CN108549406B - 直升机航向控制方法、装置及可读存储介质 - Google Patents

直升机航向控制方法、装置及可读存储介质 Download PDF

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CN108549406B CN201810481577.7A CN201810481577A CN108549406B CN 108549406 B CN108549406 B CN 108549406B CN 201810481577 A CN201810481577 A CN 201810481577A CN 108549406 B CN108549406 B CN 108549406B
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Abstract

本公开涉及一种直升机航向控制方法、装置及可读存储介质，所述直升机设置有控制尾旋翼转动的尾旋翼电机，所述方法包括：获取直升机的目标航向；根据所述直升机的航向状态测量值，确定所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值；根据所述目标航向，所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，确定所述尾旋翼电机的控制量；以所述尾旋翼电机的控制量控制所述尾旋翼电机工作。上述直升机航向控制方法，实现简便，电机响应快，且具有良好的抵抗外部扰动的能力，进而提高了航向控制的精确度。

Description

直升机航向控制方法、装置及可读存储介质
技术领域
本公开涉及直升机控制，具体地，涉及一种直升机航向控制方法、装置及可读存储介质。
背景技术
直升机设置有主旋翼和尾旋翼，在飞行过程中，通过尾旋翼产生侧向推力抵消主旋翼产生的反扭矩，从而保证直升机在飞行过程中不自旋，同时通过尾旋翼来控制直升机的航向。通常来讲，直升机的主旋翼和尾旋翼动力来自于直升机的主动力装置，主动力装置将动力输出至减速器，然后通过传动机构驱动主旋翼和尾旋翼转动。另外，为了实现尾旋翼对航向的调整，需要设置变距机构来调整尾旋翼的桨距角。
由于减速器、传动机构以及变距机构增加了直升机的重量，以及需要较高的维护成本，因此，相关技术中，采用独立电机直接驱动定距尾旋翼，通过PID(proportion，integral，derivative，比例积分微分)控制来进行航向控制。但由于定距尾旋翼只能产生一个方向的推力，且PID控制涉及参数较多，调节过程复杂且需要的时间较长，因此会影响航向调节的精确度以及实时性。
发明内容
为了克服相关技术中的技术问题，本公开实施例提供一种直升机航向控制方法、装置及可读存储介质。
根据本公开实施例的第一方面，提供一种直升机航向控制方法，所述直升机设置有控制尾旋翼转动的尾旋翼电机，所述方法包括：
获取直升机的目标航向；
根据所述直升机的航向状态测量值，确定所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值；
根据所述目标航向，所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，确定所述尾旋翼电机的控制量；
以所述尾旋翼电机的控制量控制所述尾旋翼电机工作。
可选地，在所述获取直升机的目标航向之前，所述方法还包括：
获取所述直升机的期望航向；
所述获取直升机的目标航向，包括：
对所述期望航向进行柔化处理，确定所述目标航向。
可选地，所述对所述期望航向进行柔化处理，确定所述目标航向包括：
根据以下公式对所述期望航向进行柔化处理，获取所述目标航向：
Figure BDA0001665667620000021
其中，k表示当前采样和控制周期，k+1表示下一采样和控制周期，v0为所述期望航向，v1为所述目标航向，v2以及fh为中间参数，r0和h0为与所述直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数。
可选地，所述根据所述直升机的航向状态测量值，确定所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，包括：
确定与所述航向状态对应的目标控制器的目标控制量；
根据所述直升机的航向状态测量值，以及所述目标控制量，采用以下公式确定所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值：
Figure BDA0001665667620000031
其中，k表示当前采样和控制周期，k+1表示下一采样和控制周期，z1为所述航向状态的估计值，z2为与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，x为所述航向状态测量值，u为所述目标控制量，e为中间参数，h，β01，β02，b0为与所述直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数。
可选地，所述确定与所述航向状态对应的目标控制器的目标控制量，包括：
根据所述目标航向，所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，采用以下公式确定所述目标控制器的初始控制量：
Figure BDA0001665667620000032
其中，v1为所述目标航向，u0为所述目标控制器的初始控制量，r为与所述直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数，e1为中间参数；
根据与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，采用以下公式对所述初始控制量进行补偿，确定所述目标控制器的目标控制量：
Figure BDA0001665667620000033
其中，u为所述目标控制器补偿后的控制量，b为与所述直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数。
可选地，所述确定所述尾旋翼电机的控制量，包括：
根据所述目标控制量，以及电机控制补偿器的预设补偿传递函数，确定所述尾旋翼电机的控制量。
根据本公开实施例的第二方面，提供一种直升机航向控制装置，所述直升机设置有控制尾旋翼转动的尾旋翼电机，所述直升机航向控制装置包括：
第一获取模块，用于获取直升机的目标航向；
第一确定模块，用于根据所述直升机的航向状态测量值，确定所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值；
第二确定模块，用于根据所述目标航向，所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，确定所述尾旋翼电机的控制量；
控制模块，用于以所述尾旋翼电机的控制量控制所述尾旋翼电机工作。
可选地，所述装置还包括：
第二获取模块，用于获取所述直升机的期望航向；
所述第一获取模块，包括：
确定子模块，用于对所述期望航向进行柔化处理，确定所述目标航向。
可选地，所述第一获取模块，包括：
第一处理子模块，用于根据以下公式对所述期望航向进行柔化处理，获取所述目标航向：
Figure BDA0001665667620000041
其中，k表示当前采样和控制周期，k+1表示下一采样和控制周期，v0为所述期望航向，v1为所述目标航向，v2以及fh为中间参数，r0和h0为与所述直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数。
可选地，所述第一确定模块，包括：
第二处理子模块，用于确定与所述航向状态对应的目标控制器的目标控制量；
第三处理子模块，用于根据所述直升机的航向状态测量值，以及所述目标控制量，采用以下公式确定所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值：
Figure BDA0001665667620000051
其中，k表示当前采样和控制周期，k+1表示下一采样和控制周期，z1为所述航向状态的估计值，z2为与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，x为所述航向状态测量值，u为所述目标控制量，e为中间参数，h，β01，β02，b0为与所述直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数。
可选地，所述第二确定模块，包括：
第四处理子模块，用于根据所述目标航向，所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，采用以下公式确定所述目标控制器的初始控制量：
Figure BDA0001665667620000052
其中，v1为所述目标航向，u0为所述目标控制器的初始控制量，r为与所述直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数，e1为中间参数；
第五处理子模块，用于根据与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，采用以下公式对所述初始控制量进行补偿，确定所述目标控制器的目标控制量：
Figure BDA0001665667620000053
其中，u为所述目标控制器补偿后的控制量，b为与所述直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数。
可选地，所述第二确定模块，包括：
第六处理子模块，用于根据所述目标控制量，以及电机控制补偿器的预设补偿传递函数，确定所述尾旋翼电机的控制量。
根据本公开实施例的第三方面，提供一种直升机航向控制装置，所述直升机航向控制装置包括：
存储器，其上存储有计算机程序；
处理器，用于执行所述存储器中的所述计算机程序，以实现本公开实施例第一方面提供的直升机航向控制方法的步骤。
根据本公开实施例的第四方面，提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现本公开实施例第一方面提供的直升机航向控制方法的步骤。
根据本公开实施例的第五方面，提供一种计算机程序产品，当其在计算机上运行时，使得该计算机执行时实现本公开实施例第一方面提供的直升机航向控制方法的步骤。
本公开实施例中，获取直升机的目标航向，根据所述直升机的航向状态测量值，确定所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，根据所述目标航向，所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，确定所述尾旋翼电机的控制量，并根据所述尾旋翼电机的控制量控制所述尾旋翼电机工作。本公开实施例提供了一种新的直升机航向控制方法，相较于现有的PID控制，实现起来较为简便，电机响应快，且由于本方案考虑到未建模扰动对航向控制的影响，因此本公开实施例中的直升机航向控制方法具有良好的抵抗外部扰动的能力，进而提高了航向控制的精确度。
本公开实施例的其他特征和优点将在随后的具体实施方式部分予以详细说明。
附图说明
附图是用来提供对本公开的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与下面的具体实施方式一起用于解释本公开，但并不构成对本公开的限制。在附图中：
图1为本公开一示例性实施例示出的一种直升机航向控制方法的流程图。
图2为本公开一示例性实施例示出的一种串级控制器的示意图。
图3为本公开一示例性实施例示出的与直升机航向控制对应的控制器示意图。
图4为本公开一示例性实施例示出的本公开提供的直升机航向控制方法与PID航向控制方法效果的对比示意图。
图5为PID航向控制方法下的航向角速度的控制效果示意图。
图6为本公开提供的直升机航向控制方法下的航向角速度的控制效果示意图。
图7为本公开一示例性实施例示出的PID控制方法与本公开提供的直升机航向控制方法产生的控制信号示意图。
图8为本公开一示例性实施例示出的控制信号局部放大的示意图。
图9为本公开一示例性实施例示出的一种直升机航向控制装置示意图。
图10为本公开一示例性实施例示出的一种直升机航向控制装置的框图。
具体实施方式
以下结合附图对本公开的具体实施方式进行详细说明。应当理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于说明和解释本公开，并不用于限制本公开。
如图1所示，为本公开一示例性实施例示出的一种直升机航向控制方法的流程图，该方法可以包括以下步骤。
在步骤S11中，获取直升机的目标航向；
在步骤S12中，根据直升机的航向状态测量值，确定航向状态的估计值，以及与航向状态对应的未建模扰动的估计值；
在步骤S13中，根据目标航向，航向状态的估计值，以及与航向状态对应的未建模扰动的估计值，确定尾旋翼电机的控制量；
在步骤S14中，以尾旋翼电机的控制量控制尾旋翼电机工作。
应理解的是，直升机中设置有控制主旋翼旋转的主旋翼电机，以及控制尾旋翼旋转的尾旋翼电机，从而实现对主旋翼和尾旋翼动力的分开控制。本公开实施例中的尾旋翼电机的输出轴与定距尾旋翼转动轴直接相连，能够直接驱动定距尾旋翼。
本公开实施例中，直升机的目标航向可以是驾驶员手动输入的航向，也可以是直升机根据飞行路线生成的航向，还可以是将航向控制器外部输入的航向进行处理后得到的航向，目标航向可以根据实际需要来进行设置，本公开实施例不做具体限定。对应的，可以通过多种方式来获取目标航向，例如，通过检测针对航向输入装置的输入操作获取，通过检测自动生成的航向来获取，等等。
本公开实施例中，根据独立电机直接驱动定距尾旋翼直升机的航向动力学特性，对直升机的航向状态以及与航向状态对应的未建模扰动进行估计。航向状态可以根据实际需要进行选取，在一个实施例中，航向状态包括直升机的航向以及航向角速度，根据航向测量值，确定航向的估计值，以及航向通道未建模扰动的估计值，同时根据航向角速度测量值，确定航向角速度的估计值，以及航向角速度通道未建模扰动的估计值。计算航向状态的估计值以及未建模扰动的估计值的目的在于，能够通过扰动补偿的方式消除高阶航向动力学特性及外部扰动对航行的影响，提高航向控制的效果。
在获得了目标航向，航向状态的估计值以及未建模扰动的估计值后，进一步确定尾旋翼电机的控制量。尾旋翼电机的控制量可以根据实际需要进行设置，在一个实施例中，尾旋翼电机的控制量可以为航向角速度，根据航向角速度来调整电机的转速。在本公开实施例中，尾旋翼电机的控制量可以为对未建模扰动进行补偿后的控制量，这样，以尾旋翼电机的控制量控制尾旋翼电机转动，能够使直升机在航向控制中有良好的抵抗外部扰动的能力，例如阵风对直升机的扰动。
可选地，在获取直升机的目标航向之前，方法还可以包括：获取直升机的期望航向；获取直升机的目标航向，可以包括：对期望航向进行柔化处理，确定目标航向。柔化处理可以包括多种处理方式，例如加权平均、滤波处理等。在本公开实施例中，根据以下公式对期望航向进行柔化处理，获取目标航向：
Figure BDA0001665667620000091
其中，k表示当前采样和控制周期，k+1表示下一采样和控制周期，v0为期望航向，v1为目标航向，v2以及fh为中间参数，r0和h0为与直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数。
本公开实施例中，期望航向可以是航向控制器外部输入的航向，由于外部输入的航向与当前航向相比，变化速度有可能较快，超出了尾旋翼电机的响应范围，如尾旋翼电机发生饱和，因此，需要安排过渡过程对期望航向进行柔化，使其变化速率处于合理范围，安排过渡过程后得到的新的航向(上述公式中的v1)即为目标航向。在安排过渡过程中，v1与v2的初始状态v1(0)和v2(0)可以根据需要进行设定，例如，将v1(0)和v2(0)均设为0。
应理解的是，独立电机直接驱动尾旋翼的航向动力学特性使用如下二阶积分系统进行描述：
Figure BDA0001665667620000092
其中，x1为航向，x2为航向角速度，ω1对应x1的未建模扰动，即航向未建模扰动，ω2对应x2的未建模扰动，即航向角速度未建模扰动，u为目标控制器的控制量，b为航向特性参数。
本公开实施例中，对上述航向动力学特性中的x1、x2、ω1、ω2进行估计，以通过扰动补偿的方式消除高阶航向动力学特性及外部扰动对航向控制的影响。可选地，根据直升机的航向状态测量值，确定航向状态的估计值，以及与航向状态对应的未建模扰动的估计值，可以包括：确定与航向状态对应的目标控制器的目标控制量；根据直升机的航向状态测量值，以及目标控制量，采用以下公式确定航向状态的估计值，以及与航向状态对应的未建模扰动的估计值：
Figure BDA0001665667620000101
其中，k表示当前采样和控制周期，k+1表示下一采样和控制周期，z1为航向状态的估计值，z2为与航向状态对应的未建模扰动的估计值，x为航向状态测量值，u为目标控制量，e为中间参数，h，β01，β02，b0为与直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数。
在上述公式中，z1为对x1或x2的估计，z2为对ω1或ω2的估计。z1与z2的初始状态z1(0)和z2(0)，可以根据实际需要进行设定，例如，z1(0)和z2(0)均为0，u(0)也可以根据实际需要进行设定，但需要与施加到系统的实际控制量相同，一般将u(0)设为0。
可选地，确定与航向状态对应的目标控制器的目标控制量，包括：根据目标航向，航向状态的估计值，以及与航向状态对应的未建模扰动的估计值，采用以下公式确定目标控制器的初始控制量：
Figure BDA0001665667620000102
其中，v1为目标航向，u0为目标控制器的初始控制量，r为与直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数，e1为中间参数；
根据与航向状态对应的未建模扰动的估计值，采用以下公式对初始控制量进行补偿，确定目标控制器的目标控制量：
Figure BDA0001665667620000111
其中，v1为所述目标航向，u为目标控制器补偿后的控制量，b为与直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数。
本公开实施例中，目标控制器与航向状态对应，在一个实施例中，航向状态为航向，那么目标控制器可以为航向控制器，航向状态为航向角速度，那么目标控制器可以为航向角速度控制器。根据航向状态的数量，目标控制器可以为一个或多个。通过上述公式设计目标控制器，将未建模扰动进行补偿，提升了电机的控制精度，同时也提高了抗扰动能力。
由于现有技术中尾旋翼电机对控制信号相应较慢，为了提升航向控制整体的快速性，在本公开实施例中，可以设置电机补偿控制器，加快尾旋翼电机对期望控制信号的响应速度。可选地，确定尾旋翼电机的控制量，可以包括：根据目标控制量，以及电机控制补偿器的预设补偿传递函数，确定尾旋翼电机的控制量。
在一个实施例中，电机控制补偿器的预设补偿传递函数的连续系统形式如下所示：
Figure BDA0001665667620000112
其中，a、Q为需要根据电机的特性进行调整的参数，s为电机控制补偿器的输入。
为了更好的理解本公开实施例中的直升机航向控制方法，下面以串级控制器为例来对本公开实施例中的方法进行说明，请参考图2，为本公开一示例性实施例示出的一种串级控制器的示意图。在图2中，直升机中设置有航向控制器、航向角速度控制器、以及电机控制补偿器，三者串级连接，需要说明的是，设置电机控制补偿器，能够提高尾旋翼电机对期望控制信号的响应速度。
在图2中，航向状态包括航向以及航向角速度。在该实施例中，首先通过航向控制器对直升机的期望航向进行处理，包括安排过渡处理、航向以及航向未建模扰动估计，以及航向控制器的目标控制量确定，接下来，将航向控制器的目标控制量作为航向角速度控制器的输入，即图2中的期望航向角速度，航向角速度控制器根据期望航向角速度以及航向角速度的测量值，对航向角速度以及航向角速度未建模扰动进行估计，确定出航向角速度控制器的目标控制量，并将航向角速度控制器的目标控制量作为电机控制补偿器的输入，即图2中的电机控制量，最后，电机控制补偿器通过预设补偿传递函数对电机控制量进行处理，得到补偿后的电机控制量，以使尾旋翼电机根据该补偿后的电机控制量进行转动，调整直升机的航向。
进一步的，为了对本公开实施例提供的直升机航向控制方法进行说明，在图2的基础上，本公开实施例还提供一种细化的控制器示意图，如图3所示，为本公开一示例性实施例示出的与直升机航向控制对应的控制器示意图，在该实施例中，直升机中设置有航向控制器，航向扰动补偿器，航向角速度控制器，航向角速度扰动补偿器，以及电机控制补偿器。
在图3中，航向状态包括航向以及航向角速度。如图3所示，一方面，在航向状态为航向时，对于航向控制器外部输入的期望航向，需要进行柔化处理，即安排过渡过程，应理解的是，本实施例中的航向控制方法面向数字控制器，因此下面的公式均采用离散形式描述，为便于表述，省略离散形式公式中的k以及k+1，如需带有采样和控制周期的公式，请参考上文，这里就不再赘述了。安排过渡过程采用以下公式实现：
Figure BDA0001665667620000131
其中，v0为期望航向，v1为目标航向，v2以及fh为中间参数，r0和h为与直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数。安排过渡过程最终输出v1。
另外，根据航向测量值，通过图3中的状态及扰动估计(航向)，对航向以及航向未建模扰动进行估计，采用以下公式：
Figure BDA0001665667620000132
其中，x1为航向测量值，z11，z12分别为航向估计值以及航向通道未建模扰动的估计值，u1为航向控制器的目标控制量，h1，β11，β12，b1为调节参数。
将目标航向v1、z11、z12输入至航向控制器，采用以下公式确定航向控制器的初始控制量：
Figure BDA0001665667620000133
再将u01以及z11、z12输入至航向扰动补偿器，r1为与所述直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数，根据以下公式得到补偿后的目标控制量：
Figure BDA0001665667620000134
其中，u1为航向的目标控制量，即串级控制器中的期望航向角速度，u01为未进行扰动补偿的航向初始控制量。
另一方面，在航向状态为航向角速度时，根据航向角速度测量值，通过图3中的状态及扰动估计(航向角速度)，对航向角速度以及航向角速度未建模扰动进行估计，采用以下公式：
Figure BDA0001665667620000141
其中，x2为航向角速度测量值，z21、z22分别为航向角速度估计值以及航向角速度通道未建模扰动的估计值，u2为航向角速度控制器的目标控制量，h2，β21，β22，b2为调节参数。
将z21、z22、u1输入至航向角速度控制器，采用以下公式确定航向角速度控制器的初始控制量：
Figure BDA0001665667620000142
再将u02、z21、z22输入至航向角速度扰动补偿器，r2为与所述直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数，根据以下公式得到补偿后的目标控制量：
Figure BDA0001665667620000143
其中，u2为航向角速度的目标控制量，u02为未进行扰动补偿的航向角速度初始控制量。
为了提升具有独立电机直接驱动定距尾旋翼的直升机航向控制的快速性和精度，增加电机控制补偿器，设电机控制补偿器的采样周期为T，则其离散形式如下所示：
Figure BDA0001665667620000144
其中，u3为补偿后的电机控制量，即转速控制信号，(u3)-1为上一采样周期时的补偿后的电机控制量，u2为航向角速度的目标控制量，(u2)-1为上一采样周期时的航向角速度的目标控制量，a,Q为电机控制补偿器参数。
为了表明本公开实施例提供的直升机航向控制方法的效果，将本公开实施例提供的直升机航向控制方法与PID航向控制的效果进行了对比。在仿真过程中，本公开实施例采用以下模型模拟具有独立电机直接驱动定距尾旋翼的直升机航向的动力学特性：
Figure BDA0001665667620000151
其中，x1为航向，x2为航向角速度，ω＝ω1+ω2，ω1<0，用来模拟直升机主旋翼产生的反扭矩，ω2为扰动，u为电机输出值，um为电机控制信号输入，b、c、d为参数。
另外，在上述模型基础上，对u做出以下定义：
u＝sat(u)
函数sat(·)的定义如下：
Figure BDA0001665667620000152
应理解的是，sat(·)能够用来模拟独立电机直接驱动定距尾旋翼只能产生一个方向推理的特点，且能够模拟电机的转速限制，即，使电机转速只能在归一化后的0和1之间。
如图4所示，为本公开一示例性实施例示出的本公开提供的直升机航向控制方法与PID航向控制方法效果的对比示意图，在图4中，虚线表示期望航向，点线为安排过渡过程后的目标航向，点划线为PID航向控制方法下的实际航向，实现为本公开实施例直升机航向控制方法下的实际航向。由图可知，本公开实施例提供的方法可以很好的实现正负航向的跟踪，而PID控制无法达到这一效果，且对正负航向的跟踪效果也有差异，而这恰恰是由于独立电机直接驱动定距尾旋翼只能产生一个方向的推力造成的。
图5为PID航向控制方法下的航向角速度的控制效果示意图，图6为本公开提供的直升机航向控制方法下的航向角速度的控制效果示意图，其中，虚线为期望值，实线为实际值。由仿真结果可知，本公开提供的直升机航向控制方法可以实现航向角速度对期望值的良好跟踪，而PID控制器的跟踪效果不理想。造成PID控制方法跟踪效果不理想的原因有两点，第一点为PID控制方法自身的局限性，第二点为PID航向控制器计算的航向角速度期望跳动太大，导致超出电机的响应能力范围。其中，针对第二点，本公开实施例提供的安排过渡过程能够有效解决该问题，由图4和图6可知，安排过渡过程后的目标航向、以及基于目标航向计算的航向角速度期望均较为平滑，便于电机驱动定距尾旋翼进行跟踪。
图7为本公开一示例性实施例示出的PID控制方法与本公开提供的直升机航向控制方法产生的控制信号示意图，图8为控制信号局部放大的示意图。图中的点线为PID控制方法计算的控制信号，虚线为本公开实施例提供的直升机航向控制方法计算的控制信号。由图7可知，采用PID控制算法时，控制信号出现了正饱和与负饱和现象，而采用本公开实施例提供的方法没有出现正饱和，且负饱和的时间也比采用PID控制方法的时间短。需要说明的是，负饱和不可避免，因为独立电机直接驱动尾旋翼只能产生一个方面，即正方面的推力，为跟踪负航向，只能采用电动机负饱和停转的方法，通过直升机主旋翼产生的负扭矩跟踪负航向。
进一步的，如图8所示，采用本公开实施例提供的直升机航向控制方法，与采用本公开实施例提供的直升机航向控制方法但未采用电机补偿器的控制信号相比，采用电机补偿器后，控制信号有明显的超前特性，从而加快了采用独立电机直接驱动定距尾旋翼的直升机的响应速度。
如图9所示，为本公开一示例性实施例示出的一种直升机航向控制装置示意图，直升机设置有控制尾旋翼转动的尾旋翼电机，直升机航向控制装置可以包括：
第一获取模块91，用于获取直升机的目标航向；
第一确定模块92，用于根据直升机的航向状态测量值，确定航向状态的估计值，以及与航向状态对应的未建模扰动的估计值；
第二确定模块93，用于根据目标航向，航向状态的估计值，以及与航向状态对应的未建模扰动的估计值，确定尾旋翼电机的控制量；
控制模块94，用于以尾旋翼电机的控制量控制尾旋翼电机工作。
可选地，装置还包括：
第二获取模块，用于获取直升机的期望航向；
第一获取模块91，包括：
确定子模块，用于对期望航向进行柔化处理，确定目标航向。
可选地，第一获取模块91，包括：
第一处理子模块，用于根据以下公式对期望航向进行处理，获取目标航向：
Figure BDA0001665667620000171
其中，k表示当前采样和控制周期，k+1表示下一采样和控制周期，v0为期望航向，v1为目标航向，v2以及fh为中间参数，r0和h0为与直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数。
可选地，第一确定模块92，包括：
第二处理子模块，用于确定与航向状态对应的目标控制器的目标控制量；
第三处理子模块，用于根据直升机的航向状态测量值，以及目标控制量，采用以下公式确定航向状态的估计值，以及与航向状态对应的未建模扰动的估计值：
Figure BDA0001665667620000181
其中，k表示当前采样和控制周期，k+1表示下一采样和控制周期，z1为航向状态的估计值，z2为与航向状态对应的未建模扰动的估计值，x为航向状态测量值，u为目标控制量，e为中间参数，h，β01，β02，b0为与直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数。
可选地，第二确定模块93，包括：
第四处理子模块，用于根据目标航向，航向状态的估计值，以及与航向状态对应的未建模扰动的估计值，采用以下公式确定目标控制器的初始控制量：
Figure BDA0001665667620000182
其中，v1为目标航向，u0为目标控制器的初始控制量，r为与直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数，e1为中间参数；
第五处理子模块，用于根据与航向状态对应的未建模扰动的估计值，采用以下公式对初始控制量进行补偿，确定目标控制器的目标控制量：
Figure BDA0001665667620000183
其中，u为目标控制器补偿后的控制量，b为与直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数。
可选地，第二确定模块93，包括：
第六处理子模块，用于根据目标控制量，以及电机控制补偿器的预设补偿传递函数，确定尾旋翼电机的控制量。
关于上述实施例中的装置，其中各个模块执行操作的具体方式已经在有关该方法的实施例中进行了详细描述，此处将不做详细阐述说明。
基于同一发明构思，本公开实施例还提供一种直升机航向控制装置，该直升机航向控制装置包括：存储器，其上存储有计算机程序；处理器，用于执行存储器中的计算机程序，以实现本公开提供的直升机航向控制方法的步骤。
如图10所示，为本公开一示例性实施例示出的一种直升机航向控制装置1000的框图，该直升机航向控制装置可以包括以下一个或多个组件：处理组件1001、存储器1002、通信组件1003。
处理组件1001通常控制装置1000的整体操作，处理组件1001可以包括一个或多个处理器1010来执行指令，以完成出直升机航向控制方法的全部或部分步骤。此外，处理组件1001可以包括一个或多个模块，便于处理组件1001和其他组件之间的交互。
存储器1002被配置为存储各种类型的数据以支持在装置1000的操作。这些数据的示例包括用于在装置1000上操作的任何应用程序或方法的指令。存储器1002可以由任何类型的易失性或非易失性存储设备或者它们的组合实现，如静态随机存取存储器(SRAM)，电可擦除可编程只读存储器(EEPROM)，可擦除可编程只读存储器(EPROM)，可编程只读存储器(PROM)，只读存储器(ROM)，磁存储器，快闪存储器。
通信组件1003被配置为便于装置1000和其他设备之间有线或无线方式的通信。
在示例性实施例中，装置1000可以被一个或多个应用专用集成电路(ASIC)、数字信号处理器(DSP)、数字信号处理设备(DSPD)、可编程逻辑器件(PLD)、现场可编程门阵列(FPGA)、控制器、微控制器、微处理器或其他电子元件实现，用于执行直升机航向控制方法。
基于同一发明构思，本公开实施例还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序指令，该程序指令被处理器执行时实现本公开实施例提供的直升机航向控制方法的步骤。例如，计算机可读存储介质可以是ROM、随机存取存储器(RAM)、CD-ROM、磁带、软盘和光数据存储设备等。
以上结合附图详细描述了本公开的优选实施方式，但是，本公开并不限于上述实施方式中的具体细节，在本公开的技术构思范围内，可以对本公开的技术方案进行多种简单变型，这些简单变型均属于本公开的保护范围。
另外需要说明的是，在上述具体实施方式中所描述的各个具体技术特征，在不矛盾的情况下，可以通过任何合适的方式进行组合，为了避免不必要的重复，本公开对各种可能的组合方式不再另行说明。
此外，本公开的各种不同的实施方式之间也可以进行任意组合，只要其不违背本公开的思想，其同样应当视为本公开所公开的内容。

Claims (8)

1.一种直升机航向控制方法，其特征在于，所述直升机设置有控制尾旋翼转动的尾旋翼电机，所述尾旋翼为定距尾旋翼，所述方法包括：
获取直升机的目标航向；
根据所述直升机的航向状态测量值，确定所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，其中，所述航向状态包括所述直升机的航向以及航向角速度；
根据所述目标航向，所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，确定所述尾旋翼电机的控制量；
以所述尾旋翼电机的控制量控制所述尾旋翼电机工作；
在所述获取直升机的目标航向之前，所述方法还包括：
获取所述直升机的期望航向；
所述获取直升机的目标航向，包括：
对所述期望航向进行柔化处理，确定所述目标航向；
其中，所述对所述期望航向进行柔化处理，确定所述目标航向包括：
根据以下公式对所述期望航向进行柔化处理，获取所述目标航向：
Figure FDA0003149184860000011
其中，k表示当前采样和控制周期，k+1表示下一采样和控制周期，v0为所述期望航向，v1为所述目标航向，v2以及fh为中间参数，r0和h0为与所述直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数；
所述根据所述直升机的航向状态测量值，确定所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，包括：
确定与所述航向状态对应的目标控制器的目标控制量；
根据所述直升机的航向状态测量值，以及所述目标控制量，确定所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值；
所述确定与所述航向状态对应的目标控制器的目标控制量，包括：
根据所述目标航向，所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，采用以下公式确定所述目标控制器的初始控制量：
Figure FDA0003149184860000021
其中，v1为所述目标航向，u0为所述目标控制器的初始控制量，r为与所述直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数，e1为中间参数，z1为所述航向状态的估计值；
根据与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，采用以下公式对所述初始控制量进行补偿，确定所述目标控制器的目标控制量：
Figure FDA0003149184860000022
其中，u为所述目标控制器补偿后的控制量，b为与所述直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数，z2为与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值。
2.根据权利要求1所述的直升机航向控制方法，其特征在于，其中，所述根据所述直升机的航向状态测量值，以及所述目标控制量，确定所述航向状态的估计值所采用的公式如下：
Figure FDA0003149184860000023
其中，k表示当前采样和控制周期，k+1表示下一采样和控制周期，x为所述航向状态测量值，u为所述目标控制量，e为中间参数，h，β01，β02，b0为与所述直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数。
3.根据权利要求1所述的直升机航向控制方法，其特征在于，所述确定所述尾旋翼电机的控制量，包括：
根据所述目标控制量，以及电机控制补偿器的预设补偿传递函数，确定所述尾旋翼电机的控制量。
4.一种直升机航向控制装置，其特征在于，所述直升机设置有控制尾旋翼转动的尾旋翼电机，所述尾旋翼为定距尾旋翼，所述直升机航向控制装置包括：
第一获取模块，用于获取直升机的目标航向；
第一确定模块，用于根据所述直升机的航向状态测量值，确定所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，其中，所述航向状态包括所述直升机的航向以及航向角速度；
第二确定模块，用于根据所述目标航向，所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，确定所述尾旋翼电机的控制量；
控制模块，用于以所述尾旋翼电机的控制量控制所述尾旋翼电机工作；
所述装置还包括：
第二获取模块，用于获取所述直升机的期望航向；
所述第一获取模块，包括：
确定子模块，用于对所述期望航向进行柔化处理，确定所述目标航向；其中，所述第一获取模块，包括：
第一处理子模块，用于根据以下公式对所述期望航向进行柔化处理，获取所述目标航向：
Figure FDA0003149184860000041
其中，k表示当前采样和控制周期，k+1表示下一采样和控制周期，v0为所述期望航向，v1为所述目标航向，v2以及fh为中间参数，r0和h0为与所述直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数；
所述第一确定模块，包括：
第二处理子模块，用于确定与所述航向状态对应的目标控制器的目标控制量；
第三处理子模块，用于根据所述直升机的航向状态测量值，以及所述目标控制量，确定所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值；
所述第二确定模块，包括：
第四处理子模块，用于根据所述目标航向，所述航向状态的估计值，以及与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，采用以下公式确定所述目标控制器的初始控制量：
Figure FDA0003149184860000042
其中，v1为所述目标航向，u0为所述目标控制器的初始控制量，r为与所述直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数，e1为中间参数，z1为所述航向状态的估计值；
第五处理子模块，用于根据与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值，采用以下公式对所述初始控制量进行补偿，确定所述目标控制器的目标控制量：
Figure FDA0003149184860000051
其中，u为所述目标控制器补偿后的控制量，b为与所述直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数，z2为与所述航向状态对应的未建模扰动的估计值。
5.根据权利要求4所述的直升机航向控制装置，其特征在于，所述根据所述直升机的航向状态测量值，以及所述目标控制量，确定所述航向状态的估计值所采用的公式如下：
Figure FDA0003149184860000052
其中，k表示当前采样和控制周期，k+1表示下一采样和控制周期，x为所述航向状态测量值，u为所述目标控制量，e为中间参数，h，β01，β02，b0为与所述直升机的航向特性以及期望控制品质对应的调节参数。
6.根据权利要求4所述的直升机航向控制装置，其特征在于，所述第二确定模块，包括：
第六处理子模块，用于根据所述目标控制量，以及电机控制补偿器的预设补偿传递函数，确定所述尾旋翼电机的控制量。
7.一种直升机航向控制装置，其特征在于，所述直升机航向控制装置包括：
存储器，其上存储有计算机程序；
处理器，用于执行所述存储器中的所述计算机程序，以实现权利要求1-3中任一项所述方法的步骤。
8.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理器执行时实现权利要求1-3中任一项所述方法的步骤。
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