直升机飞行员操纵意向模糊推理吊索摆角反馈减摆方法技术

本发明专利技术提供了直升机飞行员操纵意向模糊推理吊索摆角反馈减摆方法，包括：步骤1，建立直升机吊挂飞行动力学模型；步骤2，建立集成吊索摆角反馈控制律

【技术实现步骤摘要】
直升机飞行员操纵意向模糊推理吊索摆角反馈减摆方法


[0001]本专利技术涉及直升机飞行员操纵意向模糊推理吊索摆角反馈减摆方法
。

技术介绍

[0002]目前的直升机吊挂飞行减摆技术可分为两类，第一类方法直接增加吊挂物的稳定性，例如在
CONEX
集装箱吊挂物上额外加装尾翼来提高其稳定性
(
参考文献：
Raz R,Rosen A,Carmeli A,Lusardi J,Cicolani LS,Robinson D.Wind tunnel and flight evaluation of passive stabilization of a cargo container slung load.Journal of the American Helicopter Society,2010
；
55(3):32001
–
3200118)。
第二类方法以吊点运动控制为核心，采用的技术手段包括：
1)
在直升机机腹安装特殊机械装置
(
如主动吊钩，参考文献：
Enciu J,Singh A,Horn JF.Stabilization of external loads in high
‑
speed flight using an active cargo hook.Journal of the American Helicopter Society,2020
；
65(2):1
–
12)
；
2)
在飞控反馈回路中集成吊挂减摆控制技术
(
如吊索摆角反馈，参考文献：
Ivler C,Tischler M,Powell JD.Cable angle feedback control systems to improve handling qualities for helicopters with slung loads.In:AIAA Guidance,Navigation,and Control Conference,AIAA Guidance,Navigation,and Control Conference.Portland,Oregon:American Institute of Aeronautics and Astronautics.2011)
；
3)
在飞控前向通路中集成轨迹生成技术
(
如输入成形，参考文献：
Adams C,Potter J,Singhose W.Input
‑
shaping and model
‑
following control of a helicopter carrying a suspended load.Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2015
；
38(1):94
–
105)。
近年来，为进一步解决吊挂飞行品质不佳的问题，出现了在吊索摆角反馈的基础上额外增加任务剪裁
(
参考文献：
Ivler CM,Powell JD,Tischler MB,Fletcher JW,Ott C.Design and flight test of a cable angle feedback flight control system for the RASCAL JUH
‑
60helicopter.Journal of the American Helicopter Society,2014
；
59(4):1
–
15)、
杆量判断
(
参考文献：
Nonnenmacher D,Kim HM.Evaluation of an advanced slung load control system for piloted cargo operations.CEAS Aeronautical Journal,2020
；
11(4):897
–
915)
或与主动吊钩控制结合
(
参考文献：
Patterson BW,Enns DR,King C.Design and flight test of a hybrid external load stabilization system for an H
‑
6 helicopter testbed,In:Proceedings of the American Helicopter Society 71st Annual Forum.Virginia Beach,Virginia:American Helicopter Society.2015)
的技术方法
。
[0003]第一类直升机吊挂飞行减摆技术原理简单
、
直接有效，只需要研究孤立的吊挂物，但需要开展大量风洞试验，通用性差
、
成本高昂，只适合大批量吊挂物的统一优化
。
第二类吊点运动减摆技术中，在直升机机腹安装特殊机械装置会增加系统复杂性和成本，而且效果受机械限制；飞控反馈回路集成减摆会降低指令跟踪性能；飞控前向通路集成减摆是通过使直升机和吊点按照特定方式运动以避免激发吊挂摆动，但有人直升机的运动轨迹主要
由飞行员决定，该方法可能与飞行员操纵意向冲突
。
因此，现有吊点运动减摆技术难以协调吊挂减摆效果和指令跟踪性能等需求，需要一种能够协调减摆的方法，但现有技术仍难以有效协调多方面要求
。

技术实现思路

[0004]专利技术目的：本专利技术要解决的技术问题是有人直升机吊挂飞行时面临的吊挂减摆效果与指令跟踪性能冲突的问题，在现有技术背景下，二者难以协调，只能进行权衡考虑，导致直升机吊挂飞行时飞行品质降级，给飞行员增加了额外负担
。
为了解决这一问题，本专利技术使用模糊推理方法实时判断飞行员的操纵意向，并实时地调整吊索摆角反馈配置，使吊挂飞行响应特性与飞行员操纵意向相符，消解吊挂减摆效果与指令跟踪性能的冲突
。
本专利技术具体提供了直升机飞行员操纵意向模糊推理吊索摆角反馈减摆方法，包括以下步骤：
[0005]步骤1，建立直升机吊挂飞行动力学模型；
[0006]步骤2，建立集成吊索摆角反馈控制律
CAF
和模糊模块的飞行控制系统模型，与直升机吊挂飞行动力学模型耦合集成，构建直升机吊挂飞行闭环系统模型；
[0007]步骤3，模糊模块详细设计，根据吊挂飞行状态和飞行员操纵历程，使用模糊推理方法得到飞行员操纵意向；
[0008]步骤4，根据飞行员操纵意向实时调整吊索摆角反馈控本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
直升机飞行员操纵意向模糊推理吊索摆角反馈减摆方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1，建立直升机吊挂飞行动力学模型；步骤2，建立集成吊索摆角反馈控制律
CAF
和模糊模块的飞行控制系统模型，与直升机吊挂飞行动力学模型耦合集成，构建直升机吊挂飞行闭环系统模型；步骤3，模糊模块详细设计，根据吊挂飞行状态和飞行员操纵历程，使用模糊推理方法得到飞行员操纵意向；步骤4，根据飞行员操纵意向实时调整吊索摆角反馈控制律配置来消解冲突，通过人
‑
机
‑
吊挂耦合闭环系统仿真验证有效性
。2.
根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤1中，所述直升机吊挂飞行动力学模型的输入为旋翼自动倾斜器偏转和尾桨总距，输出是直升机刚体运动状态和从吊挂系统中推导得到的吊索摆角
。3.
根据权利要求2所述的方法，其特征在于，步骤1中，设定旋翼桨叶为刚体，将桨叶的惯性载荷
、
气动载荷和阻尼力矩累加至铰链处平衡，建立第
i
片桨叶的挥舞运动方程和摆振运动方程，如下式所示：运动方程，如下式所示：其中，分别表示第
i
片桨叶的挥舞角
、
挥舞角速度和挥舞角加速度；分别表示第
i
片桨叶的摆振角
、
摆振角速度和摆振角加速度；
e
是铰偏置量；
S
b
和
I
b
分别表示桨叶
静矩和惯性矩；分别表示旋翼转速和转动加速度；是桨毂的三轴线加速度；
p
s
,q
s
,r
s
是桨毂的三轴角速度，是桨毂的三轴角加速度；和分别是挥舞和摆振气动力矩；和分别是摆振阻尼器对挥舞作用力矩和摆振作用力矩
。4.
根据权利要求3所述的方法，其特征在于，步骤1中，直升机吊挂系统
HSLS
模型的状态空间形式为：其中，
x
和分别是
HSLS
模型的状态向量及其导数；
f
是状态方程；
δ
是控制输入向量，
t
是时间，如下所示：
δ
＝
(
δ
col
,
δ
lat
,
δ
lon
,
δ
tr
)
T
其中，
v0,v
1C
,v
1S
是旋翼动态入流状态量；
v
0TR
是尾桨均匀入流状态量；
u,v,w
是直升机的三轴速度矢量；
p,q,r
是直升机的三轴角速度；
φ
,
θ
,
ψ
是直升机的三个姿态角；
x,y,z
是直升机在地轴系下的三轴位置；
u
L
,v
L
,w
L
是吊挂物的三轴速度矢量；
p
L
,q
L
,r
L
是吊挂物的三轴角速度；
φ
L
,
θ
L
,
ψ
L
是吊挂物的三个姿态角；
x
L
,y
L
,z
L
是吊挂物在地轴系下的三轴位置；
δ
col
,
δ
lat
,
δ
lon
,
δ
tr
分别表示直升机的总距
、
横向变距
、
纵向变距和尾桨总距；
T
表示矩阵转置
。5.
根据权利要求4所述的方法，其特征在于，步骤1中，吊索摆角根据直升机和吊挂物的相对运动决定，在与地轴系
(O
‑
XYZ)
E
方向一致的吊钩坐标系
(O
‑
XYZ)
K
中定义纵向摆角
α
c
,
和横向摆角
β
c
，原点
O
K
是直升机上的吊点平均位置，原点
O
K
在体轴
(O
‑
XYZ)
B
中的相对位置定义为为表示吊挂物重心在吊钩坐标系中的位置；为了得到摆角，将分别用摆角和
HSLS
状态量表示，并建立如下关系：其中，
A
KB
是从体轴到挂钩坐标系的转换矩阵；
l
c
是直升机上平均吊点到吊挂物重心的距离
。6.
根据权利要求5所述的方法，其特征在于，步骤2中，经典显模型跟踪
MFCS
控制系统的传递函数
G
为：其中，
M
表示经典显模型跟踪
MFCS
控制系统的指令模型，
P
‑1表示经典显模型跟踪
MFCS
控制系统的逆模型，
H
表示经典显模型跟踪
MFCS
控制系统的反馈回路；
P
τ
是被控对象，其中
τ
为
高阶...

【专利技术属性】
技术研发人员：王洛烽，陈仁良，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：