CN106406355A - 一种无人直升机向心回转控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种无人直升机向心回转控制方法，属于无人直升机飞行控制技术领域。本发明在向心回转控制过程中，放开侧向位置约束，采用侧向速度跟踪控制。纵向采用位置控制，纵向位置偏差根据当前位置与圆心位置的距离确定，航向通道的航向角指令根据当前位置与圆心位置的位置矢量方向得到。纵向和侧向速度采用航向角指令解算，解决了纵向位置静差和航向角静差问题。实现了无人直升机较高控制精度的向心回转控制。可设定向心回转半径，实现不同半径的向心回转，向心回转过程中，无人直升机能够按照预定的航迹运动，各个通道的运动协调一致。

Description

一种无人直升机向心回转控制方法

技术领域

本发明属于无人直升机飞行控制技术领域，具体涉及一种无人直升机向心回转控制方法。

背景技术

向心回转在有人机上属于常见的表演科目，同时也是无人直升机飞行表演效果极好的一项科目。在国内无人直升机上尚未有深入的研究与实际应用。向心回转是指机头指向圆心，以固定半径做匀速圆周运动的飞行模态，在ADS-33飞行品质规范中有明确的定义。无人直升机在对固定目标点进行全方位的侦查和监测时，采用向心回转方法是最为直接的。

发明内容

本发明的目的：为了解决上述问题，本发明提出了一种无人直升机向心回转控制方法，充分利用无人直升机的性能，实现无人直升机不同半径下的向心回转运动。

本发明的技术方案：一种无人机向心回转控制方法，无人机的向心回转过程中，包含向心回转的启动、稳定及停止三个过程，所述三个过程中侧向通道、纵向通道、航向通道相互配合；

所述侧向通道采用侧向速度跟踪控制且放开侧向位置约束，所述侧向通道的侧向速度跟踪控制结构为：

δ_a＝δ_{a_in}+δ_{a_out}+δ_atrim

其中A_ycmd＝0，R_g为航向通道偏航角速率指令，Phi_cmd＝Phi_trim+Phi_Vy，其中Phi_trim为悬停状态下的滚转角配平值，Phi_Vy为当前侧飞速度下的滚转角配平值，V_y为侧向速度，Vy_cmd侧向速度指令，Vy_g为侧向速度控制指令，由Vy_cmd软化得到；

所述航向通道采用航向角指令控制，航向角指令根据当前位置与圆心位置的位置矢量方向确定，所述航向通道的航向角指令控制结构为：

其中，R_g为实际偏航角速率指令，R_cmd为向心回转时的偏航角速率配平值，R_var为R_cmd的软化值，Psi_g为当前点的航向指令，Psi为当前航向；和为航向通道PID控制参数；

所述纵向通道采用位置控制，纵向位置偏差由当前位置与圆心位置的距离确定；所述纵向通道的位置控制结构为：

δ_e＝δ_{e_in}+δ_{e_out}+δ_etrim

其中，θ_cmd＝θ_trim+θ_Vy为俯仰角给定值，其θ_trim为悬停状态下俯仰角配平值，θ_Vy为向心回转时的俯仰角额外配平值，V_x为纵向速度，dX为纵向位置偏差；

所述根据无人直升机最大侧向速度性能，给定侧向速度指令V_ycmd，根据回转半径可得到

R_var＝-V_yg/r*57.3

其中r为向心回转半径，由于无人直升机航向角速率性能限制，|R_cmd|≤R_max，因此，当|R_cmd|＞R_max时，令|R_cmd|＝R_max，计算得到

V_ycmd＝-R_cmdr/57.3

再根据式R_var＝-V_yg/r*57.3计算得到R_var。

优选地，在向心回转中，纵向速度和横向速度使用航向指令解算，即

V_x＝V_d cos(Psi_V-Psi_g)

V_y＝V_d sin(Psi_V-Psi_g)

其中Psi_V为地速方向。

本发明的技术效果：本发明一种无人直升机向心回转控制方法，实现了无人直升机较高控制精度的向心回转控制；可设定向心回转半径，实现不同半径的向心回转，向心回转过程中，无人直升机能够按照预定的航迹运动，各个通道的运动协调一致。

附图说明

图1为本发明一种直升机向心回转控制方法的一优选实施例的向心回转运动示意图；

图2为图1所示实施例的向心回转纵向受力情况示意图；

图3为图1所示实施例的向心回转速度解算示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，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更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”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保护范围的限制。

如图1所示向心回转是指无人直升机机头指向圆心，以固定半径做匀速圆周运动的飞行模态，在向心回转过程中，无人直升机的机头始终指向一个定点。

整个向心回转过程包含向心回转的启动、稳定和停止三个过程。在向心回转的启动、稳定和停止三个过程中需始终注意各个通道运动的匹配问题。

考虑到外界环境的干扰下各个通道的指令跟踪效果难以达到理想状态，本专利在向心回转过程中，侧向通道去除侧向位置约束，采用侧向速度跟踪控制，航向通道的航向角指令根据当前位置与圆心位置的位置矢量方向得到。纵向通道采用位置控制，纵向位置偏差根据当前位置与圆心位置的距离确定。

向心回转过程中，侧向通道采用速度跟踪控制，控制结构为：

δ_a＝δ_{a_in}+δ_{a_out}+δ_atrim (1)

其中δ_a为横向周期变距，A_ycmd＝0为侧向加速度指令，A_y为侧向加速度。Phi为滚转角，Phi_cmd＝Phi_trim+Phi_Vy，其中Phi_trim为悬停状态下的滚转角配平值，Phi_Vy为当前侧飞速度下的滚转角配平值。δ_atrim为悬停状态平衡的侧向周期变距，V_y为侧向速度，Vy_cmd为侧向速度指令，Vy_g为侧向速度控制指令，由Vy_cmd软化得到，和为侧向通道PID控制参数。

向心回转过程中，航向通道采用航向跟踪控制，控制结构为：

其中δ_r为尾桨距，δ_rtrim为悬停状态下的平衡尾桨距，R为实际偏航角速率，R_g为实际偏航角速率指令，R_cmd为向心回转时的偏航角速率配平值，R_var为R_cmd的软化值。Psi_g为当前点的航向指令，Psi为当前航向。和为航向通道PID控制参数。

向心回转过程中，纵向通道采用纵向位置跟踪控制，控制结构为：

δ_e＝δ_{e_in}+δ_{e_out}+δ_etrim (6)

其中δ_e为纵向周期变距，θ为俯仰角，θ_cmd＝θ_trim+θ_Vy为俯仰角给定值，其θ_trim为悬停状态下俯仰角配平值，θ_Vy为向心回转时的俯仰角额外配平值。δ_etrim为悬停状态平衡的纵向周期变距，V_x为纵向速度，dX为纵向位置偏差。和为纵向通道PID控制参数。

在进行向心回转时，首先根据无人直升机最大侧向速度性能V_ymax，给定侧向速度指令V_ycmd＝V_ymax，根据回转半径可得到

R_var＝-V_yg/r*57.3 (10)

其中r为向心回转半径。由于无人直升机最大偏航角速率性能限制R_max，飞行中需满足|R_cmd|≤R_max，因此，当|R_cmd|＞R_max时，令|R_cmd|＝R_max，此时计算得到

V_ycmd＝-R_cmdr/57.3 (11)

由此得到侧向和航向通道的控制指令。

纵向通道受力情况如图2所示，可得到：

θ_Vy＝a tan(V_ygR_var/57.3g)*57.3 (12)

若采用机体轴系下的纵向地速和侧向地速，在向心回转时，航向由于外界扰动，很容易导致实际航向未能够及时跟上指令，此时侧向地速将受到影响，导致航向通道偏航角速率前馈指令R_var与侧向地速不匹配，进而导致实际航向与航向指令直接出现静差，即机头始终不指向圆心，引发纵向地速。此时的纵向地速需要通过纵向位置偏差dX产生的速度指令来进行补偿，也就是说会存在恒定的纵向位置偏差dX，达到一种不期望出现的稳定状态。因此，在向心回转中，纵向速度和横向速度均需要使用航向指令解算，即

V_x＝V_d cos(Psi_V-Psi_g)

V_y＝V_d sin(Psi_V-Psi_g)

其中Psi_V为地速方向。这样不仅能够保证纵向位置偏差dX最小，同时也能使得航向跟踪静差最小，保证机体始终指向圆心。

在向心回转过程中的前馈补偿量都是通过侧向速度解算得到，在向心回转结束时，通过给定Vy_cmd＝0，所有相应的前馈值根据Vy_g实时解算。

本发明一种无人直升机向心回转控制方法，向心回转过程中侧向采用速度跟踪控制，纵向和航向通道控制指令根据侧向速度指令和当前位置解算得到；纵向和侧向速度采用航向角指令解算，解决了纵向位置静差和航向角静差问题。实现了无人直升机较高控制精度的向心回转控制，可设定向心回转半径，实现不同半径的向心回转，向心回转过程中，无人直升机能够按照预定的航迹运动，各个通道的运动协调一致。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (2)

1.一种无人机向心回转控制方法，其特征在于：无人机的向心回转过程中，包含向心回转的启动、稳定及停止三个过程，所述三个过程中侧向通道、纵向通道、航向通道相互配合；

所述侧向通道采用侧向速度跟踪控制且放开侧向位置约束，所述侧向通道的侧向速度跟踪控制结构为：

δ_a＝δ_{a_in}+δ_{a_out}+δ_atrim

${\mathrm{\δ}}_{a\_in}=-K_a^{P}P+K_a^{Phi}({\mathrm{Phi}}_{cmd}-Phi)$

${\mathrm{\δ}}_{a\_out}=K_a^{Vy}({\mathrm{Vy}}_g-Vy)+K_a^{IVy}\∫({\mathrm{Vy}}_g-Vy)dt-K_a^{Ay}({\mathrm{Ay}}_{cmd}-Ay)$

其中A_ycmd＝0，R_g为航向通道偏航角速率指令，Phi_cmd＝Phi_trim+Phi_Vy，Phi_trim为悬停状态下的滚转角配平值，Phi_Vy为当前侧飞速度下的滚转角配平值，V_y为侧向速度，Vy_cmd侧向速度指令，Vy_g为侧向速度控制指令，由Vy_cmd软化得到；

所述航向通道采用航向角指令控制，航向角指令根据当前位置与圆心位置的位置矢量方向确定，所述航向通道的航向角指令控制结构为：

${\mathrm{\δ}}_r=-K_r^R(R_g-R)-K_r^{IR}\∫(R_g-R)dt+{\mathrm{\δ}}_{rtrim}$

$R_g=K_r^{Psi}({\mathrm{Psi}}_g-Psi)+R_{var}$

其中，R_g为实际偏航角速率指令，R_cmd为向心回转时的偏航角速率配平值，R_var为R_cmd的软化值，Psi_g为当前点的航向指令，Psi为当前航向；和为航向通道PID控制参数；

所述纵向通道采用位置控制，纵向位置偏差由当前位置与圆心位置的距离确定；所述纵向通道的位置控制结构为：

δ_e＝δ_{e_in}+δ_{e_out}+δ_etrim

${\mathrm{\δ}}_{e\_in}=K_e^{Q}Q-K_e^{\mathrm{\θ}}({\mathrm{\θ}}_{cmd}-\mathrm{\θ})$

${\mathrm{\δ}}_{e\_out}=h_e^{Vx}(V_{xvar}-V_x)+K_e^{IVx}\∫(V_{x\mathrm{var}}-V_x)dt$

$V_{xvar}=K_e^{dX}dX$

其中，θ_cmd＝θ_trim+θ_Vy为俯仰角给定值，θ_trim为悬停状态下俯仰角配平值，θ_Vy为向心回转时的俯仰角额外配平值，V_x为纵向速度，dX为纵向位置偏差；

所述根据无人直升机最大侧向速度性能，给定侧向速度指令V_ycmd，根据回转半径可得到

R_var＝-V_yg/r*57.3

其中r为向心回转半径，由于无人直升机航向角速率性能限制，需满足|R_cmd|≤R_max，

当|R_cmd|＞R_max时，令|R_cmd|＝R_max，计算得到

V_ycmd＝-R_cmdr/57.3

再根据式R_var＝-V_yg/r*57.3计算得到R_var。

2.根据权利要求1所述的一种无人直升机同心控制方法，其特征在于：在向心回转中，纵向速度和横向速度均需要使用航向指令解算，即

V_x＝V_d cos(Psi_V-Psi_g)

V_y＝V_d sin(Psi_V-Psi_g)

其中Psi_V为地速方向。