CN110905671B - 无人直升机动力控制方法及直升机 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种无人直升机动力控制方法及直升机，所述无人直升机动力控制方法包括以下步骤：获取当前飞行状态下的大气压力值、当前发动机的进气压力值、旋翼的操纵量和发动机当前的转速，核准标准大气压值、设定的额定转速和地面标定的节气门开度随桨距变化的曲线的斜率；根据获取的所述大气压力值确定涡轮旁通阀的预设开度；确定修正系数和调整系数。根据本发明的无人直升机动力控制方法，能够使直升机的发动机转速稳定控制与发动机动力输出不因海拔高度而降低，有利于保证直升机在高原的升力性能以及转速的稳定性。

Description

无人直升机动力控制方法及直升机
技术领域
本发明涉及航空技术领域，尤其是涉及一种无人直升机动力控制方法及直升机。
背景技术
无人直升机的升限主要由发动机的高原性能决定，目前为保证无人直升机满足高原飞行的需求，通常采用增加发动机在高海拔地区的输出功率的方法。在相关技术中，通过使用增压的方案来提升活塞式发动机的高原输出功率，即通过增压使其高原最大输出功率能够恢复到平原状态从而提升直升机的高原特性。
由于直升机会在任何海拔执行飞行任务，因此传统的定压比会导致发动机的外特性(额定转速下的功率随节气门开度变化曲线)发生变化，不利于直升机的旋翼转速控制与飞行控制。另外由于直升机的旋翼性能也会随着飞行海拔的增加，进而导致随着海拔的变化，相同桨距下旋翼的需用功率也会发生改变，此时在旋翼转速控制方面如果依然采用地面标定的旋翼特性曲线作为参考将产生较大偏差，进而导致直升机旋翼转速控制效果下降。因此，上述技术存在改进空间。
发明内容
本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明的一个目的在于提出一种无人直升机动力控制方法，所述无人直升机动力控制方法，能够使直升机的发动机转速稳定控制与发动机动力输出不因海拔高度而降低，有利于保证直升机在高原的升力性能以及转速的稳定性。
本发明还提出了一种采用上述无人直升机动力控制方法的直升机。
根据本发明实施例的无人直升机动力控制方法包括以下步骤：获取当前飞行状态下的大气压力值、当前发动机的进气压力值、旋翼的操纵量和发动机当前的转速，核准标准大气压值、设定的额定转速和地面标定的节气门开度随桨距变化的曲线的斜率；根据获取的所述大气压力值确定涡轮旁通阀的预设开度；确定修正系数和调整系数。
根据本发明的无人直升机动力控制方法，能够使直升机的发动机转速稳定控制与发动机动力输出不因海拔高度而降低，有利于保证直升机在高原的升力性能以及转速的稳定性。
根据本发明一个实施例的无人直升机动力控制方法，通过所述大气压力值和所述进气压力值实现对压比的控制，通过得到的所述进气压力值并利用发动机的反馈控制调节涡轮旁通阀的开度。
根据本发明一个实施例的无人直升机动力控制方法，所述反馈控制采用积分控制器进行调节。
根据本发明一个实施例的无人直升机动力控制方法，通过所述大气压力值、所述旋翼的操纵量、所述发动机当前的转速和所述设定的额定转速实现对发动机转速的控制。
根据本发明一个实施例的无人直升机动力控制方法，通过当前总距操纵量和前一周期总距操纵量的差值得到预定的节气门开度，通过测量的所述大气压力值的修正，确定所述修正系数。
根据本发明一个实施例的无人直升机动力控制方法，通过所述大气压力值和所述标准大气压值的比值确定所述修正系数。
根据本发明一个实施例的无人直升机动力控制方法，通过所述地面标定的节气门开度随桨距变化的曲线的斜率和所述大气压力值的比值确定所述调整系数。
根据本发明一个实施例的无人直升机动力控制方法，所述发动机当前的转速采用转速反馈控制，所述转速反馈控制通过PID控制实现。
根据本发明的第二方面的直升机，采用如第一方面任一种所述的无人直升机动力控制方法进行控制，还包括：大气压力值传感器、进气压力值传感器和ECU模块，所述大气压力值通过所述大气压力值传感器获得，所述进气压力值通过所述进气压力值传感器或所述ECU模块获得。所述直升机与上述的无人直升机动力控制方法相对于现有技术所具有的优势相同，在此不再赘述。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1是根据本发明实施例的发动机转速控制的流程图；
图2是根据本发明实施例的无人直升机动力控制方法的流程图；
图3是根据本发明实施例的发动机压比控制的流程图。
附图标记：
1-发动机，2-大气压力值传感器，3-进气压力值传感器，4-ECU模块。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其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。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“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的限制。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接或可以互相通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
下面参考图1-图3描述根据本发明实施例的无人直升机动力控制方法。根据本发明实施例的无人直升机动力控制方法包括以下步骤：获取当前飞行状态下的大气压力值、当前发动机1的进气压力值、旋翼的操纵量和发动机1当前的转速，核准标准大气压值、设定的额定转速和地面标定的节气门开度随桨距变化的曲线的斜率；根据获取的大气压力值确定涡轮旁通阀的预设开度；确定修正系数和调整系数。
也就是说，首先通过当前飞行状态下的大气压力值和当前发动机1的进气压力值可以确定发动机1压比控制和发动机节气门开度控制；然后根据大气压力值可以确定的涡轮旁通阀的预设开度，根据进气压力值可以确定反馈控制，通过涡轮旁通阀的预设开度和反馈控制可以调整涡轮旁通阀的开度，最终调整发动机1的输出功率。这样可以实现在进气压力值恒定的基础上，保证在不同海拔情况下，发动机1相同的节气门开度对应的输出功率相同。
相关技术中，传统的定压比方法会导致发动机的外特性(即额定转速下的功率随节气门开度变化曲线)发生变化，不利于直升机的旋翼转速控制与飞行控制；另外由于直升机的旋翼性能也会随着飞行海拔的增加而变化，即相同桨距下旋翼的需用功率随着飞行海拔的增加也会发生改变，此时在旋翼转速控制方面如果依然采用地面标定的旋翼特性曲线作为参考将产生较大偏差，导致直升机旋翼转速控制效果下降。在本发明实施例的无人直升机动力控制方法中，发动机1压比控制和发动机节气门开度控制可以随大气压力值和进气压力值的变化而变化，这样可以实现在不同海拔高度对发动机1压比控制和发动机1节气门开度控制进行调节，进而能够保证直升机输出功率特性和旋翼特性的稳定性，从而能够使直升机的发动机转速稳定控制与发动机动力输出不因海拔高度而降低，有利于保证直升机在高原的升力性能以及转速的稳定性。
根据本发明的无人直升机动力控制方法，通过涡轮旁通阀的预设开度，能够使直升机的发动机转速稳定控制与发动机动力输出不因海拔高度而降低，有利于保证直升机在高原的升力性能以及转速的稳定性。
根据本发明一个实施例的无人直升机动力控制方法，如图3所示，通过大气压力值和进气压力值实现对压比的控制，通过得到的进气压力值并利用发动机1的反馈控制调节涡轮旁通阀的开度。具体地，对压比的控制和涡轮旁通阀的开度可以随大气压力值和进气压力值的变化而变化，这样有利于在不同海拔情况下，发动机相同的节气门开度对应的输出功率相同。进一步地，反馈控制采用积分控制器进行调节，这样可以避免高海拔大气压力的变化带宽低对进气压力值的影响，进而保证反馈控制的准确性。
根据本发明一个实施例的无人直升机动力控制方法，通过大气压力值、旋翼的操纵量、发动机1当前的转速和设定的额定转速实现对发动机1转速的控制。具体地，如图1所示，可以根据当前的总距操纵量和上一控制周期的总距操纵量得到预定的节气门开度变化值，对比地面标定的节气门开度随桨距变化的曲线预测指定操纵量下的节气门开度值，计算出两个桨距操纵量下的节气门开度差值，然后通过大气压力值对节气门开度差值修正得到修正系数。在另一个具体实施例中，也可以通过大气压力值和标准大气压值的比值确定修正系数。进一步地，反馈控制通过地面标定的节气门开度随桨距变化的曲线的斜率和大气压力值的比值确定调整系数。具体地，发动机1当前的转速采用转速反馈控制，转速反馈控制通过PID控制实现。进一步地，通过确定的修正系数和调整系数可以调整发动机1的输出功率，进而保证在不同海拔情况下发动机1转速均可稳定控制直升机飞行的平稳。
综上所述，根据本发明的无人直升机动力控制方法，具有以下几点优势：第一，通过当前飞行状态下的大气压力值和当前发动机1的进气压力值可以确定发动机1压比控制和发动机节气门开度控制，进而能够保证直升机输出功率特性和旋翼特性的稳定性，从而保证直升机从平原到高原不同海拔高度飞行的稳定性；第二，通过当前飞行状态下的大气压力值可以对修正系数和调整系数进行调整，从而保证在不同海拔情况下发动机1转速均可稳定控制直升机飞行的平稳性。
本发明第二方面还提供了一种直升机，该直升机采用如第一方面任一种的无人直升机动力控制方法进行控制，如图2和图3所示，还包括：大气压力值传感器2、进气压力值传感器3和ECU模块4，具体地，大气压力值可以通过大气压力值传感器2获得，进气压力值可以通过进气压力值传感器3或ECU模块4获得，例如，在一个具体实施例中，进气压力值可以通过进气压力值传感器3获得；在另一个具体实施例中，进气压力值可以通过ECU模块4获得。进一步地，大气压力值传感器2、进气压力值传感器3可以集成在ECU模块4中，这样不需要增加额外的传感器，有利于降低成本。综上，本发明第二方面的直升机具有在不同海拔情况下飞行更平稳等优点。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示意性实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (5)

1.一种无人直升机动力控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
获取当前飞行状态下的大气压力值、当前发动机的进气压力值、旋翼的操纵量和发动机当前的转速，核准标准大气压值、设定的额定转速和地面标定的节气门开度随桨距变化的曲线的斜率；
根据获取的所述大气压力值确定涡轮旁通阀的预设开度；
确定修正系数和调整系数；
其中，所述修正系数和所述调整系数均用于调整发动机的输出功率；
通过当前总距操纵量和前一周期总距操纵量的差值得到预定的节气门开度，通过测量的所述大气压力值的修正，确定所述修正系数，或者通过所述大气压力值和所述标准大气压值的比值确定所述修正系数；
通过所述地面标定的节气门开度随桨距变化的曲线的斜率和所述大气压力值的比值确定所述调整系数；
另外，通过所述大气压力值和所述进气压力值实现对压比的控制，通过得到的所述进气压力值并利用发动机的反馈控制调节涡轮旁通阀的开度；
通过所述大气压力值、所述旋翼的操纵量、所述发动机当前的转速和所述设定的额定转速实现对发动机转速的控制。
2.根据权利要求1所述的无人直升机动力控制方法，其特征在于，所述反馈控制采用积分控制器进行调节。
3.根据权利要求1所述的无人直升机动力控制方法，其特征在于，所述发动机当前的转速采用转速反馈控制，所述转速反馈控制通过PID控制实现。
4.一种直升机，其特征在于，采用根据权利要求1-3中任一项所述的无人直升机动力控制方法进行控制。
5.根据权利要求4所述的直升机，其特征在于，还包括：大气压力值传感器、进气压力值传感器和ECU模块，所述大气压力值通过所述大气压力值传感器获得，所述进气压力值通过所述进气压力值传感器或所述ECU模块获得。
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