CN106054921A - 一种无人直升机抗侧风控制方法、系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了无人直升机抗侧风控制方法及系统，方法包括，根据偏航角速率改善航向通道的模态特征，保持航向为开环状态；将所述开环状态下侧滑产生的偏航力矩，按照空速和总距得到尾桨配平量；补偿所述尾桨配平量中的误差，直至滚转角回到配平状态，尾桨配平误差消除，完成侧风控制。本发明解除了无人直升机的航向控制，利用其自身的航向静稳定性能够消除侧风的干扰，而且对于前馈通道的尾桨配平误差，够对此进行有效地补偿，从而消除侧滑。另外，本发明还提供了一种无人直升机抗侧风控制系统，包括，反馈回路单元，前馈回路单元，自动配平回路单元，能够在现有传感器配置下实现无侧滑飞行。

Description

一种无人直升机抗侧风控制方法、系统

技术领域

本发明涉及无人直升机控制领域，特别涉及无人直升机抗侧风控制方法、系统。

背景技术

小型无人直升机重量轻，速度小，受风场扰动影响较大。当飞机受到侧风干扰时，如图1所示，是现有技术中侧滑法与侧航法的示意图，目前现有技术中有两种典型的飞行方案：侧滑法和侧航法。

第一侧滑法：航向ψ与地速ψ方向重合，在侧风作用下，直升机带侧滑角β飞行，为平衡侧滑引起的侧力，飞机必须向迎风方向倾斜一定滚转角φ，同时操纵尾桨距δ_r以平衡侧滑产生的偏航力矩。下式为侧滑飞行时力和力矩的平衡关系：

$\left\{\begin{array}{c}gcos\mathrm{\θ}sin\mathrm{\φ}+Y_{\mathrm{\β}}\mathrm{\β}+Y_0=0\\ N_{\mathrm{\β}}\mathrm{\β}+N_{{\mathrm{\δ}}_r}{\mathrm{\δ}}_r+N_0=0\end{array}\right.$

其中g为重力加速度，Y_β为侧向力导数，N_β为航向静稳定性导数，为航向操纵导数。Y₀为平衡状态下旋翼产生的侧向力加速度，N₀为平衡状态下旋翼产生的偏航角加速度。侧滑法的优点是可以保证飞机航向与飞行方向一致，这对格斗瞄准以及着陆过程中对准跑道非常有用，其缺点是飞行中带着侧滑，因此并没有消除侧风的作用，而是抵抗侧风效应，基本控制策略的航向通道控制律即为侧滑法。而且侧滑法抗风能力有限，其能承受的最大侧风扰动是由尾桨操纵范围决定的。

第二侧航法：保持地速V_d方向不变，航向迎着侧风W_s方向偏转偏航角Δψ，其中

最终与空速V_t方向重合，此时飞机为无侧滑飞行，横侧向的气动力未发生变化，因此不需要进行横侧向的操纵。而侧航法通过航向的偏转，消除了横侧向的侧风扰动，使飞行状态恢复到原来的平衡状态，飞机的气动特性不会发生变化，是真正意义上的消除侧风干扰。侧航法的缺点是速度与飞机纵轴不重合，对滑行着陆的飞机可能导致起落架无法承受，需要在接地前进行反侧航操纵，但对垂直起降的无人直升机来说，不存在这个问题，因此是相对理想的抗侧风方案。

实现侧航法的本质是要消除侧滑，而机载传感器仅配置有GPS、IMU、无线电高度表、垂直陀螺和大气机，并没有能直接测量到侧滑角的传感器。有人直升机中有采用侧向过载实现间接地侧滑控制，但是，对本文研究的样例无人直升机也就是说，在1度侧滑时仅产生0.01g的侧向过载。如此微弱的过载，在无人直升机强震环境下，难以保证信号品质。

因此，需要设计一种有效实用的航向控制方案，以实现无人直升飞机的无侧滑飞行。

发明内容

本发明要解决的技术问题是，采用了基于航向开环的控制策略，不需要引入新的传感器，实现对无人直升机抗侧风的控制。

解决上述技术问题，本发明提供了一种无人直升机抗侧风控制方法，根据偏航角速率改善航向通道的模态特征，保持航向为开环状态；

将所述开环状态下侧滑产生的偏航力矩，按照空速和总距得到尾桨配平量；

补偿所述尾桨配平量中的误差，直至滚转角回到配平状态，尾桨配平误差消除，完成侧风控制。

更进一步，所述模态特征包括，通过偏航角速率进行荷兰滚增稳。

更进一步，无人直升机在前飞状态下。

更进一步，进一步包括步骤：通过高通滤波器，滤除所述无人直升机中传感器中的低频信号。

更进一步，按照空速和总距得到尾桨配平量的方法为：

按照空速和总距得到尾桨配平量的方法为：

δ_{r_trim}＝f₁(δ_c)+f₂(V_t)

其中，δ_{r_trim}为前馈回路产生的尾桨配平量，δ_c为总距，V_t为空速，f₁和f₂为总距和空速到配平尾桨距的映射关系。

更进一步，所述滚转角回到配平状态的方法为：

${\mathrm{\δ}}_{r\_at}=\∫I_r^{\mathrm{\φ}}(\mathrm{\φ}-{\mathrm{\φ}}_{trim})dt$

其中，(φ-φ_trim)为滚转角偏离平衡状态的差值，为积分增益，φ_trim为配平滚转角。

更进一步，所述模态特征还包括，通过横向通道对滚转模态进行增稳。

更进一步，所述模态特征还包括，通过偏航角速率将航向通道的螺旋模态为强稳定。

本发明还提供了一种无人直升机抗侧风控制系统，包括，

反馈回路单元，根据偏航角速率改善航向通道的模态特征，保持航向为开环状态；

前馈回路单元，将所述开环状态下侧滑产生的偏航力矩，按照空速和总距得到尾桨配平量；

自动配平回路单元，补偿所述尾桨配平量中的误差，直至滚转角回到配平状态，尾桨配平误差消除，完成侧风控制。

本发明提供的一种无人直升机，包括抗侧风控制系统。

本发明的有益效果：

1)本发明针对小型无人直升机重量轻、速度小，受风场扰动影响大的问题，提出了一种无人直升机抗侧风控制方法，具体涉及基于无人直升机前飞状态下的抗风策略：根据偏航角速率改善航向通道的模态特征，保持航向为开环状态；将所述开环状态下侧滑产生的偏航力矩，按照空速和总距得到尾桨配平量；补偿所述尾桨配平量中的误差，直至滚转角回到配平状态，尾桨配平误差消除，完成侧风控制。由于解除了无人直升机的航向控制，利用其自身的航向静稳定性能够消除侧风的干扰，而且对于前馈通道的尾桨配平误差，够对此进行有效地补偿，从而消除侧滑。另外，本发明所提供的防侧风控制方法不需要引入新的传感器，对工程实施极具参考价值。

2)本发明所提出无人直升机抗侧风控制系统，包括，反馈回路单元，根据偏航角速率改善航向通道的模态特征，保持航向为开环状态；前馈回路单元，将所述开环状态下侧滑产生的偏航力矩，按照空速和总距得到尾桨配平量；自动配平回路单元，补偿所述尾桨配平量中的误差，直至滚转角回到配平状态，尾桨配平误差消除，完成侧风控制。由于反馈回路单元解除了航向控制，利用其自身的航向静稳定性能够消除侧风的干扰。而且对于前馈通道的尾桨配平误差，自动配平回路单元能够对此进行有效地补偿，从而消除侧滑。

附图说明

图1是现有技术中侧滑法与侧航法的示意图。

图2是本发明无人直升机抗侧风控制方法流程示意图。

图3是本发明无人直升机抗侧风控制系统架构图。

图4是是本发明无人直升机抗侧风控制系统结构示意图。

图5(a)～图5(f)是无人直升机抗侧风控制(航向开环控制)的仿真结果图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明进一步详细说明。

图2是本发明无人直升机抗侧风控制方法流程示意图。

本实施例中的一种无人直升机抗侧风控制方法，包括：

S1根据偏航角速率改善航向通道的模态特征，保持航向为开环状态；

S2将所述开环状态下侧滑产生的偏航力矩，按照空速和总距得到尾桨配平量；

S3补偿所述尾桨配平量中的误差，直至滚转角回到配平状态，尾桨配平误差消除，完成侧风控制。

本发明的技术方案为：提出了一种航向控制方案，能够在现有传感器配置下实现无侧滑飞行。所述航向控制方案由步骤S1、S2、S3组成。

具体地，可参考图3是本发明无人直升机抗侧风控制系统架构图。

S1根据偏航角速率改善航向通道的模态特征，保持航向为开环状态；其作用是改善航向通道的模态特征，无人直升机在前飞状态下具备较强的航向静稳定性，这是由尾桨和垂尾的气动特性决定的。但荷兰滚模态阻尼偏小，易引起震荡。因此反馈回路中引入偏航角速率，用于进行荷兰滚增稳。保持航向为开环状态，这样，当受到侧风干扰时，利用自身的风标效应跟踪风向，实现侧航运动。

反馈通道引入了一个高通滤波器作为洗出网络，目的是滤除传感器中的低频信号，防止在稳定转弯过程中出现阻尼操纵。

S2将所述开环状态下侧滑产生的偏航力矩，按照空速和总距得到尾桨配平量；是根据偏航力矩的产生机理，确定影响尾桨配平的主要因素，即总距δ_c和空速V_t。

总距主要影响旋翼产生的偏航力矩，空速主要影响垂尾产生的偏航力矩。总距越大，旋翼产生的反扭力矩越大，则所需配平尾桨距越大；空速越大，则垂尾气动效率越高，垂尾产生的反向的偏航力矩越大，所需配平尾桨距越小。因此可按空速和总距确定尾桨配平量，具体的前馈控制律为：

δ_{r_trim}＝f₁(δ_c)+f₂(V_t)。

在实际操作中，前馈控制量与理想配平值存在误差，但具有近似关系，因此引入自动配平回路消除误差。

S3补偿所述尾桨配平量中的误差，直至滚转角回到配平状态，尾桨配平误差消除，完成侧风控制，是将滚转角偏离平衡状态φ_trim的差值通过一个弱积分环节反馈到尾桨，逐渐补偿尾桨配平误差，直至滚转角回到配平状态，尾桨配平误差消除。自动配平回路的控制律为：

${\mathrm{\δ}}_{r\_at}=\∫I_r^{\mathrm{\φ}}(\mathrm{\φ}-{\mathrm{\φ}}_{trim})dt$

本实施例中的一种无人直升机抗侧风控制方法，针对小型无人直升机重量轻、速度小，受风场扰动影响大的问题，提出了一种基于前飞状态的抗风策略。本发明所提出的航向控制方案采用了基于航向开环的控制策略，由于解除了航向控制，利用其自身的航向静稳定性能够消除侧风的干扰。而且对于前馈通道的尾桨配平误差，自动配平回路能够对此进行有效地补偿，从而消除侧滑。本发明所提供的防侧风控制方法不需要引入新的传感器，对工程实施极具参考价值。

图4是是本发明无人直升机抗侧风控制系统结构示意图。

本实施例中的一种无人直升机抗侧风控制系统，包括，

反馈回路单元1，根据偏航角速率改善航向通道的模态特征，保持航向为开环状态；

前馈回路单元2，将所述开环状态下侧滑产生的偏航力矩，按照空速和总距得到尾桨配平量；

自动配平回路单元3，补偿所述尾桨配平量中的误差，直至滚转角回到配平状态，尾桨配平误差消除，完成侧风控制。

●反馈回路单元1的设计

反馈回路的作用是改善航向通道的模态特征，表1给出了300kg级样例无人直升机在30m/s时的模态特征。

表1横侧向开环模态特性

可以看出样例无人直升机呈现稳定的荷兰滚模态，这说明无人直升机在前飞状态下具备较强的航向静稳定性，这是由尾桨和垂尾的气动特性决定的。但荷兰滚模态阻尼偏小，仅为0.2，容易引起震荡。因此反馈回路中引入偏航角速率，用于进行荷兰滚增稳。保持航向为开环状态，这样，当受到侧风干扰时，利用自身的风标效应跟踪风向，实现侧航运动。

引入角速率增稳后，横侧向的模态特性如表2所示。

表2横侧向闭环模态特性

从表2可以看出，荷兰滚模态和滚转模态都得到了改善。荷兰滚模态阻尼增大，稳定性增强；螺旋模态由弱稳定变为强稳定。滚转模态是相对独立的横向运动模态，航向通道的操纵对其作用不大，可通过横向通道的增稳回路得到进一步的改善。

反馈通道引入了一个高通滤波器作为洗出网络，目的是滤除传感器中的低频信号，防止在稳定转弯过程中出现阻尼操纵。

●前馈回路单元2的设计

根据偏航力矩的产生机理，可确定影响尾桨配平的主要因素，即总距δ_c和空速V_t。总距主要影响旋翼产生的偏航力矩，空速主要影响垂尾产生的偏航力矩。总距越大，旋翼产生的反扭力矩越大，则所需配平尾桨距越大；空速越大，则垂尾气动效率越高，垂尾产生的反向的偏航力矩越大，所需配平尾桨距越小[50]。因此可按空速和总距确定尾桨配平量，具体的前馈控制律为：

δ_{r_trim}＝f₁(δ_c)+f₂(V_t)

f₁和f₂为总距和空速到配平尾桨距的映射关系，表3和表4为样例无人直升机使用的总距映射关系和空速映射关系。

表3总距到配平尾桨距映射关系

表4空速到配平尾桨距映射关系

对比结果表明所提供的前馈控制律虽然存在误差，但是其工程可实施性强，并且可通过试飞数据进行逐次修正。此外，针对前馈控制律导致的尾桨配平误差，即引入自动配平回路。

●自动配平回路单元3的设计

将滚转角偏离平衡状态φ_trim的差值通过一个弱积分环节反馈到尾桨，逐渐补偿尾桨配平误差，直至滚转角回到配平状态，尾桨配平误差消除。自动配平回路的控制律为：

${\mathrm{\δ}}_{r\_at}=\∫I_r^{\mathrm{\φ}}(\mathrm{\φ}-{\mathrm{\φ}}_{trim})dt$

图5(a)～图5(f)是无人直升机抗侧风控制(航向开环控制)的仿真结果图。

仿真验证：表5为航向开环控制的仿真参数，图5(a)～图5(f)为航向开环控制的仿真结果。

表5航向开环控制仿真参数

仿真结果表明：初始状态下，由于尾桨存在2度的配平误差，因此出现了大约7度的侧滑(图5(b))，随着在25秒时接入自动配平回路，尾桨距逐渐恢复到真实配平状态(图5(c))，滚转角逐渐回到平衡状态(图5(e))，侧滑逐渐减小。在第125秒加入10米/秒风后，样例无人直升机由于航向静稳定性，航向跟随迎风方向(图5(a))，建立新的航向角。稳定后，滚转角、尾桨距、侧滑角和航迹角与加风之前相同，体现了对风的适应性。而常规的控制策略在加风后，滚转角、尾桨距和侧滑角都偏离了原先的状态。对于纵向通道的风扰动，常规控制策略和航向开环控制都能迅速消除。

所属领域的普通技术人员应当理解：以上，所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种无人直升机抗侧风控制方法，其特征在于，包括：

根据偏航角速率改善航向通道的模态特征，保持航向为开环状态；

将所述开环状态下侧滑产生的偏航力矩，按照空速和总距得到尾桨配平量；

补偿所述尾桨配平量中的误差，直至滚转角回到配平状态，尾桨配平误差消除，完成侧风控制。

2.根据权利要求1所述的无人直升机抗侧风控制方法，其特征在于，所述模态特征包括，通过偏航角速率进行荷兰滚增稳。

3.根据权利要求2所述的无人直升机抗侧风控制方法，其特征在于，无人直升机在前飞状态下。

4.根据权利要求2所述的无人直升机抗侧风控制方法，其特征在于，进一步包括步骤：通过高通滤波器，滤除所述无人直升机中传感器中的低频信号。

5.根据权利要求1所述的无人直升机抗侧风控制方法，其特征在于，按照空速和总距得到尾桨配平量的方法为：

δ_{r_trim}＝f₁(δ_c)+f₂(V_t)

其中，δ_{r_trim}为前馈回路产生的尾桨配平量，δ_c为总距，V_t为空速，f₁和f₂为总距和空速到配平尾桨距的映射关系。

6.根据权利要求1所述的无人直升机抗侧风控制方法，其特征在于，所述滚转角回到配平状态的方法为：

${\mathrm{\δ}}_{r\_at}=\∫I_r^{\mathrm{\φ}}(\mathrm{\φ}-{\mathrm{\φ}}_{trim})dt$

其中，(φ-φ_trim)为滚转角偏离平衡状态的差值，为积分增益，φ_trim为配平滚转角。

7.根据权利要求1所述的无人直升机抗侧风控制方法，其特征在于，所述模态特征还包括，通过横向通道对滚转模态进行增稳。

8.根据权利要求1所述的无人直升机抗侧风控制方法，其特征在于，所述模态特征还包括，通过偏航角速率将航向通道的螺旋模态为强稳定。

9.一种无人直升机抗侧风控制系统，其特征在于，包括，

反馈回路单元，根据偏航角速率改善航向通道的模态特征，保持航向为开环状态；

前馈回路单元，将所述开环状态下侧滑产生的偏航力矩，按照空速和总距得到尾桨配平量；

自动配平回路单元，补偿所述尾桨配平量中的误差，直至滚转角回到配平状态，尾桨配平误差消除，完成侧风控制。

10.一种无人直升机，其特征在于，包括如权利要求9所述的抗侧风控制系统。