技术特征：
1.小型共轴式无人直升机变旋翼转速的航向融合控制方法，其特征在于，包括：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；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；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。2.根据权利要求1所述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，其特征在于，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：利用所述微分跟踪器计算所述航向角控制指令，得到航向角指令和航向角指令的微分信号；将所述微分信号作为航向角速率指令；其中，所述微分跟踪器中的计算表达式为：式中，f为中间变量；α(m)为第m时刻的所述航向角指令；α1(m)是α(m)的跟踪信号，α1(m)为所述航向角指令；α2(m)是α1(m)的微分，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；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。3.根据权利要求1所述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，其特征在于，所述航向控制量的表达式为：u＝-fhan(e1,e2,r1,h1)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。4.根据权利要求1所述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，其特征在于，还包括计算所述无人直升机的旋翼升力，步骤包括：计算所述无人直升机在悬停状态下的单旋翼升力：计算所述无人直升机在悬停状态下的单旋翼升力：式中，t为单旋翼升力，k为由空气动力学常数和直升机结构常数构成的新常数；w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；θ0为悬停时旋翼的桨距角；根据所述无人直升机在悬停状态下的旋翼升力设置分配方式。5.根据权利要求4所述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，其特征在于：根据所述无人直升机的旋翼升力设置所述旋翼转速和桨距角的分配方式，包括：所述旋翼转速和桨距角改变量的计算表达式为：δ＝kδ
pel
2kω2θ0＝k(ω+δω)2θ0+k(ω+δω2(θ
0-δ)＝g式中，δ
pel
为操纵杆量；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升力方向上的分量；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。
技术总结
本发明公开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：获取无人直升机的实施航向角控制指令；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；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；将所述航向控制量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。本发明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。运动。运动。
技术研发人员：王放 徐安安 高成 郝亚超 李岩
受保护的技术使用者：湖北星航航空科技有限公司
技术研发日：2022.08.26
技术公布日：2022/12/1