小型共轴式无人直升机变旋翼转速的航向融合控制方法与流程

1.本发明属于飞行控制技术领域，涉及小型共轴式无人直升机变旋翼转速的航向融合控制方法。


背景技术：

2.共轴式直升机采用上下两副共轴安装且反向旋转的旋翼来提供升力，通过对上下旋翼的操纵实现俯仰、横滚、偏航以及升降操作，不需要常规直升机的尾桨结构来平衡反扭矩。共轴式直升机具有和常规直升机一样的垂直起降和定点悬停的优势。相较于常规直升机，共轴式直升机具有更好的悬停效率；共轴式直升机的部件能够集中安置在全机的重心附近，不仅能够减小飞机尺寸降低废阻力，而且能够有效地降低直升机的纵向和横侧惯量矩；同时，共轴双旋翼的型式能够产生对称的空气动力以提升直升机的操纵效率。
3.常规共轴式直升机的航向操纵策略可分为全差动航向操纵策略以及半差动航向操纵策略，同时这两种基本的航向操纵策略都是基于改变旋翼的总距来实现直升机的偏航运动。常规直升机的半差动航向操纵策略，在保持直升机升力一定的情况下，通过单独改变下旋翼的桨距配合双旋翼的总距变化来实现直升机的航向操纵；常规直升机的全差动航向操纵策略，通过同时改变上下旋翼的桨距并且保持一定的直升机升力来实现直升机的航向操纵。


技术实现要素：

4.针对现有技术中存在的直升机航向操纵局限于改变总距来实现的问题，本发明的目的在于提供小型共轴式无人直升机变旋翼转速的航向融合控制方法，至少部分解决上述技术问题。
5.本发明实施例提供了小型共轴式无人直升机变旋翼转速的航向融合控制方法，包括：
6.获取无人直升机的航向角控制指令；基于所述航向角控制指令，通过微分跟踪器进行跟踪计算，得到航向角指令和航向角速率指令；
7.获取所述无人直升机的实时航向角和实时航向角速率的反馈量，根据所述航向角指令和航向角速率指令以及反馈量，得到航向角误差和航向角速率误差；将所述航向角误差和航向角速率误差作为航向控制量；
8.将所述航向控制量按预先设置的分配方式分配至所述无人直升机的旋翼转速和桨距角改变量，控制所述无人直升机航行。
9.进一步地，所述将所述航向角控制指令，通过微分跟踪器计算，得到航向角指令和航向角速率指令，包括：
10.利用所述微分跟踪器计算所述实施航向角控制指令，得到航向角指令和航向角指令的微分信号；
11.将所述微分信号作为航向角速率指令；
12.其中，所述微分跟踪器中的计算表达式为：
[0013][0014]
式中，f为中间变量；α(m)为第m时刻的所述航向角控制指令；α1(m）为所述航向角指令；α2(m)为所述航向角速率指令；r为决定跟踪速度的速度因子；h为步长；fhan(*)为最速控制综合函数。
[0015]
进一步地，所述航向控制量的表达式为：
[0016]
u＝-fhan(e1,e2,r1,h1)
[0017]
式中，u为所述航向控制量；e1为所述微分跟踪器输出的所述航向角指令与所述实际航向角之间的误差；e2为所述微分跟踪器输出的所述航向角速率指令与所述实际航向角速率之间的误差；r1为所述航向控制量增益；h1为快速因子。
[0018]
进一步地，计算所述无人直升机在悬停状态下的单旋翼拉力；所述无人直升机在偏航过程中，所述旋翼拉力保持不变；
[0019]
所述无人直升机在悬停状态下的单旋翼拉力表达式为：
[0020][0021][0022]
式中k为由空气动力学常数和直升机结构常数构成的新常数；ω为悬停时旋翼旋转的角速度；θ0为悬停时旋翼的桨距角。
[0023]
进一步地，所述旋翼转速和桨距角改变量的计算表达式为：
[0024]
δ＝kδ
pel
[0025]
2kω2θ0＝k(ω+δω)2θ0+k(ω+δω)2(θ
0-δ)＝g
[0026][0027]
式中，δ
pel
为所述航向角控制指令；δ为所述桨距角改变量；δω为所述旋翼转速改变量；g为所述无人直升机重力在所述旋翼拉力方向上的分量；ω为悬停状态下所述无人直升机的转速；θ0为悬停状态下所述无人直升机的桨距数据参数。
[0028]
本发明的有益效果：
[0029]
本发明提供了一种小型共轴式无人直升机变旋翼转速的航向融合控制方法，与现有相比较，为小型电动共轴式无人直升机提供了一种全新的航向操纵策略，不再局限于改变总距来实现偏航运动，充分利用了小型电动共轴式无人直升机控制反应灵敏的特点，减少航向操纵机构的数量和质量。
附图说明
[0030]
图1为本发明实施例提供的小型共轴式无人直升机变旋翼转速的航向融合控制方
法框图；
[0031]
图2为本发明实施例提供的小型共轴式无人直升机变旋翼转速的航向融合控制方法示意图。
具体实施方式
[0032]
下面将结合本发明实施例中的附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0033]
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“顶/底端”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
[0034]
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“设置有”、“内接”、“连接”等，应做广义理解，例如“连接”，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
[0035]
本发明实施例提供的小型共轴式无人直升机变旋翼转速的航向融合控制方法，如图1所示，包括：
[0036]
s1：获取无人直升机的航向角控制指令；基于所述航向角控制指令，通过微分跟踪器进行跟踪计算，得到航向角指令和航向角速率指令；
[0037]
其中，航向角控制指令为航向角指令的初始值，通过微分跟踪器能够基于该初始值跟踪预测下一时刻对应的航向角指令和角速度指令，同理，微分跟踪器能够基于某一时刻的航向角指令跟踪预测其所对应下一时刻的航向角指令和角速度指令；
[0038]
s2：获取无人直升机的实时航向角和实时航向角速率的反馈量，根据航向角指令和航向角速率指令以及反馈量，得到航向角误差和航向角速率误差；将航向角误差和航向角速率误差作为航向控制量；
[0039]
其中，将微分跟踪器输出的航向角指令和航向角速率指令作为预测值，将反馈量作为真实值，进而计算得到航向角误差和航向角速率误差；
[0040]
s3：将航向控制量分配至无人直升机的旋翼转速和桨距角改变量，控制无人直升机航行。
[0041]
本发明实施例提供的小型共轴式无人直升机变旋翼转速的航向融合控制方法，与现有相比较，为小型电动共轴式无人直升机提供了一种全新的航向操纵策略，充分利用了小型电动共轴式无人直升机控制反应灵敏的特点，高效利用小型电动共轴式无人直升机电源，减少航向操纵机构的数量和质量。
[0042]
本发明旨在说明一种融合了旋翼总距和旋翼转速航向控制策略，区别于常规的半差动航向控制策略，充分利用小型电动共轴式无人直升机控制反应灵敏的特点进行设计改进。下面将结合小型电动共轴式无人直升机的特点进行进一步的说明。
[0043]
小型电动共轴式无人直升机是一种共轴双旋翼直升机，区别于常规单旋翼带尾桨的直升机形式。共轴双旋翼直升机采用上下两副共轴安装且反向旋转的旋翼来提供升力，通过对上下旋翼的操纵实现俯仰、横滚、偏航以及升降操作，不需要常规直升机的尾桨结构来平衡反扭矩。
[0044]
小型电动共轴式无人直升机，无总距变距机构，上下旋翼总距固定，下旋翼有半差动航向变距机构。所述小型电动共轴式无人直升机的操纵系统包括纵向周期变距机构、横向周期变距机构、下旋翼半差动航向变距机构以及控制旋翼转速机构。
[0045]
小型电动共轴式无人直升机的升降运动由旋翼转速控制，俯仰运动由直升机的纵向周期变距控制，横滚运动由直升机的横向周期变距控制，偏航运动由直升机融合下旋翼半差动航向变距和旋翼转速的方式控制。
[0046]
小型电动共轴式无人直升机的总距控制依赖于对旋翼转速的控制，同时在直升机的航向操纵中通过旋翼转速来弥补由于下旋翼变距引起的升力增加量或损失量。
[0047]
本发明实施例提供的小型共轴式无人直升机变旋翼转速的航向融合控制方法，工作原理为：共轴式直升机的双旋翼是由一对共轴反向旋转的旋翼组成，假设上旋翼的旋转方向为顺时针旋转，那么下旋翼的旋转方向为逆时针旋转。
[0048]
以实现向左偏航运动为例，首先需要控制共轴双旋翼产生逆时针的反扭矩差，对于半差动共轴式直升机，就是减小下旋翼的反扭矩。减小下旋翼的反扭矩需要减小下旋翼的桨距角，减小了下旋翼的桨距角导致得下旋翼所产生的升力减少，进而需要弥补由于航向操纵导致的升力减小量。
[0049]
对于常规的半差动航向操纵系统，这个升力减少量将会通过提高双旋翼的总距进行补充。而变旋翼转速的航向控制策略，则是通过同时改变旋翼转速来弥补这个升力减小量。
[0050]
本发明实施例提供的小型共轴式无人直升机变旋翼转速的航向融合控制方法，假设上旋翼的旋转方向为顺时针旋转，下旋翼的旋转方向为逆时针旋转，以在悬停状态下实现向左偏航运动为例，进行说明，如图2所示。
[0051]
步骤一：给定左偏航操纵杆量，对小型电动共轴式无人直升机实施航向角控制指令，通过微分跟踪器将航向角控制指令得到航向角指令和航向角指令的微分信号，将航向角指令的微分信号作为航向角速率指令。
[0052]
进行左偏航时，给定一个左偏航操纵杆量δ
pel
，即给定航向角控制指令。其中微分跟踪器的具体形式为：
[0053][0054]
其中，f是中间变量，α(m)是第m时刻的航向角指令，α1(m)是α(m)的跟踪信号，α2(m)是α1(m)的微分，α1(m+1)是第m+1时刻的航向角指令α(m+1)的跟踪信号，α2(m+1)是α1(m+1)的微分，r是决定跟踪速度的速度因子，h是步长，非线性函数fhan(*)是最速控制综合函数。其中α为航向角控制指令，α1为航向角指令，α2为航向角速率指令。
[0055]
步骤二：根据步骤一中得到航向角指令和航向角速率指令，将小型电动共轴式无人直升机实际的航向角和航向角速率作为反馈量，得到航向角误差和航向角速率误差，进
而组合形成小型电动共轴式无人直升机的航向控制量。
[0056]
其中航向控制量表达形式为：
[0057]
u＝-fhan(e1,e2,r1,h1)
[0058]
其中，u为航向控制量，e1是微分跟踪器输出的跟踪信号与航向角之间的误差，e2是微分跟踪器输出的微分信号与航向角速率之间的误差，r1是控制量增益，h1是快速因子。
[0059]
fhan(e1,e2,r1,h1)的表达式为：
[0060][0061]
其中，z为综合误差，a0为前一时刻状态下的控制增益，a为本状态下的控制增益；
[0062]
步骤三：根据步骤二得到的航向控制量，根据小型电动共轴式无人直升机变旋翼转速的航向融合控制策略，设计旋翼桨距和旋翼转速的分配方式，旋翼桨距和旋翼转速的分配方式可以通过以下方式进行计算确定。
[0063]
对于小型电动共轴式无人直升机在悬停状态下的单旋翼拉力的公式可以近似认为：
[0064][0065]
其中，这是一个由空气动力学常数和直升机结构常数构成的新常数；a为叶端拉力损失系数；c为特征升力系数；ρ为空气密度；b为旋翼弦长；r为双旋翼的旋翼半径；ω为悬停时旋翼旋转的角速度，正比于旋翼转速；θ0为悬停时旋翼的桨距角。
[0066]
具体的，进行左偏航时，给定一个左偏航操纵杆量δ
pel
，即给定航向角控制指令。下旋翼的航向操纵舵机减小了下旋翼的桨距角。通过小型电动共轴式无人直升机的航向控制量，此时这个桨距角的改变量为δ，δ＝kδ
pel
,桨距角的改变量δ正比于操纵杆量δ
pel
；为保持直升机在进行偏航运动时的总升力不变，直升机通过融合控制旋翼转速和桨距来实现。
[0067]
2kω2θ0＝k(ω+δω2θ0+k(ω+δω)2(θ
0-δ)＝g
[0068]
其中，δω为旋翼转速需要的改变量，g为直升机重力在拉力方向上的分量，ω和θ0为悬停状态下直升机确定的转速和桨距数据参数。
[0069]
桨距角的改变量与旋翼转速的改变量的分配条件为：
[0070][0071]
当给定一个确定的航向操纵杆量，通过飞控计算可以得到一个融合控制中旋翼转速和桨距分别需要的改变量，即航向角指令的初始值；同时结合实际测量的飞行参数实时修正飞机姿态，实现一种小型电动共轴式无人直升机变旋翼转速的航向融合控制策略，进而实现准确的无人直升机偏航运动。
[0072]
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明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发明揭露的技术范围内，根据本发明的技术方案及其改进构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围内。