CN112147881A - 一种无人自转旋翼机起飞控制方法 - Google Patents

一种无人自转旋翼机起飞控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明一种无人自转旋翼机起飞控制方法，用于无人自转旋翼机起飞。无人自转旋翼机起飞时，发动机通过预转机构驱动旋翼转动至预定转速，预转机构快速断开，桨盘后倾至最大角度，刹车松开，发动机油门开启至最大，开始滑跑，滑跑中保持桨盘后倾角度直至前轮抬起，机身俯仰角大于预定值后，迅速减小桨盘后倾角度至预定值，并根据机身姿态角及升降速度在一定范围内调整，一定时间后，空速、高度大于预定值后开始爬升，高度超过预定高度后，起飞结束，进入爬升模态，并接入航迹控制。

Description

一种无人自转旋翼机起飞控制方法
技术领域
本发明涉及无人自旋翼机飞行控制领域，具体的，是涉及一种无人自转旋翼机起飞控制方法。
背景技术
无人自转旋翼机是一种新型的旋翼类无人自旋翼机，依靠前飞来流驱动旋翼自转产生升力，动力系统推力克服前飞阻力，具有结构简单、安全性高、经济性好等特点。
无人自转旋翼机的起降控制是飞行控制的关键部分，其中起飞阶段由于存在前轮抬起、快速压桨盘等动作，气动非线性强，与固定翼起飞控制存在较大区别。无人自转旋翼机起飞时，前轮胎气后需要压桨盘，压桨盘过大可能导致升力不足，飞机触地；压桨盘过小，飞机可能后翻，均可能导致起飞失败。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服了现有技术的不足，提供了一种无人自转旋翼机起飞控制策略及方法，用于无人自转旋翼机的起飞控制。
本发明的技术方案是：一种无人自转旋翼机起飞控制方法，该方法包括如下步骤：
(1)、接收地面站发送的起飞指令，进入预起飞模态，开启刹车，初始化设置起飞姿态角和机场高度；所述起飞姿态角包括起飞时刻的俯仰角、偏航角、滚转角；
(2)、进入旋翼预转流程，控制发动机通过预转机构驱动旋翼转动，进入步骤(3)；
(3)、每隔预设的第一起飞控制时间，判断旋翼是否预转成功，是，则控制预转机构断开预转，并进入滑跑模态，执行步骤(4)，否则重复执行步骤(3)，直至旋翼预转成功后转入步骤(4)；
(4)、滑跑模态中的具体控制方式为：
(4.1)、控制桨盘后倾至最大角度，松开刹车，发动机油门开启至最大，采用三轮滑跑控制律控制前轮转向和方向舵共同进行滑跑纠偏控制，无人自转旋翼机开始滑跑，滑跑中无人自转旋翼机地速稳定上升，当无人自转旋翼机滑跑速度大于滑跑速度设定值时，进入步骤(4.2)；
(4.2)、开启纵向角速率控制律，控制无人自转旋翼机的姿态，防止俯仰角超差，更新机场高度，使无人自转旋翼机地速继续稳定上升，当无人自转旋翼机地速大于第二地速设定值且俯仰角相对于步骤(1)初始的俯仰角时大于第一俯仰角度设定值时，进入步骤(4.3)；
(4.3)、控制桨盘以预设的角度变化速率后倾，直至桨盘后倾角达到第一后倾角设定值，进入步骤(4.4)；
(4.4)、采用两轮滑跑控制律控制方向舵和副翼进行滑跑纠偏控制，采用纵向姿态控制律控制无人自转旋翼机的俯仰角，采用横侧向的姿态控制律控制无人自转旋翼机的滚转角；
(4.5)、判断离地高度和地速，当离地高度大于第一离地高度设定值且地速大于第三地速设定值或者离地高度大于第二离地高度设定值，则进入步骤(4.6)，否则，重复步骤(4.5)；
(4.6)、控制前轮和方向舵退出滑跑纠偏控制过程，发送俯仰角指令使得俯仰角为第一俯仰角设定值，桨盘后倾角保持第一桨盘后倾角设定值，控制方向舵参与航向控制；
(4.7)、判断离地高度是否大于第三离地高度设定值且空速大于第一空速设定值，若是进入爬升模态，执行步骤(5)，否则，重复执行步骤(4.7)；
(5)、控制方向舵退出航向控制，开启桨盘横向参与航向控制，控制无人自转旋翼机保持空速飞行，直到离地高度是否大于第四离地高度设定值，进入航迹导航模态，执行步骤(6)；
(6)、控制无人自转旋翼机飞至第一个航迹点，开始航迹导航。
所述步骤(3)执行过程中不断检测地面站发送的结束起飞指令，一旦检测到结束起飞指令，则结束起飞控制流程，否则，重复执行步骤(3)。
所述步骤(4.2)实时判断无人自转旋翼机开始滑跑到无人自转旋翼机地速大于第一地速设定值的时长是否小于第一时间设定值，如果不小于，则认为发动机工作不正常，执行发动机关机操作，退出起飞控制流程，否则，在步骤(4.2)中继续执行。
于执行所述步骤(2)～步骤(4.2)的同时执行如下步骤：
判断地速是否大于第二地速设定值，若大于第二地速设定值，则不执行侧偏距保护、偏航角保护、待飞距保护以及俯仰角保护操作；若不大于第二地速设定值，则执行侧偏距保护、偏航角保护、待飞距保护以及俯仰角保护操作；具体的侧偏距保护、偏航角保护、待飞距保护以及俯仰角保护操作如下：
(a)、判断侧偏距、偏航角、待飞距、俯仰角是否超出各自相应的预设门限，任意一项超出该项对应的预设门限，则认为无人自转旋翼机工作不正常，执行发动机关机操作，退出起飞控制流程；否则，重复执行本步骤(a)。
所述发动机关机操作为：
发送关闭发动机指令，维持桨盘后倾角，采用俯仰角PD控制律控制俯仰角在预设的门限内，使无人自转旋翼机持续减速，直到无人自转旋翼机地速小于第四地速设定值后开启刹车，控制无人自转旋翼机进一步减速，直到无人自转旋翼机地速小于第五地速设定值后控制桨盘后倾至0°。
所述三轮滑跑控制律如下所示：
δy＝KzΔz+Kywyωy+Kpsi(Φpsi-Φpsig)
δn＝KzΔz+Kywyωy+Kpsi(Φpsi-Φpsig)
其中，Kz、Kpsi、Kywy分别为侧偏距增益、偏航角增益、偏航角速率增益，Δz为侧偏距偏差，ωy为偏航角速率反馈值，Φpsi速度航向角反馈值，Φpsig为速度航向角给定值，δy为方向舵输出量，δn为前轮转向舵机输出量。
所述纵向角速率控制如下：
Figure BDA0002649569720000041
其中，δe为升降舵输出量，
Figure BDA0002649569720000042
为俯仰角速率反馈增益，Q为俯仰角速率，etrim起飞滑跑段旋翼倾角配平值。
所述两轮滑跑控制律如下：
δy＝KzΔz+Kywyωy+Kpsi(Φpsi-Φpsig)
δx＝Kγ(γ-γg)
其中，δy为方向舵输出量，δx为副翼输出量，Kγ滚转角反馈增益，γ为滚转角反馈值，γg为滚转角给定量；Kz、Kpsi、Kywy分别为侧偏距增益、偏航角增益、偏航角速率增益，Δz为侧偏距偏差，ωy为偏航角速率反馈值，Φpsi速度航向角反馈值，Φpsig为速度航向角给定值。
所述纵向姿态控制律如公式：
Figure BDA0002649569720000043
其中，
Figure BDA0002649569720000044
分别为俯仰角速率反馈增益、俯仰角反馈增益，θg为俯仰角给定量，θ为旋翼机反馈的俯仰角，Q为旋翼机反馈的俯仰角速率。
所述横侧向的姿态控制律为：
Figure BDA0002649569720000045
其中，δx为副翼输出量，
Figure BDA0002649569720000046
分别为滚转角速率反馈增益、滚转角反馈增益、滚转角积分增益，
Figure BDA0002649569720000047
为滚转角反馈，
Figure BDA0002649569720000048
为滚转角指令，P为横侧向角速率反馈值，atrim为副翼配平值。
所述旋翼预转流程步骤如下：
(2.1)、控制油门怠速工作，等待第一预转时间段之后，进入步骤(2.2)；
(2.2)、判断发动机转速是否小于第一预转发动机转速门限，若否，则降低油门，等待第二预转时间段之后，重复执行本步骤；若是，则，等待第三预转时间段之后，接通旋翼预转离合器，进入步骤(2.3)；
(2.3)、判断旋翼转速，当旋翼转速大于第一预转旋翼转速门限时刻距离接通旋翼预转离合器时刻的时间大于第四预设预转时间段，则进入步骤(2.4)；否则，认为预转流程失败，关闭发动机，退出旋翼预转流程；
(2.4)、计算并给出旋翼转速指令；根据旋翼转速反馈与旋翼转速指令计算并给出油门指令，进入步骤(2.5)；
(2.5)、判断条件(a)～(c)任意一项满足，则旋翼预转油门停止增加，并快速断开预转机构，进入步骤(2.6)；否则，执行步骤(2.5)；
(a)、发动机油门大于预转门限；
(b)、旋翼转速大于第二预转旋翼转速门限并持续预设的第五预设预转时间段；
(c)、发动机转速大于第二预转发动机转速门限并持续预设的第六预设预转时间段；
(2.6)、判断旋翼转速是否大于第三预转旋翼转速门限，且发动机转速大于第三预转发动机转速门限，是，则认为旋翼预转流程成功，结束；若否，旋翼预转流程失败，关闭发动机，结束；
所述旋翼转速指令为：
Figure BDA0002649569720000051
Ng为旋翼转速的指令值，
Figure BDA0002649569720000052
ntrim分别为二次项系数权值、一次项系数权值、旋翼转速的常值偏移量，t为从接通旋翼预转离合器时刻到当前时刻的时间。
油门指令控制律为：
Figure BDA0002649569720000053
其中，δth为油门的指令值，
Figure BDA0002649569720000054
分别为旋翼转速变化率反馈增益、旋翼转速反馈增益、旋翼转速积分增益，N为旋翼转速反馈值，Ng为旋翼转速指令值。
本发明与现有技术相比有益效果为：
(1)、本发明系统全面的提出了中大型无人自转旋翼机起飞控制策略及方法，实现了中大型无人自转旋翼机的全自动起飞控制流程，相比现有技术中的手动起飞和半自动起飞方法，在满足具有安全策略保护的前提下，简化了操作过程，可以拥有一键起飞的强大功能。
(2)、本发明提出了全自动预转的控制策略和方法，实现了自转旋翼无人机起飞前的预转流程，保证了全自动起飞流程的完整性。
(3)、本发明采用基于二次函数输出旋翼转速指令的方法，保证了飞控计算机输出预转控制指令同人工操控飞机预转指令的一致性。
(4)、本发明应用预转油门指令根据旋翼转速反馈与旋翼转速指令进行PID计算的控制方法，有效的提高了油门跟踪旋翼转速的控制精度。
附图说明
图1为本发明实施例起飞控制策略流程图；
图2为本发明实施例预转流程图。
具体实施方式
以下结合附图和实施例对本发明进行详细说明。
本发明提供了一种无人自转旋翼机起飞控制方法，该方法包括如下步骤：
(1)、接收地面站发送的起飞指令，进入预起飞模态，开启刹车，避免在开始滑跑前移动，初始化设置起飞姿态角和机场高度；所述起飞姿态角包括起飞时刻的俯仰角、偏航角、滚转角；
(2)、进入旋翼预转流程，控制发动机通过预转机构驱动旋翼转动，进入步骤(3)；
所述旋翼预转流程步骤如下：
(2.1)、控制油门怠速工作，等待第一预转时间段之后，进入步骤(2.2)；本发明某一具体实施例中，油门怠速工作时，油门初值为5％，油门调整量为0，第一预转时间段为10秒。
(2.2)、判断发动机转速是否小于第一预转发动机转速门限，若否，则降低油门，等待第二预转时间段之后，重复执行本步骤；若是，则，等待第三预转时间段之后，接通旋翼预转离合器，进入步骤(2.3)；本发明某一具体实施例中，第一预转发动机转速门限为2000rpm，每次降低油门的步进量为0.5％，第二预转时间段为5秒，第三预转时间段为15秒。
(2.3)、判断旋翼转速，当旋翼转速大于第一预转旋翼转速门限时刻距离接通旋翼预转离合器时刻的时间大于第四预设预转时间段，则进入步骤(2.4)；否则，认为预转流程失败，关闭发动机，退出旋翼预转流程；本发明某一具体实施例中，第一预转旋翼转速门限为130rpm，第四预设预转时间段为15秒。
(2.4)、计算并给出旋翼转速指令；根据旋翼转速反馈与旋翼转速指令计算并给出油门指令，进入步骤(2.5)；
旋翼转速指令计算如公式：
Figure BDA0002649569720000071
Ng为旋翼转速的指令值，
Figure BDA0002649569720000072
ntrim分别为二次项系数权值、一次项系数权值、旋翼转速的常值偏移量，t为从接通旋翼预转离合器时刻到当前时刻的时间。
油门指令控制律如公式：
Figure BDA0002649569720000073
其中，δth为油门的指令值，
Figure BDA0002649569720000074
分别为旋翼转速变化率反馈增益、旋翼转速反馈增益、旋翼转速积分增益，N为旋翼转速反馈值，Ng为旋翼转速指令值。
(2.5)、判断条件(a)～(c)任意一项满足，则旋翼预转油门停止增加，并快速断开预转机构，进入步骤(2.6)；否则，执行步骤(2.5)；优选地，预转机构快速断开时间控制在0.5s以内。
(a)、发动机油门大于第一预转油门门限；本发明某一具体实施例中，所述第一预转油门门限为20％；
(b)、旋翼转速大于第二预转旋翼转速门限并持续预设的第五预设预转时间段；本发明某一具体实施例中，第二预转旋翼转速门限为200rpm，第五预设预转时间段为2秒；
(c)、发动机转速大于第二预转发动机转速门限并持续预设的第六预设预转时间段；本发明某一具体实施例中，第二预转发动机转速门限为2800rpm，第六预设预转时间段为2秒。
(2.6)、判断旋翼转速是否大于第三预转旋翼转速门限，且发动机转速大于第三预转发动机转速门限，是，则认为旋翼预转流程成功，结束；若否，旋翼预转流程失败，关闭发动机，结束；本发明某一具体实施例中，第三预转旋翼转速门限为200rpm，第三预转发动机转速门限为2400rpm。
(3)、每隔预设的第一起飞控制时间，判断旋翼是否预转成功，是，则控制预转机构断开预转，并进入滑跑模态，执行步骤(4)，否则重复执行步骤(3)，直至旋翼预转成功后转入步骤(4)；在本发明某一具体实施例中，所述第一起飞控制时间为1s；
(4)、滑跑模态中的具体控制方式为：
(4.1)、控制桨盘后倾至最大角度，松开刹车，发动机油门开启至最大，采用三轮滑跑控制律控制前轮转向和方向舵共同进行滑跑纠偏控制，无人自转旋翼机开始滑跑，滑跑中无人自转旋翼机地速稳定上升，当无人自转旋翼机滑跑速度大于滑跑速度设定值时，进入步骤(4.2)；
所述滑跑纠偏控制是指：无人自旋翼机起飞滑跑或者着陆滑跑的过程中，控制无人自旋翼机沿跑道中线滑跑的控制律叫滑跑纠偏控制律，简称纠偏控制。在本发明某一具体实施例中，所述滑跑速度设定值为2m/s。
所述三轮滑跑控制律如下所示：
δy＝KzΔz+Kywyωy+Kpsi(Φpsi-Φpsig)
δn＝KzΔz+Kywyωy+Kpsi(Φpsi-Φpsig)
其中，Kz、Kpsi、Kywy分别为侧偏距增益、偏航角增益、偏航角速率增益，Δz为侧偏距偏差，ωy为偏航角速率反馈值，Φpsi速度航向角反馈值，Φpsig为速度航向角给定值，δy为方向舵输出量，δn为前轮转向舵机输出量。
在这个步骤过程中，为了安全起见，增加如下步骤：
实时判断无人自转旋翼机地速到达第一地速设定值的时间是否超过预设的时间(例如5s)，是，则认为判断发动机工作状态正常，否则认为发动机推力不足，发动机工作状态异常，执行发动机关机操作。所述第一地速设定值(8m/s)根据起飞离地速度设计值考虑安全余量确定，例如，将起飞离地速度设计值乘以一个系数，如0.8，或减去一个固定值如起飞离地速度减去3m/s。在本发明的某一具体实施例中，所述第一地速设定值8m/s。
(4.2)、根据纵向角速率控制律，控制无人自转旋翼机的姿态，防止俯仰角超差，更新机场高度，使无人自转旋翼机地速继续稳定上升，当无人自转旋翼机地速大于第二地速设定值且俯仰角相对于步骤(1)初始的俯仰角时大于第一俯仰角度设定值时，进入步骤(4.3)；本发明某一具体实施例中，第一俯仰角度设定值一般可取4°～6°；
无人自旋翼机每次起飞前需要保存机场的海拔高度，无人自旋翼机的实际海拔高度减去机场海拔高度可以得出飞机相对地面的高度，用于无人自旋翼机起飞过程高度控制，目的是减小高度误差。
所述纵向角速率控制如下：
Figure BDA0002649569720000091
其中，δe为升降舵输出量，
Figure BDA0002649569720000092
为俯仰角速率反馈增益，Q为俯仰角速率，etrim起飞滑跑段旋翼倾角配平值。
(4.3)、控制桨盘以预设的角度变化速率后倾，直至桨盘后倾角达到第一后倾角设定值，进入步骤(4.4)；优选的，控制桨盘后倾至最大、松开刹车以及发动机油门加至最大同时动作。
在本发明某一具体实施例中，所述预设的角度变化速率为15°/秒～20°/秒。所述第一桨盘后倾角设定值不能过小或过大，避免飞机重新触地或后翻，其值可由试验确定或采用计算方法得出如CFD(计算流体力学)、叶素理论、自由尾迹。
(4.4)、采用两轮滑跑控制律控制方向舵和副翼进行滑跑纠偏控制，采用纵向姿态控制律控制无人自转旋翼机的俯仰角，采用横侧向的姿态控制律控制无人自转旋翼机的滚转角；
三轮滑跑和两轮滑跑纠偏控制有细微区别，因为无人自旋翼机随着滑跑速度的增加，机翼产生的升力也增加，速度大到一定程度后，飞机会抬起前轮转入2轮滑跑模式，直至起飞。三轮滑跑过程中采用前轮转向和方向舵同时纠偏的控制方式，两轮滑跑只采用方向舵就行纠偏控制。
所述两轮滑跑控制律如下：
δy＝KzΔz+Kywyωy+Kpsi(Φpsi-Φpsig)
δx＝Kγ(γ-γg)
其中，δy为方向舵输出量，δx为副翼输出量，Kγ滚转角反馈增益，γ为滚转角反馈值，γg为滚转角给定量；Kz、Kpsi、Kywy分别为侧偏距增益、偏航角增益、偏航角速率增益，Δz为侧偏距偏差，ωy为偏航角速率反馈值，Φpsi速度航向角反馈值，Φpsig为速度航向角给定值。
所述纵向姿态控制律如公式：
Figure BDA0002649569720000101
其中，
Figure BDA0002649569720000102
分别为俯仰角速率反馈增益、俯仰角反馈增益，θg为俯仰角给定量，θ为旋翼机反馈的俯仰角，Q为旋翼机反馈的俯仰角速率。
所述横侧向的姿态控制律为：
Figure BDA0002649569720000103
其中，δx为副翼输出量，
Figure BDA0002649569720000104
分别为滚转角速率反馈增益、滚转角反馈增益、滚转角积分增益，
Figure BDA0002649569720000105
为滚转角反馈，
Figure BDA0002649569720000106
为滚转角指令，P为横侧向角速率反馈值，atrim为副翼配平值。
(4.5)、判断离地高度和地速，当离地高度大于第一离地高度设定值且地速大于第三地速设定值或者离地高度大于第二离地高度设定值，则进入步骤(4.6)，否则，重复步骤(4.5)；
所述第二地速设定值为起飞决断速度。起飞决断速度通常是个常值，由仿真分析或者实际飞行所确定。
(4.6)、控制前轮和方向舵退出滑跑纠偏控制过程，发送俯仰角指令使得俯仰角为第一俯仰角设定值，桨盘后倾角保持第一桨盘后倾角设定值，控制方向舵参与航向控制；
无人自旋翼机刚起飞离地后，方向舵参与航向控制，即利用方向舵来改变飞机的飞行航向，此时不用滚转间接控制航向，是为了防止飞机离地高度较低时，大的滚转角引起飞机的横侧向失稳，随着起飞流程的继续进行，高度增加(如＞30米)会关闭方向舵航向控制。
(4.7)、判断离地高度是否大于第三离地高度设定值且空速大于第一空速设定值，若是进入爬升模态，执行步骤(5)，否则，重复执行步骤(4.7)；
(5)、控制方向舵退出航向控制过程，开启桨盘横向参与航向控制过程，控制无人自转旋翼机保持空速飞行，直到离地高度是否大于第四离地高度设定值，进入航迹导航模态，执行步骤(6)；
无人自旋翼机利用旋翼桨盘控制无人自旋翼机的俯仰和滚转控制，在空中飞行过程中，可以利用桨盘控制无人自旋翼机的滚转角来间接控制航向，此时方向舵不再控制航向飞行。
(6)、控制无人自转旋翼机飞至第一个航迹点，开始航迹导航。
优选地，所述步骤(3)执行过程中不断检测地面站发送的结束起飞指令，一旦检测到结束起飞指令，则结束起飞控制流程，否则，重复执行步骤(3)。
优选地，所述步骤(4.2)实时判断无人自转旋翼机开始滑跑到无人自转旋翼机地速大于第一地速设定值的时长是否小于第一时间设定值，如果不小于，则认为发动机工作不正常，执行发动机关机操作，退出起飞控制流程，否则，在步骤(4.2)中继续执行。
优选地，执行所述步骤(2)～步骤(4.2)的同时执行如下步骤：
判断地速是否大于第二地速设定值，若大于第二地速设定值，则不执行侧偏距保护、偏航角保护、待飞距保护以及俯仰角保护操作；若不大于第二地速设定值，则执行侧偏距保护、偏航角保护、待飞距保护以及俯仰角保护操作；具体的侧偏距保护、偏航角保护、待飞距保护以及俯仰角保护操作如下：
判断侧偏距、偏航角、待飞距、俯仰角是否超出各自相应的预设门限，任意一项超出该项对应的预设门限，则认为无人自转旋翼机工作不正常，执行发动机关机操作，退出起飞控制流程；否则，重复执行本步骤。
所述发动机关机操作为：
发送关闭发动机指令，维持桨盘后倾角，采用俯仰角PD控制律控制俯仰角在预设的门限内，使无人自转旋翼机持续减速，直到无人自转旋翼机地速小于第四地速设定值后开启刹车，控制无人自转旋翼机进一步减速，直到无人自转旋翼机地速小于第五地速设定值后控制桨盘后倾至0°。
实施例：
如图1所示，本发明提供了一种无人自转旋翼机起飞控制方法，该方法以研制的某型500kg级无人自转旋翼机机为例，步骤如下：
(1)准备起飞，进入预起飞模态，开启刹车，初始化起飞姿态角，初始化机场高度，同时开启侧偏距保护(±5m)、偏航角保护(±15m)、待飞距保护(200m)以及俯仰角保护(0°)；
(2)侧偏距保护、偏航角保护、待飞距保护以及俯仰角保护触发，判断地速是否大于10m/s，若大于10m/s，退出保护逻辑；若不大于10m/s，则进入步骤7；
(3)旋翼预转，判断旋翼预转流程是否成功，若不成功进入第4步，若成功进入第5步；
(4)发送结束起飞指令，退出起飞逻辑，关闭发动机；
(5)接入三轮滑跑控制律，桨盘后倾至22°，松开刹车，油门开启至115％，计时器开启，开始滑跑，滑跑速度大于2m/s时加入纵向角速率控制，第二次更新机场高度；
(6)地速大于8m/s时刻，判断计时器数值是否小于5s，如不小于，说明发动机工作不正常，则进入第7步，如小于，说明发动机工作正常，则进入第8步；
(7)发送关闭发动机指令，维持桨盘后倾角22°，俯仰角PD控制律开启，地速小于5m/s后开启刹车，地速小于0.1m/s后桨盘后倾至0°，退出起飞逻辑；
(8)判断地速是否大于10m/s，若大于进入第9步；
(9)判断俯仰角增加值是否大于4°，若是进入第10步；
(10)桨盘后倾角以软化速度15°/秒后倾至15°，接入两轮滑跑控制律，俯仰角PD控制律开启，滚转角PID控制律开启；
(11)判断离地高度大于离地3m且地速大于16m/s或离地高度大于8m，若是进入第12步；
(12)结束起飞滑跑，前轮和方向舵退出纠偏控制，发送俯仰角指令0°，桨盘后倾角保持15°，方向舵参与航向控制；
(13)判断离地高度是否大于30m且空速大于25m/s，若是进入第14步；
(14)进入爬升模态，方向舵关闭航向控制，桨盘横向开启航向控制，开启空速保持控制；
(15)判断离地高度是否大于70m，若是进入第16步；
(16)切入1号航迹点，开启航迹导航，开启高度管理。
如图2所示，所述旋翼预转流程步骤如下：
(a)旋翼预转开始，油门初值5％，油门调整量清零，计时器清零，延时10秒；
(b)判断发动机转速是否小于2000rpm，若否，降低0.5％油门并延时5秒再次判断；若是，计时器大于15秒后接通旋翼预转离合器，计时器清零；
(c)判断旋翼转速大于130rpm时计时器是否小于15秒，若否，预转流程失败，关闭发动机，若是，进入第4步；
(d)计时器清零，旋翼转速指令根据二次函数计算得出，油门指令根据旋翼转速反馈与旋翼转速指令进行PID计算得出；
(e)判断发动机油门值大于20％，或旋翼转速大于200RPM持续时间2秒，或发动机转速大于2800rpm持续时间2秒，或计时器大于15秒，则旋翼预转油门停止增加，并快速断开预转机构；
(f)判断旋翼转速是否大于200rpm，且发动机转速大于2400rpm，若是旋翼预转流程成功，若否，旋翼预转流程失败，关闭发动机。
本发明所阐述的内容为该领域具体应用的一个实例，但任何熟知的该领域的专业人员，应明确本发明包含但不限于本实例，在此基础上所做的任何改动都属于本发明知识和技术产权保护范围之内。

Claims (13)

1.一种无人自转旋翼机起飞控制方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)、接收地面站发送的起飞指令，进入预起飞模态，开启刹车，初始化设置起飞姿态角和机场高度；所述起飞姿态角包括起飞时刻的俯仰角、偏航角、滚转角；
(2)、进入旋翼预转流程，控制发动机通过预转机构驱动旋翼转动，进入步骤(3)；
(3)、每隔预设的第一起飞控制时间，判断旋翼是否预转成功，是，则控制预转机构断开预转，并进入滑跑模态，执行步骤(4)，否则重复执行步骤(3)，直至旋翼预转成功后转入步骤(4)；
(4)、滑跑模态中的具体控制方式为：
(4.1)、控制桨盘后倾至最大角度，松开刹车，发动机油门开启至最大，采用三轮滑跑控制律控制前轮转向和方向舵共同进行滑跑纠偏控制，无人自转旋翼机开始滑跑，滑跑中无人自转旋翼机地速稳定上升，当无人自转旋翼机滑跑速度大于滑跑速度设定值时，进入步骤(4.2)；
(4.2)、开启纵向角速率控制律，控制无人自转旋翼机的姿态，防止俯仰角超差，更新机场高度，使无人自转旋翼机地速继续稳定上升，当无人自转旋翼机地速大于第二地速设定值且俯仰角相对于步骤(1)初始的俯仰角时大于第一俯仰角度设定值时，进入步骤(4.3)；
(4.3)、控制桨盘以预设的角度变化速率后倾，直至桨盘后倾角达到第一后倾角设定值，进入步骤(4.4)；
(4.4)、采用两轮滑跑控制律控制方向舵和副翼进行滑跑纠偏控制，采用纵向姿态控制律控制无人自转旋翼机的俯仰角，采用横侧向的姿态控制律控制无人自转旋翼机的滚转角；
(4.5)、判断离地高度和地速，当离地高度大于第一离地高度设定值且地速大于第三地速设定值或者离地高度大于第二离地高度设定值，则进入步骤(4.6)，否则，重复步骤(4.5)；
(4.6)、控制前轮和方向舵退出滑跑纠偏控制过程，发送俯仰角指令使得俯仰角为第一俯仰角设定值，桨盘后倾角保持第一桨盘后倾角设定值，控制方向舵参与航向控制；
(4.7)、判断离地高度是否大于第三离地高度设定值且空速大于第一空速设定值，若是进入爬升模态，执行步骤(5)，否则，重复执行步骤(4.7)；
(5)、控制方向舵退出航向控制，开启桨盘横向参与航向控制，控制无人自转旋翼机保持空速飞行，直到离地高度是否大于第四离地高度设定值，进入航迹导航模态，执行步骤(6)；
(6)、控制无人自转旋翼机飞至第一个航迹点，开始航迹导航。
2.根据权利要求1所述的一种无人自转旋翼机起飞控制方法，其特征在于所述步骤(3)执行过程中不断检测地面站发送的结束起飞指令，一旦检测到结束起飞指令，则结束起飞控制流程，否则，重复执行步骤(3)。
3.根据权利要求1所述的一种无人自转旋翼机起飞控制方法，其特征在于所述步骤(4.2)实时判断无人自转旋翼机开始滑跑到无人自转旋翼机地速大于第一地速设定值的时长是否小于第一时间设定值，如果不小于，则认为发动机工作不正常，执行发动机关机操作，退出起飞控制流程，否则，在步骤(4.2)中继续执行。
4.根据权利要求1所述的一种无人自转旋翼机起飞控制方法，其特征在于执行所述步骤(2)～步骤(4.2)的同时执行如下步骤：
判断地速是否大于第二地速设定值，若大于第二地速设定值，则不执行侧偏距保护、偏航角保护、待飞距保护以及俯仰角保护操作；若不大于第二地速设定值，则执行侧偏距保护、偏航角保护、待飞距保护以及俯仰角保护操作；具体的侧偏距保护、偏航角保护、待飞距保护以及俯仰角保护操作如下：
(a)、判断侧偏距、偏航角、待飞距、俯仰角是否超出各自相应的预设门限，任意一项超出该项对应的预设门限，则认为无人自转旋翼机工作不正常，执行发动机关机操作，退出起飞控制流程；否则，重复执行本步骤(a)。
5.根据权利要求3或者4所述的一种无人自转旋翼机起飞控制方法，其特征在于所述发动机关机操作为：
发送关闭发动机指令，维持桨盘后倾角，采用俯仰角PD控制律控制俯仰角在预设的门限内，使无人自转旋翼机持续减速，直到无人自转旋翼机地速小于第四地速设定值后开启刹车，控制无人自转旋翼机进一步减速，直到无人自转旋翼机地速小于第五地速设定值后控制桨盘后倾至0°。
6.根据权利要求1所述的一种无人自转旋翼机起飞控制方法，其特征在于所述三轮滑跑控制律如下所示：
δy＝KzΔz+Kywyωy+Kpsi(Φpsi-Φpsig)
δn＝KzΔz+Kywyωy+Kpsi(Φpsi-Φpsig)
其中，Kz、Kpsi、Kywy分别为侧偏距增益、偏航角增益、偏航角速率增益，Δz为侧偏距偏差，ωy为偏航角速率反馈值，Φpsi速度航向角反馈值，Φpsig为速度航向角给定值，δy为方向舵输出量，δn为前轮转向舵机输出量。
7.根据权利要求1所述的一种无人自转旋翼机起飞控制方法，其特征在于所述纵向角速率控制如下：
Figure FDA0002649569710000031
其中，δe为升降舵输出量，
Figure FDA0002649569710000032
为俯仰角速率反馈增益，Q为俯仰角速率，etrim起飞滑跑段旋翼倾角配平值。
8.根据权利要求1所述的一种无人自转旋翼机起飞控制方法，其特征在于所述两轮滑跑控制律如下：
δy＝KzΔz+Kywyωy+Kpsi(Φpsi-Φpsig)
δx＝Kγ(γ-γg)
其中，δy为方向舵输出量，δx为副翼输出量，Kγ滚转角反馈增益，γ为滚转角反馈值，γg为滚转角给定量；Kz、Kpsi、Kywy分别为侧偏距增益、偏航角增益、偏航角速率增益，Δz为侧偏距偏差，ωy为偏航角速率反馈值，Φpsi速度航向角反馈值，Φpsig为速度航向角给定值。
9.根据权利要求1所述的一种无人自转旋翼机起飞控制方法，其特征在于所述纵向姿态控制律如公式：
Figure FDA0002649569710000041
其中，
Figure FDA0002649569710000042
分别为俯仰角速率反馈增益、俯仰角反馈增益，θg为俯仰角给定量，θ为旋翼机反馈的俯仰角，Q为旋翼机反馈的俯仰角速率。
10.根据权利要求1所述的一种无人自转旋翼机起飞控制方法，其特征在于所述横侧向的姿态控制律为：
Figure FDA0002649569710000043
其中，δx为副翼输出量，
Figure FDA0002649569710000044
分别为滚转角速率反馈增益、滚转角反馈增益、滚转角积分增益，
Figure FDA0002649569710000045
为滚转角反馈，
Figure FDA0002649569710000046
为滚转角指令，P为横侧向角速率反馈值，atrim为副翼配平值。
11.根据权利要求1所述的一种无人自转旋翼机起飞控制方法，其特征在于所述旋翼预转流程步骤如下：
(2.1)、控制油门怠速工作，等待第一预转时间段之后，进入步骤(2.2)；
(2.2)、判断发动机转速是否小于第一预转发动机转速门限，若否，则降低油门，等待第二预转时间段之后，重复执行本步骤；若是，则，等待第三预转时间段之后，接通旋翼预转离合器，进入步骤(2.3)；
(2.3)、判断旋翼转速，当旋翼转速大于第一预转旋翼转速门限时刻距离接通旋翼预转离合器时刻的时间大于第四预设预转时间段，则进入步骤(2.4)；否则，认为预转流程失败，关闭发动机，退出旋翼预转流程；
(2.4)、计算并给出旋翼转速指令；根据旋翼转速反馈与旋翼转速指令计算并给出油门指令，进入步骤(2.5)；
(2.5)、判断条件(a)～(c)任意一项满足，则旋翼预转油门停止增加，并快速断开预转机构，进入步骤(2.6)；否则，执行步骤(2.5)；
(a)、发动机油门大于预转门限；
(b)、旋翼转速大于第二预转旋翼转速门限并持续预设的第五预设预转时间段；
(c)、发动机转速大于第二预转发动机转速门限并持续预设的第六预设预转时间段；
(2.6)、判断旋翼转速是否大于第三预转旋翼转速门限，且发动机转速大于第三预转发动机转速门限，是，则认为旋翼预转流程成功，结束；若否，旋翼预转流程失败，关闭发动机，结束；
12.根据权利要求11所述的一种无人自转旋翼机起飞控制方法，其特征在于旋翼转速指令计算如公式：
Figure FDA0002649569710000051
Ng为旋翼转速的指令值，
Figure FDA0002649569710000052
ntrim分别为二次项系数权值、一次项系数权值、旋翼转速的常值偏移量，t为从接通旋翼预转离合器时刻到当前时刻的时间。
13.根据权利要求11所述的一种无人自转旋翼机起飞控制方法，其特征在于油门指令控制律如公式：
Figure FDA0002649569710000053
其中，δth为油门的指令值，
Figure FDA0002649569710000054
分别为旋翼转速变化率反馈增益、旋翼转速反馈增益、旋翼转速积分增益，N为旋翼转速反馈值，Ng为旋翼转速指令值。
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Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113485423A (zh) * 2021-07-12 2021-10-08 一飞(海南)科技有限公司 机群表演起飞时间更新方法、系统、介质、终端、产品及应用
CN113682465A (zh) * 2021-09-29 2021-11-23 北京航空航天大学 一种基于桨盘姿态控制的无人自转旋翼机飞行控制方法
CN113895645A (zh) * 2021-12-09 2022-01-07 四川腾盾科技有限公司 一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法
CN113934223A (zh) * 2021-09-29 2022-01-14 北京航空航天大学 一种无人自转旋翼机降落控制方法
CN113942634A (zh) * 2021-09-27 2022-01-18 西安羚控电子科技有限公司 一种大中型固定翼无人机自动起飞控制方法及系统
CN113955096A (zh) * 2021-10-09 2022-01-21 中国直升机设计研究所 一种无人倾转旋翼机横向机动控制方法
CN114063637A (zh) * 2021-09-27 2022-02-18 西安羚控电子科技有限公司 一种大中型固定翼后三点式无人机地面滑跑控制策略

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB669472A (en) * 1947-10-10 1952-04-02 Smith & Sons Ltd S Automatic control systems for aircraft
FR3040368A1 (fr) * 2015-08-25 2017-03-03 Maurice Dorleans Systeme d'assistance agissant sur les pales du gyrocoptere et venant en complement du vent relatif pour accelerer  leur rotation et augmenter la portance de l'appareil
CN206141828U (zh) * 2016-10-12 2017-05-03 张梓宸 无人自转旋翼直升飞机
CN108572655A (zh) * 2018-04-25 2018-09-25 重庆市亿飞智联科技有限公司 飞行控制方法及相关装置
CN110920909A (zh) * 2019-11-22 2020-03-27 南京航空航天大学 一种双发油动变桨距多旋翼飞行器的飞行控制方法
CN111498102A (zh) * 2020-04-20 2020-08-07 飞的科技有限公司 飞行器

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB669472A (en) * 1947-10-10 1952-04-02 Smith & Sons Ltd S Automatic control systems for aircraft
FR3040368A1 (fr) * 2015-08-25 2017-03-03 Maurice Dorleans Systeme d'assistance agissant sur les pales du gyrocoptere et venant en complement du vent relatif pour accelerer  leur rotation et augmenter la portance de l'appareil
CN206141828U (zh) * 2016-10-12 2017-05-03 张梓宸 无人自转旋翼直升飞机
CN108572655A (zh) * 2018-04-25 2018-09-25 重庆市亿飞智联科技有限公司 飞行控制方法及相关装置
CN110920909A (zh) * 2019-11-22 2020-03-27 南京航空航天大学 一种双发油动变桨距多旋翼飞行器的飞行控制方法
CN111498102A (zh) * 2020-04-20 2020-08-07 飞的科技有限公司 飞行器

Non-Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
CHANGLE XIANG: "Modeling and Modal Responses Analysis of an Unmanned Small-Scaled Gyroplane", 《PROCEEDINGS OF 2014 IEEE CHINESE GUIDANCE, NAVIGATION AND CONTROL CONFERENCE》 *
KUNPENG LI: "Robust Control of Gyroplane Based on Total Energy Control System and Backstepping Method", 《2018 3RD INTERNATIONAL CONFERENCE ON MECHANICAL》 *
QING LIN: "Design, Model and Attitude Control of a Model-Scaled Gyroplane", 《PROCEEDINGS OF 2014 IEEE CHINESE GUIDANCE, NAVIGATION AND CONTROL CONFERENCE》 *
WANG YIN: "Attitude Controller Optimization for Unmanned Gyroplane Using Online Virtual Reference Feedback Control", 《PROCEEDINGS OF THE 35TH CHINESE CONTROL CONFERENCE》 *
吴伟伟: "ELA-07自转旋翼机飞行力学特性分析", 《航空工程进展》 *
孙瑜: "单旋翼双推进自转旋翼机的控制与实现", 《中国优秀硕博士论文全文数据库》 *
孙瑜: "变推力轴线自转旋翼机的建模与特性分析", 《机械与电子》 *
岳凤玉: "倾转多旋翼飞行器结构布局及其转换控制技术综述", 《自动化控制理论与应用》 *
程晓倩: "无人自转旋翼机建模与控制技术研究", 《中国优秀硕士论文全文数据库》 *

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113485423A (zh) * 2021-07-12 2021-10-08 一飞(海南)科技有限公司 机群表演起飞时间更新方法、系统、介质、终端、产品及应用
CN113485423B (zh) * 2021-07-12 2022-12-13 一飞(海南)科技有限公司 机群表演起飞时间更新方法、系统、介质、终端、产品及应用
CN113942634A (zh) * 2021-09-27 2022-01-18 西安羚控电子科技有限公司 一种大中型固定翼无人机自动起飞控制方法及系统
CN114063637A (zh) * 2021-09-27 2022-02-18 西安羚控电子科技有限公司 一种大中型固定翼后三点式无人机地面滑跑控制策略
CN114063637B (zh) * 2021-09-27 2022-11-25 西安羚控电子科技有限公司 一种大中型固定翼后三点式无人机地面滑跑控制策略
CN113682465A (zh) * 2021-09-29 2021-11-23 北京航空航天大学 一种基于桨盘姿态控制的无人自转旋翼机飞行控制方法
CN113934223A (zh) * 2021-09-29 2022-01-14 北京航空航天大学 一种无人自转旋翼机降落控制方法
CN113934223B (zh) * 2021-09-29 2023-06-02 北京航空航天大学 一种无人自转旋翼机降落控制方法
CN113682465B (zh) * 2021-09-29 2023-09-15 北京航空航天大学 一种基于桨盘姿态控制的无人自转旋翼机飞行控制方法
CN113955096A (zh) * 2021-10-09 2022-01-21 中国直升机设计研究所 一种无人倾转旋翼机横向机动控制方法
CN113955096B (zh) * 2021-10-09 2023-06-27 中国直升机设计研究所 一种无人倾转旋翼机横向机动控制方法
CN113895645A (zh) * 2021-12-09 2022-01-07 四川腾盾科技有限公司 一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法

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