CN112180980A - 一种无人直升机自转着陆控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞行控制技术，具体涉及一种无人直升机自转着陆控制方法。本发明无人直升机自转着陆控制方法通过控制总距将旋翼转速控制到自转着陆旋翼转速，通过控制横向变距将横向速度控制到安全范围内；采用自适应预置俯仰角指令方法控制纵向变距控制自转着陆纵向速度；采用姿态配平前馈实现快速消速及姿态改平；通过下沉率指令对离地高度自适应使得下沉率迅速平滑为安全下沉率，能够使得无人直升机在空中丧失发动机动力来源的情况能够安全着陆，有效提高无人直升机着陆安全性。

Description

一种无人直升机自转着陆控制方法

技术领域

本发明属于飞行控制技术，具体涉及一种无人直升机自转着陆控制方法。

背景技术

无人直升机自转着陆是指无人直升机在飞行过程中，丧失发动机动力来源的情况下，依靠主旋翼储能和降高时由下而上吹过主旋翼桨叶的气流提供的能量，在下滑过程中继续维持旋翼转速的稳定，使失去动力的无人直升机以稳定下沉率下降并安全着陆的情形。

自转着陆的控制方法和策略是决定无人直升机能否安全自转着陆的核心问题。现有研究无人直升机自转着陆的方法，如CN106873617A一种无人直升机自转下滑控制方法，提出发动机失效时自转下滑稳定自转段应先快速降总距到最低，同时投入垂直速度保持模态和纵向速度给定与保持模态，按前述指令给定垂直速度和纵向速度，直升机保持匀速前飞和下降，旋翼转速缓慢下降。

然而迅速建立稳定的自转着陆纵向速度是实现安全自转着陆的关键，当无人直升机处于悬停小速度或大速度飞行过程中，实际速度与理想自转着陆速度相差较大时，仅仅采用现有技术控制方案存在速度调节时间过长，造成下沉率过大的问题，而且又可能因速度控制过于敏感导致实际纵向速度超调或振荡，将会降低自转着陆的安全性。

发明内容

本发明的目的：通过优化纵向速度和总距控制，有效提高无人直升机着陆安全性的自转着陆控制方法。

本发明的技术方案：一种无人直升机自转着陆控制方法，当监测到发动机转速小于某预设值后，无人直升机即进入自转着陆应急程序，通过总距控制和采用自适应预置俯仰角指令实现无人直升机自转安全着陆。

所述的无人直升机自转着陆控制方法，其包括如下步骤：

步骤1：通过控制总距将旋翼转速控制到自转着陆旋翼转速，通过控制横向变距将横向速度控制到安全范围内；

步骤2：采用自适应预置俯仰角指令控制纵向变距控制自转着陆纵向速度；

步骤3：采用姿态配平前馈实现快速消速及姿态改平；

步骤4：通过下沉率指令对离地高度自适应使得下沉率迅速平滑为安全下沉率。

无人直升机的航向通道在不同阶段采取不同控制方法1)自转着陆建立段和稳定下滑段，采用角速率控制，将偏航角速率控制到预设范围；2)消速及姿态改平段，采取航向角控制来保持航向角固定；3)末端拉起段，根据旋翼转速进行尾桨距前馈控制。

通过控制总距将旋翼转速控制到自转着陆旋翼转速时，设计好总距δ_col，根据公式(1)，确定无人直升机的自转着陆旋翼转速rpm，

其中，δ_col为总距，初始设计确定，Rpm_g为无人直升机平台的最佳自转着陆旋翼转速，rpm为无人直升机的自转着陆旋翼转速，

为旋翼转速控制比例项系数，

为旋翼转速控制积分项系数，t为时间。

通过控制横向变距将横向速度控制到安全范围时，在自转着陆的过程中，将横向速度控制到安全范围内，其控制方法结构如下式(5)所示，在此式中，设计好δ_a，即可实现横向速度的控制，

其中，δ_a为横向周期变距，Vy_g为横向速度指令，Vy为横向速度，

为横向速度比例系数，

为横向速度积分系数，

为横向加速度比例系数，Ay_cmd为向加速度指令，A_y为横向加速度，所述横向速度安全范围为0～1m/s。

所述采用自适应预置俯仰角指令控制纵向变距控制自转着陆纵向速度时，采用自适应预置俯仰角指令θ_g的方法来实现自转着陆纵向速度Vx的控制，通过俯仰角指令θ_g对纵向速度差的自适应，实现自转着陆纵向速度Vx的快速建立和稳定，无人直升机正常前飞时纵向通道纵向速度控制结构如下：

其中，δ_e为纵向周期变距，Vx_g为无人直升机平台的自转着陆纵向速度指令，Vx为纵向速度，

为纵向速度比例系数，

为纵向速度积分系数，

为纵向加速度比例系数，Ax_cmd为纵向加速度指令，Ax为横向加速度，

为俯仰角比例系数，θ_g为俯仰角指令，θ为俯仰角，

为俯仰角速率比例系数，Q为俯仰角速率。

俯仰角指令θ_g如式(3)和式(4)，

θ_g＝θ′_g+θ_trim (3)

其中，θ′_g为俯仰角前馈量，

θ_trim为纵向速度到俯仰角配平量，ΔV_x为纵向速度差。

采用姿态配平前馈实现快速消速及姿态改平时，通过控制俯仰角配平量，改变无人直升机姿态，消速及姿态改平的纵向速度控制结构见式(6)：

其中，Vx_g为纵向速度指令；θ″_trim为纵向速度到俯仰角配平量。

步骤4中，设计

指令对离地高度自适应，使得

迅速平滑降为安全值，在末端拉起段，增大总距，进一步减小下沉率，其控制结构如式(7)所示：

其中

下沉率比例系数，

为下沉率指令，

为下沉率，

为下沉率积分系数，

为垂向加速度比例系数，Az_g为垂向加速度指令，Az为垂向加速度。

下降速度指令

如式(8)所示：

其中

为高度比例系数，H为离地高度，H_gear为起落架高度，

本发明的有益效果：本发明无人直升机自转着陆控制方法对无人直升机的旋翼转速、下滑过程中纵向速度、横向速度、航向、消速及姿态改平、下沉速度进行综合控制，能够使得无人直升机在空中丧失发动机动力来源的情况能够安全着陆，有效提高无人直升机着陆安全性。

附图说明

图1自转着陆示意图；

图2前飞状态下自转着陆旋翼转速跟踪曲线；

图3前飞状态下自转着陆纵向速度及俯仰角跟踪曲线；

图4前飞状态下自转着陆高度跟踪曲线；

图5前飞状态下自转着陆下降速度跟踪曲线；

图6前飞状态下自转着陆横向速度跟踪曲线；

图7前飞状态下自转着陆航向跟踪曲线；

图8悬停状态下自转着陆旋翼转速跟踪曲线；

图9悬停状态下自转着陆纵向速度及俯仰角跟踪曲线；

图10悬停状态下自转着陆高度跟踪曲线；

图11悬停状态下自转着陆下降速度跟踪曲线；

图12悬停状态下自转着陆横向速度跟踪曲线；

图13悬停状态下自转着陆航向跟踪曲线。

具体实施方式

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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。

如图1所示，其是本发明无人直升机自转着陆过程示意图。当无人直升机空中发动机停车，监测到发动机转速异常后，无人直升机即进入自转着陆应急程序：

步骤1：通过控制总距将旋翼转速控制到自转着陆旋翼转速；

步骤2：采用自适应预置俯仰角指令方法控制纵向变距控制自转着陆纵向速度；

步骤3：通过控制横向变距将横向速度控制到安全范围；

步骤4：消速及姿态改平段，采用姿态配平前馈实现快速消速及姿态改平；

步骤5：末端拉起段，通过下沉率指令对离地高度自适应使得下沉率迅速平滑为安全下沉率；

步骤6：航向通道在不同阶段采取不同控制方法1)自转着陆建立段和稳定下滑段，采用角速率控制，将偏航角速率控制到预设范围；2)消速及姿态改平段，采取航向角控制来保持航向角固定；3)末端拉起段，根据旋翼转速进行尾桨距前馈控制。

实施例1：以某型无人直升机前飞状态为例，无人直升机飞行高度350米，飞行速度25m/s，关闭发动机，无人直升机自动进入自转着陆。

在自转着陆的初始阶段，旋翼转速调整到理想转速并保持稳定：

为保证在自转着陆的过程中旋翼转速维持在理想自转着陆旋翼转速附近，通过控制总距来实现对旋翼转速的控制，其结构如式(1)所示：

其中，δ_col为总距，初始设计确定，Rpm_g为无人直升机平台的最佳自转着陆旋翼转速，rpm为无人直升机的自转着陆旋翼转速，

为旋翼转速控制比例项系数，

为旋翼转速控制积分项系数，上述参数均可通过实际试验获取。

从式(1)可以看出，在发动机空中停车后，只要设计好总距δ_col，就可以将旋翼转速维持在最佳自转着陆旋翼转速，如图2所示，给出了前飞状态下自转着陆旋翼转速跟踪曲线，在75到90秒阶段，旋翼转速保持较高稳定性，从而能够充分利用旋翼储能，以提高着陆安全性。

在自转着陆的过程中，迅速调整纵向速度到给定自转着陆纵向速度(本实施例中，取20.8m/s)，并保持稳定。迅速建立稳定的自转着陆纵向速度是实现安全自转着陆的关键，但当无人直升机处于大速度飞行过程中，实际纵向速度与理想自转着陆纵向速度相差较大时，仅仅采用式(2)的控制方案存在速度调节时间过长，造成下沉率过大的问题，而若通过加强速度环控制系数

和

降低速度调节时间，又可能因速度控制过于敏感导致实际纵向速度超调或振荡，这也将降低自转着陆的安全性。

为了使无人直升机的稳定下沉并安全着陆，采用自适应预置俯仰角指令的方法来实现自转着陆纵向速度的快速建立，通过前馈俯仰角指令对纵向速度差的自适应，可实现自转着陆纵向速度的快速建立和稳定,使得纵向速度维持在理想自转着陆纵向速度附近。

本实施例中，正常前飞时纵向通道纵向速度控制结构如下：

其中，δ_e为纵向周期变距，Vx_g为无人直升机平台的自转着陆纵向速度指令，Vx为纵向速度，

为纵向速度比例系数，

为纵向速度积分系数，

为纵向加速度比例系数，Ax_cmd为纵向加速度指令，Ax为横向加速度，

为俯仰角比例系数，θ_g为俯仰角指令，θ为俯仰角，

为俯仰角速率比例系数，Q为俯仰角速率，上述参数均可通过实际试验获取。

俯仰角指令θ_g如式(3)和式(4)，

θ_g＝θ′_g+θ_trim (3)

其中，θ′_g为俯仰角前馈量，

θ_trim为纵向速度到俯仰角配平量，ΔV_x为纵向速度差，上述参数均可通过实际试验获取。

如图3所示，其给出了前飞状态下自转着陆纵向速度及俯仰角跟踪曲线，从70秒到87秒阶段，纵向速度稳定在20.8m/s附近。

在自转着陆的过程中，横向应做到横向速度尽量维持为0，其控制方法结构如下式(5)所示，在此式中，只要设计好δ_a，即可以实现横向速度稳定在0附近。

其中，δ_a为横向周期变距，Vy_g为横向速度指令，Vy为横向速度，

为横向速度比例系数，

为横向速度积分系数，

为横向加速度比例系数，Ay_cmd为向加速度指令，A_y为横向加速度，上述参数均可通过实际试验获取。

如图6所示，本实施例中，该无人直升机横向速度Vy基本保持在0m/s，有效提高了着陆稳定性。自转下滑至一定高度后，为防止无人直升机以过高速度触地，要迅速抬头消速，降低地速。此时由于抬头作用，下沉率开始逐渐减小，待消速完成后，要迅速改平无人直升机姿态，为进入末端拉起段做准备。消速及姿态改平的纵向速度控制结构为式(6)。

其中Vx_g为纵向速度指令，Vx_g＝0m/s；θ″_trim为纵向速度到俯仰角配平量，上述参数均可通过实际试验获取。

消速及姿态改平过程要求迅速，否则可能导致以过大速度或危险姿态触地。仅仅采用速度环PI控制，难以实现足够快的消速，因此采用姿态配平前馈量θ″_trim来实现快速消速及姿态改平。如图3所示，在87至100秒阶段，俯仰角进行大幅度调整，纵向速度快速下降，并进行姿态改平，并最终稳定纵向速度。

为了保证无人直升机平稳着陆，在末端拉起段，通过设计

指令对离地高度自适应，使得

迅速平滑降为零，其控制结构如式(7)和(8)所示：

其中

下沉率比例系数，

为下沉率指令，

为下沉率，

为下沉率积分系数，

垂向加速度比例系数，Az_g为垂向加速度指令，Az为垂向加速度，上述参数均可通过实际试验获取。

其中，下降速度指令

其中

为高度比例系数，H为离地高度，H_gear为起落架高度，

上述参数均可通过实际试验获取。

如图4和图5所示，80到87秒为稳定下滑段，下沉率稳定在10m/s附近，87到95秒为姿态改平和末端拉起段，下沉率迅速减小，最终以1.6m/s的速度着陆。

航向控制采用阶段控制方法。自转着陆的初期，首要目标是尽快以经济的自转下滑速度进入直线自转着陆段，以免损失过多旋翼储能。因此，为尽快消除航向的摆动，为进入稳定着陆段做准备，此时航向通道控制采用角速率控制，控制结构为式(9)。

其中，δ_r为尾桨距，

航向角速率比例系数，R_g为航向角速率指令，R为航向角速率，

为航向角速率积分系数，δ_rtrim为尾桨距配平，上述参数均可通过实际试验获取。

进入到消速及姿态改平段后，由于无人直升机进入地效区即将触地，为防止因航向的变化产生横向速度，导致触地时存在横向速度引起侧翻，此时要保持航向角固定，航向通道采用航向角控制，控制结构为式(10)。

其中，

为航向角比例系数，Psi_g为进入消速及姿态改平段时的航向角指令，Psi为航向角，上述参数均可通过实际试验获取。

在末端拉起段，总距的迅速提升，使得旋翼转速迅速减小，进而导致尾桨效能降低。为防止由此引起的航向不稳定，一方面增大航向角速率比例系数

和积分系数

另一方面根据旋翼转速进行尾桨变距前馈，控制结构为式(11)。

其中，δ′_rtrim为尾桨变距前馈量。

如图7所示，在88到95秒，航向基本保持稳定，提高了自转着陆稳定性。

进入消速及姿态改平段和末端拉起段后，下沉率迅速减小，最终平滑减小至零。无人直升机最终以约1.6m/s下沉率平稳触地。在整个自转着陆过程中，除自转建立段和末端拉起段，由于旋翼转速剧烈变化和总距迅速提升导致航向角及横向速度有较大变化外，整体过程中，横向速度保持为零，航向通道也保持平稳。

实施例2：无人直升机在500m高度进行定高悬停，关闭发动机，无人直升机自动进入自转着陆。请参考图8-图13，自转着陆过程与前飞自转着陆过程基本一致，无人直升机最终以1.6m/s下沉率触地，其主要区别在于自转建立段初期，由于悬停时航向通道相对前飞时更为敏感，发动机停车后航向摆动较大。

综上所述本发明针对无人直升机自转着陆过程中的旋翼转速控制、纵向速度控制、横向速度控制、消速及姿态改平控制、末端拉起段控制以及航向控制等关键问题进行了分析，并分别设计了各个通道的自转着陆控制方法和控制策略。试验结果表明，本发明设计的自转着陆控制方法和策略可以实现无人直升机在前飞及悬停状态下的安全自转着陆，有效提高了无人直升机的安全性，具有较大的实际应用价值。

以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种无人直升机自转着陆控制方法，其特征在于，当监测到发动机转速小于某预设值后，无人直升机即进入自转着陆应急程序，通过总距控制和采用自适应预置俯仰角指令实现无人直升机自转安全着陆。

2.根据权利要求1所述的无人直升机自转着陆控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1：通过控制总距将旋翼转速控制到自转着陆旋翼转速，通过控制横向变距将横向速度控制到安全范围内；

步骤2：采用自适应预置俯仰角指令控制纵向变距控制自转着陆纵向速度；

步骤3：采用姿态配平前馈实现快速消速及姿态改平；

步骤4：通过下沉率指令对离地高度自适应使得下沉率迅速平滑为安全下沉率。

3.根据权利要求2所述的无人直升机自转着陆控制方法，其特征在于，无人直升机的航向通道在不同阶段采取不同控制方法1)自转着陆建立段和稳定下滑段，采用角速率控制，将偏航角速率控制到预设范围；2)消速及姿态改平段，采取航向角控制来保持航向角固定；3)末端拉起段，根据旋翼转速进行尾桨距前馈控制。

4.根据权利要求2所述的无人直升机自转着陆控制方法，其特征在于，通过控制总距将旋翼转速控制到自转着陆旋翼转速时，设计好总距δ_col，根据公式(1)，确定无人直升机的自转着陆旋翼转速rpm，

其中，δ_col为总距，初始设计确定，Rpm_g为无人直升机平台的最佳自转着陆旋翼转速，rpm为无人直升机的自转着陆旋翼转速，

为旋翼转速控制比例项系数，

为旋翼转速控制积分项系数，t为时间。

5.根据权利要求2所述的无人直升机自转着陆控制方法，其特征在于，通过控制横向变距将横向速度控制到安全范围时，在自转着陆的过程中，将横向速度控制到安全范围内，其控制方法结构如下式(5)所示，在此式中，设计好δ_a，即可实现横向速度的控制，

其中，δ_a为横向周期变距，Vy_g为横向速度指令，Vy为横向速度，

为横向速度比例系数，

为横向速度积分系数，

为横向加速度比例系数，Ay_cmd为向加速度指令，A_y为横向加速度，所述横向速度安全范围为0～1m/s。

6.根据权利要求2所述的无人直升机自转着陆控制方法，其特征在于，所述采用自适应预置俯仰角指令控制纵向变距控制自转着陆纵向速度时，采用自适应预置俯仰角指令θ_g的方法来实现自转着陆纵向速度Vx的控制，通过俯仰角指令θ_g对纵向速度差的自适应，实现自转着陆纵向速度Vx的快速建立和稳定，无人直升机正常前飞时纵向通道纵向速度控制结构如下：

其中，δ_e为纵向周期变距，Vx_g为无人直升机平台的自转着陆纵向速度指令，Vx为纵向速度，

为纵向速度比例系数，

为纵向速度积分系数，

为纵向加速度比例系数，Ax_cmd为纵向加速度指令，Ax为横向加速度，

为俯仰角比例系数，θ_g为俯仰角指令，θ为俯仰角，

为俯仰角速率比例系数，Q为俯仰角速率。

7.根据权利要求6所述的无人直升机自转着陆控制方法，其特征在于，俯仰角指令θ_g如式(3)和式(4)，

θ_g＝θ′_g+θ_trim (3)

其中，θ′_g为俯仰角前馈量，

θ_trim为纵向速度到俯仰角配平量，ΔV_x为纵向速度差。

8.根据权利要求2所述的无人直升机自转着陆控制方法，其特征在于，采用姿态配平前馈实现快速消速及姿态改平时，通过控制俯仰角配平量，改变无人直升机姿态，消速及姿态改平的纵向速度控制结构见式(6)：

其中，Vx_g为纵向速度指令；θ″_trim为纵向速度到俯仰角配平量。

9.根据权利要求2所述的无人直升机自转着陆控制方法，其特征在于，步骤4中，设计

指令对离地高度自适应，使得

迅速平滑降为安全值，在末端拉起段，增大总距，进一步减小下沉率，其控制结构如式(7)所示：

其中

下沉率比例系数，

为下沉率指令，

为下沉率，

为下沉率积分系数，

为垂向加速度比例系数，Az_g为垂向加速度指令，Az为垂向加速度。

10.根据权利要求9所述的无人直升机自转着陆控制方法，其特征在于，下降速度指令

如式(8)所示：

其中

为高度比例系数，H为离地高度，H_gear为起落架高度，

Images