CN106342286B - 无人直升机直线导航控制中纠侧偏的方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于无人直升机飞行控制技术，涉及对无人直升机直线导航控制中纠侧偏方法的改进。计算得到无人直升机和直线航线间的侧偏距；根据得到的侧偏距采用PID的控制方法，计算无人直升机横滚通道的控制量；采用控制无人直升机横滚通道实现无人直升机直线导航控制中对侧偏距的纠偏。本发明纠侧偏控制精度高，适用于各型无人直升机直线导航控制中侧偏距的控制。

Description

无人直升机直线导航控制中纠侧偏的方法

技术领域

本发明属于无人直升机飞行控制技术，涉及对无人直升机直线导航控制中纠侧偏方法的改进。

背景技术

目前无人直升机导航控制中纠侧偏的方法主要利用控制航向角进行纠侧偏的控制策略。参见《直升机飞行控制》，杨一栋，国防工业出版社，2007，其主要方法如下：第一步、计算导航信息ΔΨ_c；第二步，利用航向保持模态的控制算法进行纠侧偏的控制。其缺点是：纠侧偏的控制精度差。该方法的核心控制算法使用的是航向保持模态的控制算法，其控制原理是在导航的过程中通过无人直升机跟踪给定期望的航向角，来实现向期望航线的逼近。该导航控制中期望航向角的解算不是固定值，其会根据实时的航向和航线特性处于动态变化中，导致航线跟踪的精度变差，该方法不适用于侧偏距要求小于1m的高精度的纠侧偏控制。

发明内容

本发明的目的是：提出一种高精度的无人直升机在直线导航控制中纠侧偏的控制方法。

本发明的技术方案是：无人直升机直线导航控制中纠侧偏的方法，其特征在于，无人直升机处于直线导航控制时，在每个控制周期T内，飞控计算机计算出横滚通道控制信号，T＝5～100ms；建立二维导航坐标系如下：以无人直升机在导航控制中规划直线航线的起点为原点O，以东西方向的水平线为X轴，正东方向为正方向，以南北方向的水平线为Y轴，正北方向为正方向；

1、在第一控制周期T1内，解算无人直升机和直线航线间的侧偏距Δz：

$\mathrm{\Δ}z=\frac{y_{e}x-x_{e}y}{\sqrt{x_e^2+y_e^2}}\mathrm{...}\[1\]$

式中，(x_e，y_e)是直线航线的终点E在导航坐标系中的坐标，(x，y)是导航坐标系中无人直升机当前位置坐标；规定：侧偏距Δz在航线的右侧时为正，在航线的左侧时为负；

2、自第二控制周期T2起，无人直升机直线导航控制中纠侧偏控制的步骤如下：

2.1、计算横向位置误差第一中间变量V_YA：

V_YA＝(Δz+Δyf)×K_Y.........................................................[2]

式中K_Y取值范围为0.1～3，Δyf表示无人直升机直线导航控制中侧偏距的补偿，根据下式选取Δyf的值：

$\left\{\begin{array}{cc}\mathrm{\&Delta;}yf=0& vgx\&GreaterEqual;0m/s\\ \mathrm{\&Delta;}yf=-k& vgx<0m/s\end{array}\right.\mathrm{...}\&lsqb;3\&rsqb;$

式中k的取值范围为1～3，vgx是无人直升机飞行速度沿机身纵向轴线的分量，单位m/s；

2.2、对横向位置误差第一中间变量V_YA进行限幅处理，得到横向位置误差第二中间变量V_YB：

设定上限阈值ΔYmax和下限阈值ΔYmin，1≤ΔYmax≤10，-10≤ΔYmin≤-1；

若V_YA＞ΔYmax，令V_YB＝ΔYmax；

若V_YA＜ΔYmin，令V_YB＝ΔYmin；

若ΔYmin≤V_YA≤ΔYmax，令V_YB＝V_YA；

2.3、计算横向速度阻尼信号V_VGYA：

V_VGYA＝vgy×K_VGY.........................................................[4]

式中vgy是无人直升机飞行速度沿机身横向轴线的分量，单位m/s，K_VGY为系数，取值范围为1～5；

2.4、计算横向位置误差第三中间变量V_INTPR：

V_INTPR＝(V_YB+V_VGYA)×K_VGYPR....................................[5]

式中K_VGYPR取值范围为1～3；

2.5、计算横向位置误差第四中间变量V_INTRI：

V_INTRI＝(V_YB+V_VGYA)×K_VGYRI.......................................[6]

式中，K_VGYRI为系数，取值范围为0.01～0.15；

2.6、计算横向位置误差第五中间变量V_GAMAA：

V_GAMAA＝(V_INTPR-V_INTRI)×K_GAMA..............................[7]

式中K_GAMA取值范围为0.1～0.8；

2.7、对V_GAMAA进行限幅处理，得到V_GAMAB：

设定上限阈值ΔGAMAmax和下限阈值ΔGAMAmin，1≤ΔGAMAmax≤10，-10≤ΔGAMAmin≤-1，

若V_GAMAA＞ΔGAMAmax，令V_GAMAB＝ΔGAMAmax；

若V_GAMAA＜ΔGAMAmin，令V_GAMAB＝ΔGAMAmin；

若ΔGAMAmin≤V_GAMAA≤ΔGAMAmax，V_GAMAB＝V_GAMAA；

2.8、计算无人直升机横向位置保持横向通道控制量V_A1C：

V_A1C＝V_GAMAB×K_A1C...................................................[8]

式中K_A1C是横向通道解算控制量和无人直升机舵机的传递函数，它由无人直升机制造厂家给出。

本发明的优点是：直线导航控制中纠侧偏的控制精度高，纠侧偏的控制摆脱了传统的依据航向信息进行控制的模式，即使航向跟踪不准确时，也可以保证侧偏距在1m范围内。该方法适用于各型无人直升机直线导航中纠侧偏的控制。

具体实施方式

下面对本发明做进一步详细说明。无人直升机直线导航控制中纠侧偏的方法，其特征在于，无人直升机处于直线导航控制时，在每个控制周期T内，飞控计算机计算出横滚通道控制信号，T＝5～100ms；建立二维导航坐标系如下：以无人直升机在导航控制中规划直线航线的起点为原点O，以东西方向的水平线为X轴，正东方向为正方向，以南北方向的水平线为Y轴，正北方向为正方向；

1、在第一控制周期T1内，解算无人直升机和直线航线间的侧偏距Δz：

$\mathrm{\&Delta;}z=\frac{y_{e}x-x_{e}y}{\sqrt{x_e^2+y_e^2}}\mathrm{...}\&lsqb;1\&rsqb;$

式中，(x_e，y_e)是直线航线的终点E在导航坐标系中的坐标，(x，y)是导航坐标系中无人直升机当前位置坐标；规定：侧偏距Δz在航线的右侧时为正，在航线的左侧时为负；

2、自第二控制周期T2起，无人直升机直线导航控制中纠侧偏控制的步骤如下：

2.1、计算横向位置误差第一中间变量V_YA：

V_YA＝(Δz+Δyf)×K_Y.........................................................[2]

式中K_Y取值范围为0.1～3，Δyf表示无人直升机直线导航控制中侧偏距的补偿，根据下式选取Δyf的值：

$\left\{\begin{array}{cc}\mathrm{\&Delta;}yf=0& vgx\&GreaterEqual;0m/s\\ \mathrm{\&Delta;}yf=-k& vgx<0m/s\end{array}\right.\mathrm{...}\&lsqb;3\&rsqb;$

式中k的取值范围为1～3，vgx是无人直升机飞行速度沿机身纵向轴线的分量，单位m/s；

2.2、对横向位置误差第一中间变量V_YA进行限幅处理，得到横向位置误差第二中间变量V_YB：

设定上限阈值ΔYmax和下限阈值ΔYmin，1≤ΔYmax≤10，-10≤ΔYmin≤-1；

若V_YA＞ΔYmax，令V_YB＝ΔYmax；

若V_YA＜ΔYmin，令V_YB＝ΔYmin；

若ΔYmin≤V_YA≤ΔYmax，令V_YB＝V_YA；

2.3、计算横向速度阻尼信号V_VGYA：

V_VGYA＝vgy×K_VGY.........................................................[4]

式中vgy是无人直升机飞行速度沿机身横向轴线的分量，单位m/s，K_VGY为系数，取值范围为1～5；

2.4、计算横向位置误差第三中间变量V_INTPR：

V_INTPR＝(V_YB+V_VGYA)×K_VGYPR....................................[5]

式中K_VGYPR取值范围为1～3；

2.5、计算横向位置误差第四中间变量V_INTRI：

V_INTRI＝(V_YB+V_VGYA)×K_VGYRI.......................................[6]

式中，K_VGYRI为系数，取值范围为0.01～0.15；

2.6、计算横向位置误差第五中间变量V_GAMAA：

V_GAMAA＝(V_INTPR-V_INTRI)×K_GAMA..............................[7]

式中K_GAMA取值范围为0.1～0.8；

2.7、对V_GAMAA进行限幅处理，得到V_GAMAB：

设定上限阈值ΔGAMAmax和下限阈值ΔGAMAmin，1≤ΔGAMAmax≤10，-10≤ΔGAMAmin≤-1，

若V_GAMAA＞ΔGAMAmax，令V_GAMAB＝ΔGAMAmax；

若V_GAMAA＜ΔGAMAmin，令V_GAMAB＝ΔGAMAmin；

若ΔGAMAmin≤V_GAMAA≤ΔGAMAmax，V_GAMAB＝V_GAMAA；

2.8、计算无人直升机横向位置保持横向通道控制量V_A1C：

V_A1C＝V_GAMAB×K_A1C...................................................[8]

式中K_A1C是横向通道解算控制量和无人直升机舵机的传递函数，它由无人直升机制造厂家给出。

本发明的工作原理是：计算得到无人直升机和直线航线间的侧偏距；根据得到的侧偏距采用PID的控制方法，计算无人直升机横滚通道的控制量，采用控制无人直升机的横滚通道实现无人直升机直线导航控制中的纠偏。本发明纠侧偏控制精度高，适用于各型无人直升机导航控制中侧偏距的控制。

实施例1：本实施例采用的无人直升机型号为KA100；

1、在第一控制周期T1内，解算无人直升机和直线航线间的侧偏距Δz：

$\mathrm{\&Delta;}z=\frac{y_{e}x-x_{e}y}{\sqrt{x_e^2+y_e^2}}\mathrm{...}\&lsqb;1\&rsqb;$

2、自第二控制周期T2起，无人直升机直线导航控制中纠侧偏控制的步骤如下：

2.1、计算横向位置误差第一中间变量V_YA：

V_YA＝(Δz+Δyf)×K_Y.........................................................[2]

式中K_Y＝2，Δyf＝0；

2.2、对横向位置误差第一中间变量V_YA进行限幅处理，得到横向位置误差第二中间变量V_YB：

设定上限阈值ΔYmax＝8；ΔYmin＝-8；

若V_YA＞ΔYmax，令V_YB＝ΔYmax；

若V_YA＜ΔYmin，令V_YB＝ΔYmin；

若ΔYmin≤V_YA≤ΔYmax，令V_YB＝V_YA；

2.3、计算横向速度阻尼信号V_VGYA：

V_VGYA＝vgy×K_VGY.........................................................[4]

式中K_VGY＝3.3；

2.4、计算横向位置误差第三中间变量V_INTPR：

V_INTPR＝(V_YB+V_VGYA)×K_VGYPR....................................[5]

式中K_VGYPR＝1.7；

2.5、计算横向位置误差第四中间变量V_INTRI：

V_INTRI＝(V_YB+V_VGYA)×K_VGYRI.......................................[6]

式中K_VGYRI＝0.12；

2.6、计算横向位置误差第五中间变量V_GAMAA：

V_GAMAA＝(V_INTPR-V_INTRI)×K_GAMA..............................[7]

式中K_GAMA＝0.5；

2.7、对V_GAMAA进行限幅处理，得到V_GAMAB：

设定上限阈值ΔGAMAmax＝7.5，下限阈值ΔGAMAmin＝-7.5；

若V_GAMAA＞ΔGAMAmax，令V_GAMAB＝ΔGAMAmax；

若V_GAMAA＜ΔGAMAmin，令V_GAMAB＝ΔGAMAmin；

若ΔGAMAmin≤V_GAMAA≤ΔGAMAmax，V_GAMAB＝V_GAMAA；

2.8、计算无人直升机横向位置保持横向通道控制量V_A1C：

V_A1C＝V_GAMAB×K_A1C...................................................[8]

式中K_A1C＝0.011。

1.Dat

时间(s)导航模态开关(1为投入)侧偏距(m)侧偏距的补偿垂Δyf横滚通道控制量V_A1C

上述实例完全符合要求。

Claims (1)

1.无人直升机直线导航控制中纠侧偏的方法，其特征在于，无人直升机处于直线导航控制时，在每个控制周期T内，飞控计算机计算出横滚通道控制信号，T＝5～100ms；建立二维导航坐标系如下：以无人直升机在导航控制中规划直线航线的起点为原点0，以东西方向的水平线为X轴，正东方向为正方向，以南北方向的水平线为Y轴，正北方向为正方向；

1.1、在第一控制周期T1内，解算无人直升机和直线航线间的侧偏距Δz：

$\mathrm{\&Delta;}z=\frac{y_{e}x-x_{e}y}{\sqrt{x_e^2+y_e^2}}\mathrm{...}\&lsqb;1\&rsqb;$

式中，(x_e，y_e)是直线航线的终点E在导航坐标系中的坐标，(x，y)是导航坐标系中无人直升机当前位置坐标；规定：侧偏距Δz在航线的右侧时为正，在航线的左侧时为负；

1.2、自第二控制周期T2起，无人直升机直线导航控制中纠侧偏控制的步骤如下：

1.2.1、计算横向位置误差第一中间变量V_YA：

V_YA＝(Δz+Δyf)×K_Y.........................................................[2]

式中K_Y取值范围为0.1～3，Δyf表示无人直升机直线导航控制中侧偏距的补偿，根据下式选取Δyf的值：

$\left\{\begin{array}{cc}\mathrm{\&Delta;}yf=0& vgx\&GreaterEqual;0m/s\\ \mathrm{\&Delta;}yf=-k& vgx<0m/s\end{array}\right.\mathrm{...}\&lsqb;3\&rsqb;$

式中k的取值范围为1～3，vgx是无人直升机飞行速度沿机身纵向轴线的分量，单位m/s；

1.2.2、对横向位置误差第一中间变量V_YA进行限幅处理，得到横向位置误差第二中间变量V_YB：

设定上限阈值ΔYmax和下限阈值ΔYmin，1≤ΔYmax≤10，-10≤ΔYmin≤-1；

若V_YA＞ΔYmax，令V_YB＝ΔYmax；

若V_YA＜ΔYmin，令V_YB＝ΔYmin；

若ΔYmin≤V_YA≤ΔYmax，令V_YB＝V_YA；

1.2.3、计算横向速度阻尼信号V_VGYA：

V_VGYA＝vgy×K_VGY.........................................................[4]

式中vgy是无人直升机飞行速度沿机身横向轴线的分量，单位m/s，K_VGY为系数，取值范围为1～5；

1.2.4、计算横向位置误差第三中间变量V_INTPR：

V_INTPR＝(V_YB+V_VGYA)×K_VGYPR....................................[5]

式中K_VGYPR取值范围为1～3；

1.2.5、计算横向位置误差第四中间变量V_INTRI：

V_INTRI＝(V_YB+V_VGYA)×K_VGYRI.......................................[6]

式中，K_VGYRI为系数，取值范围为0.01～0.15；

1.2.6、计算横向位置误差第五中间变量V_GAMAA：

V_GAMAA＝(V_INTPR-V_INTRI)×K_GAMA..............................[7]

式中K_GAMA取值范围为0.1～0.8；

1.2.7、对V_GAMAA进行限幅处理，得到V_GAMAB：

设定上限阈值ΔGAMAmax和下限阈值ΔGAMAmin，1≤ΔGAMAmax≤10，-10≤ΔGAMAmin≤-1，

若V_GAMAA＞ΔGAMAmax，令V_GAMAB＝ΔGAMAmax；

若V_GAMAA＜ΔGAMAmin，令V_GAMAB＝ΔGAMAmin；

若ΔGAMAmin≤V_GAMAA≤ΔGAMAmax，V_GAMAB＝V_GAMAA；

1.2.8、计算无人直升机横向位置保持横向通道控制量V_A1C：

V_A1C＝V_GAMAB×K_A1C...................................................[8]

式中K_A1C是横向通道解算控制量和无人直升机舵机的传递函数，它由无人直升机制造厂家给出。