)z11(k)＝z11(k-1)+[β11e0+z12(k-1)]Tz12(k)＝z12(k-1)+[A1z12(k-1)-B1z11(k-1)+C1u1(k-1)+z13(k-1)+β12]Tz13(k)＝z13(k-1)+β13e1Δu1(k)＝z13(k)/D1其中，T为控制周期，z11(k)为当前时刻k直升机的俯仰角速度的估计值，z12(k)为当前时刻k直升机的俯仰角加速度的估计值，z13(k)为当前时刻k直升机的第二干扰估计值，z11(k-1)为上一时刻k-1直升机的俯仰角速度，z12(k-1)为上一时刻k-1直升机的俯仰角加速度，z13(k-1)为上一时刻k-1直升机的第二干扰值，β11、β12、β13为指定值，A1、B1、C1分别为直升机的第二特征量辨识参数，D1为直升机的第二模型辨识参数，u1(k)为当前时刻k直升机的横向周期变距，u1_o(k-1)为上一时刻k-1直升机的输出横向周期变距，e1为俯仰控制量估计误差。优选地，对如下第二函数采用梯度法来求解第一函数其中，fi2(x)表示目标误差函数项的平方。优选地，采用如下公式求解第一函数x(k+1)＝x(k)-[f′(x(k))]-1f(x(k))其中，x(k+1)表示下一步待求参数值，x(k)表示当前待求参数值，f′(x(k))表示误差函数对未知量的雅克比矩阵，f(x(k))表示第一函数的解算值，表示第一函数中作用在直升机机体垂向上的离线总合力FZb对直升机的横向周期变距u0求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体垂向上的离线总合力FZb对直升机的纵向周期变距u1求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体垂向上的离线总合力FZb对直升机的总距u2求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体垂向上的离线总合力FZb对直升机的尾桨距u3求偏导数；表示第一函数中作用在直升机机体上的X方向上的离线总合力矩MXb对直升机的横向周期变距u0求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的X方向上的离线总合力矩MXb对直升机的纵向周期变距u1求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的X方向上的离线总合力矩MXb对直升机的总距u2求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的X方向上的离线总合力矩MXb对直升机的尾桨距u3求偏导数；表示第一函数中作用在直升机机体上的Y方向上的离线总合力矩MYb对直升机的横向周期变距u0求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的Y方向上的离线总合力矩MYb中对直升机的纵向周期变距u1求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种直升机的控制方法，其特征在于，包括：/n循环执行如下步骤：/n根据离线气动数据实时计算前馈控制量；/n根据实时控制量计算所述前馈控制量与所述实时控制量之间的控制量误差；/n根据实时导航测量数据和飞行参考量计算反馈控制量；/n依据所述前馈控制量、所述控制量误差和所述反馈控制量确定输出控制量，将所述输出控制量作为所述直升机的舵指令。/n

【技术特征摘要】
1.一种直升机的控制方法，其特征在于，包括：
循环执行如下步骤：
根据离线气动数据实时计算前馈控制量；
根据实时控制量计算所述前馈控制量与所述实时控制量之间的控制量误差；
根据实时导航测量数据和飞行参考量计算反馈控制量；
依据所述前馈控制量、所述控制量误差和所述反馈控制量确定输出控制量，将所述输出控制量作为所述直升机的舵指令。


2.如权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述输出控制量为所述前馈控制量、所述控制量误差和所述反馈控制量的综合。


3.如权利要求1或2所述的控制方法，其特征在于，利用如下公式计算所述反馈控制量：



其中，Vrefy(k)为当前时刻k直升机的参考侧飞速度，Vy(k)为当前时刻k直升机的实际侧飞速度，ay(k)为当前时刻k直升机的实际侧飞加速度，γ(k)为当前时刻k直升机的横滚姿态角，ωxb(k)为当前时刻k直升机的横滚角速度，Vrefx(k)为当前时刻k直升机的参考前飞速度，Vx(k)为当前时刻k直升机的实际前飞速度，ax(k)为当前时刻k直升机的实际前飞加速度，θ(k)为当前时刻k直升机的俯仰姿态角，ωyb(k)为当前时刻k直升机的俯仰角速度，Vrefz(k)为当前时刻k直升机的参考爬升速度，href(k)为当前时刻k直升机的参考飞行高度，h(k)为当前时刻k直升机的实际飞行高度，Vz(k)为当前时刻k直升机实际爬升速度，az(k)为当前时刻k直升机的实际爬升加速度，ωrefzb(k)为当前时刻k直升机的参考航向角速度，ψref(k)为当前时刻k直升机的参考航向角，ωzb(k)为当前时刻k直升机的实际航向角速度，ψ(k)为当前时刻k直升机的实际航向角，u0f(k)、u1f(k)、u2f(k)、u3f(k)分别为当前时刻k直升机的横滚通道、俯仰通道、高向通道、航向通道的反馈控制量。


4.如权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述前馈控制量至少包括直升机的横向周期变距、纵向周期变距、总距以及尾桨距。


5.如权利要求4所述的控制方法，其特征在于，依据离线气动数据求解如下第一函数计算前馈控制量



其中，V为直升机的离线飞行速度，θ为直升机的离线俯仰姿态角，γ为直升机的离线横滚姿态角，FZb为作用在直升机机体垂向上的离线总合力，MXb、MYb、MZb分别为作用在直升机机体上的X、Y、Z方向上的离线总合力矩，u0为直升机的横向周期变距，u1为直升机的纵向周期变距，u2为直升机的总距，u3为直升机的尾桨距。


6.如权利要求5所述的控制方法，其特征在于，所述控制量误差包括横向周期变距误差Δu0(k)、纵向周期变距误差Δu1(k)、总距误差Δu2(k)、尾桨距误差Δu3(k)；
采用如下公式计算横向周期变距误差Δu0(k)
e0＝u0(k)-z01(k-1)
其中，z01(k-1)＝u0_o(k-1)
z01(k)＝z01(k-1)+[β01e0+z02(k-1)]T
z02(k)＝z02(k-1)+[A0z02(k一1)-B0z01(k-1)+C0u0(k-1)+z03(k-1)+β02]T
z03(k)＝z03(k-1)+β03e0
Δu0(k)＝z03(k)/D0
其中，T为控制周期，z01(k)为当前时刻k直升机的横滚角速度的估计值，z02(k)为当前时刻k直升机的横滚角加速度的估计值，z03(k)为当前时刻k直升机的第一干扰估计值，z01(k-1)为上一时刻k-1直升机的横滚角速度，z02(k-1)为上一时刻k-1直升机的横滚角加速度，z03(k-1)为上一时刻k-1直升机的第一干扰值，β01、β02、β03为指定值，A0、B0、C0分别为直升机的第一特征量辨识参数，D0为直升机的第一模型辨识参数，u0(k)为当前时刻k直升机的横向周期变距，u0_o(k-1)为上一时刻k-1直升机的输出横向周期变距，e0为横滚控制量估计误差。


7.如权利要求6所述的控制方法，其特征在于，采用如下公式计算纵向周期变距误差Δu1(k)<...

【专利技术属性】
技术研发人员：田刚印，邓海波，陈佳，
申请(专利权)人：深圳联合飞机科技有限公司，
类型：发明
国别省市：广东;44