CN113282095B - 一种复合翼无人机起降阶段航向控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种复合翼无人机起降阶段航向控制方法，所述航向控制方法由通用航向角控制方法和起飞降落各个阶段相应的航向角控制策略组成。本发明能使飞机有效保持起飞前选择的逆风状态，同时能有效抵抗突风对航向角的干扰，并且确保飞机按预设的安全路径完成旋翼到固定翼模式的转换，保证飞行安全；降落过渡飞行、旋翼移动和降落悬停阶段，航向自由跟风，可以确保旋翼有更多的控制能力用于俯仰和滚转姿态控制，保证飞行安全；并实现垂直下降末段，飞机降落接地时刻，航向角速率接近0，有效保护了起落架折损。

Description

一种复合翼无人机起降阶段航向控制方法

技术领域

本发明涉及一种控制方法，特别涉及一种复合翼无人机起降阶段航向控制方法，属于复合翼无人机技术领域。

背景技术

目前复合翼无人机已成为热点，在测绘、巡线、侦察、货物运输等领域有大量应用。复合翼无人机典型的飞行模式为旋翼模式起飞、固定翼巡飞、旋翼模式降落。

复合翼无人机兼有固定翼和多旋翼的特点。相比多旋翼无人机，复合翼无人机的机翼和尾翼在不同的风向下，航向气动力区别很大。典型的风向如图1所示，逆风区，航向力矩线性度好且是静稳定的，气动干扰最小；侧风区，航向力矩很大，有明显的非线性，气动干扰影响较大；顺风区，航向力矩较大，有明显的非线性且是静不稳定，气动干扰最大。

复合翼无人机旋翼模式下，俯仰通道和滚转通道的控制能力较强，而且响应较快，而航向控制能力较弱(大约相当于前者的1/6)。

结合复合翼无人机旋翼模式的航向气动以及旋翼控制能力的固有特性，为了确保复合翼无人机飞行安全，提高抗风风力等级，在起降阶段，应尽量保证无人机处于逆风状态，避免顺风状态。这是因为在逆风状态下，无人机气动力的航向力矩很小，且是静稳定的，此时旋翼在航向通道分配的油门较小，且飞机航向姿态也是静稳定；在侧风、顺风状态下，无人机气动力的航向力矩较大，且是静不稳定的，此时旋翼在航向通道分配的油门较大，不稳定的气动干扰将明显影响飞机航向稳定性，严重时将引起航向姿态振荡发散，影响飞行安全。因此，合理的起降策略及航向控制方法，是提高复合翼无人机起降阶段抗风能力的关键。

当前的复合翼无人机旋翼模式起飞(如图2)通常包含垂直爬升(垂直爬升到安全高度)、起飞悬停(等待姿态稳定)、起飞过渡飞行(由旋翼过渡为固定翼)阶段；旋翼模式降落(如图3)包含降落过渡飞行(由固定翼过渡为旋翼)、旋翼移动(移动到降落点上空)、降落悬停(等待姿态稳定)、垂直下降(垂直下降到地面)阶段。当前，大多数的复合翼无人机在起飞前就设定好了降落航线。起飞时通常选择空旷的场地逆风起飞，飞行风险较小。降落时，由于风向相比起飞时可能发生了变化，导致降落航线处于侧风或顺风状态。

当前的复合翼无人机起降阶段的航向控制策略通常为锁定航向，少数无人机采用航向自由跟风。锁定航向的方法具有使用简单的优点，但当风向处于侧风或顺风状态下，风速较大时，锁定航向不但消耗较多的旋翼控制能力，导致航向通道的控制油门很高，不稳定的气动干扰还将诱导飞机姿态振荡，严重时将影响飞行安全。

航向自动跟风的策略，能使飞机自动跟随风向偏转，处于逆风状态；但在起飞时，航向不锁定，起飞过渡飞行(旋翼过渡到固定翼)的飞行路径受到风的影响较大，严重时飞行路径将偏离安全区域，存在安全隐患；同时在降落的末段(飞机离地面高度5米到着陆)，航向的自由转动会增加降落时起降架损坏的风险。

发明内容

本发明的目的在于提供一种复合翼无人机起降阶段航向控制方法，以解决上述背景技术中提出的问题。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种复合翼无人机起降阶段航向控制方法，其特征在于，所述航向控制方法由通用航向角控制方法和起飞降落各个阶段相应的航向角控制策略组成；

通用航向角控制方法：通用航向角控制方法是根据期望的航向角ψ_g以及当前偏航角ψ和偏航角速率ω_y计算期望的偏航角速率ω_yg；再根据期望的偏航角速率ω_yg和当前角速率ω_y和当前的角加速度ε_y计算航向通道旋翼电机油门信号dth_y，进而控制无人机的航向偏转；

起飞降落各个阶段相应的航向角控制策略：是根据飞机的使用需求，分别确定起飞降落每个阶段期望的航向角ψ_g指令或者偏航角速率ω_yg指令、航向角内环的积分环节限幅d_{yawi_max}，既保证飞机按期望的飞行路径飞行，又确保飞行安全。

作为本发明的一种优选技术方案，所述通用航向角控制方法的实现步骤如下：

步骤一：航向角外环(航向角到航向角速率)采用PD控制，根据航向角控制策略得到的期望航向角ψ_g以及当前偏航角ψ和偏航角速率ω_y计算期望的偏航角速率ω_ygz，如公式(1)，其中k_p1为比例系数，k_d1微分控制系数；

ω_ygz＝k_p1(ψ_g-ψ)-k_d1×w_y

(1)

步骤二：并根据飞机性能要求，设定偏航角速率限幅值ω_ymax，并对步骤一计算的ω_ygz限幅，得到航向角速率期望值ω_yg，如公式(2)；

步骤三：航向角内环(航向角速率到航向通道旋翼电机油门)采用PID 控制，再根据期望的偏航角速率ω_yg和当前角速率ω_y和当前的角加速度ε_y计算航向通道旋翼电机油门信号dth_y；根据飞机的使用要求，需要对航向角内环的积分环节进行限幅，设定的幅值为d_{yawi_max}，限幅公式(3)，其中k_i2积分控制系数；

步骤四：在步骤三的基础上，计算航向控制信号值d_yawz，如公式(4)，其中k_p2为比例系数，k_d2微分控制系数；

d_yawz＝k_p2(w_yg-w_y)-k_d2×ε_y+d_yawi

(4)

步骤五：根据飞机的使用要求，需要对航向角内环的总控制信号进行限幅，设定的幅值为d_{yaw_max}，限幅公式(5)，幅值通常为100；

步骤六：需要根据飞机使用要求，将航向角内环的总控制信号d_yaw转换为航向通道旋翼电机油门信号dth_y，通过如下 dth_y＝ζ×d_yaw；ζ为航向通道控制分配系数，通常为0.2～0.3。

作为本发明的一种优选技术方案，起飞降落各个阶段相应的航向角控制策略的实现步骤如下：

步骤一：通常采用逆风起飞，起飞时的垂直爬升阶段，航向控制采用锁定航向的策略，本策略期望的航向角ψ_g为起飞离地时刻的航向角，航向角内环的积分环节限幅d_{yawi_max}为30(相当于d_{yawi_max}的 30％)；这样可以保证起飞时飞机保持起飞时刻的逆风状态，同时能有效抵抗突风对航向角的干扰；

步骤二：起飞悬停阶段的策略与垂直爬升阶段相同；这样可以保证起飞悬停时飞机保持逆风状态，同时能有效抵抗突风对航向角的干扰；

步骤三：起飞过渡飞行阶段的策略与垂直爬升阶段相同；这样可以保证起飞过渡飞行中飞机保持逆风状态，同时能有效抵抗突风对航向角的干扰，并且确保飞机按预设的安全路径完成旋翼到固定翼模式的转换，保证飞行安全；

步骤四：降落过渡飞行阶段，航向控制采用自由跟风的策略，本策略期望的偏航角速率ω_yg为0，航向角内环的积分环节限幅d_{yawi_max}为0；这样飞机能自由跟风，使飞机处于逆风状态，可以确保旋翼有更多的控制能力用于俯仰和滚转姿态控制；

步骤五：旋翼移动(移动到降落点上空)飞行阶段，航向控制策略与降落过渡飞行阶段相同，采用自由跟风的策略；

步骤六：降落悬停(等待姿态稳定)飞行阶段，航向控制策略与降落过渡飞行阶段相同，采用自由跟风的策略；

步骤七：垂直下降(垂直下降到地面)飞行阶段，航向控制采用锁定航向的策略，本策略期望的航向角ψ_g为降落悬停结束时刻的航向角，航向角内环的积分环节限幅d_{yawi_max}为30(相当于d_{yawi_max}的 30％)；这样可以保证降落时飞机保持逆风状态，同时能有效抵抗突风对航向角的干扰，并实现飞机降落接地时刻，航向角速率接近0，有效保护了起落架折损。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

1.旋翼模式起飞时，能有效保持起飞前选择的逆风状态，同时能有效抵抗突风对航向角的干扰，并且确保飞机按预设的安全路径完成旋翼到固定翼模式的转换，保证飞行安全；

2.降落过渡飞行、旋翼移动和降落悬停阶段，航向自由跟风，使飞机处于逆风状态，可以确保旋翼有更多的控制能力用于俯仰和滚转姿态控制，保证飞行安全；

3.垂直下降，可以保证降落时飞机保持的逆风状态，同时能有效抵抗突风对航向角的干扰，并实现飞机降落接地时刻，航向角速率接近0，有效保护了起落架折损。

附图说明

图1为本发明的风向示意图；

图2为本发明起飞各阶段示意；

图3为本发明降落各阶段示意图。

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，而不是全部的实施例。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。

请参阅图1-3，本发明提供了一种复合翼无人机起降阶段航向控制方法的技术方案：

根据图1-3所示，航向控制方法由通用航向角控制方法和起飞降落各个阶段相应的航向角控制策略组成；

通用航向角控制方法：通用航向角控制方法是根据期望的航向角ψ_g以及当前偏航角ψ和偏航角速率ω_y计算期望的偏航角速率ω_yg；再根据期望的偏航角速率ω_yg和当前角速率ω_y和当前的角加速度ε_y计算航向通道旋翼电机油门信号dth_y，进而控制无人机的航向偏转；

起飞降落各个阶段相应的航向角控制策略：是根据飞机的使用需求，分别确定起飞降落每个阶段期望的航向角ψ_g指令或者偏航角速率ω_yg指令、航向角内环的积分环节限幅d_{yawi_max}，既保证飞机按期望的飞行路径飞行，又确保飞行安全。

实施例一：通用航向角控制方法的实现步骤如下：

步骤一：航向角外环(航向角到航向角速率)采用PD控制，根据航向角控制策略得到的期望航向角ψ_g以及当前偏航角ψ和偏航角速率ω_y计算期望的偏航角速率ω_ygz，如公式(1)，其中k_p1为比例系数，k_d1微分控制系数；

ω_ygz＝k_p1(ψ_g-ψ)-k_d1×w_y

(1)

步骤二：并根据飞机性能要求，设定偏航角速率限幅值ω_ymax，并对步骤一计算的ω_ygz限幅，得到航向角速率期望值ω_yg，如公式(2)；

步骤三：航向角内环(航向角速率到航向通道旋翼电机油门)采用PID 控制，再根据期望的偏航角速率ω_yg和当前角速率ω_y和当前的角加速度ε_y计算航向通道旋翼电机油门信号dth_y；根据飞机的使用要求，需要对航向角内环的积分环节进行限幅，设定的幅值为d_{yawi_max}，限幅公式(3)，其中k_i2积分控制系数；

步骤四：在步骤三的基础上，计算航向控制信号值d_yawz，如公式(4)，其中k_p2为比例系数，k_d2微分控制系数；

d_yawz＝k_p2(w_yg-w_y)-k_d2×ε_y+d_yawi

(4)

步骤五：根据飞机的使用要求，需要对航向角内环的总控制信号进行限幅，设定的幅值为d_{yaw_max}，限幅公式(5)，幅值通常为100；

步骤六：需要根据飞机使用要求，将航向角内环的总控制信号d_yaw转换为航向通道旋翼电机油门信号dth_y，通过如下 dth_y＝ζ×d_yaw；ζ为航向通道控制分配系数，通常为0.2～0.3。

实施例二：起飞降落各个阶段相应的航向角控制策略的实现步骤如下：

步骤一：通常采用逆风起飞，起飞时的垂直爬升阶段，航向控制采用锁定航向的策略，本策略期望的航向角ψ_g为起飞离地时刻的航向角，航向角内环的积分环节限幅d_{yawi_max}为30(相当于d_{yawi_max}的 30％)；这样可以保证起飞时飞机保持起飞时刻的逆风状态，同时能有效抵抗突风对航向角的干扰；

步骤二：起飞悬停阶段的策略与垂直爬升阶段相同；这样可以保证起飞悬停时飞机保持逆风状态，同时能有效抵抗突风对航向角的干扰；

步骤三：起飞过渡飞行阶段的策略与垂直爬升阶段相同；这样可以保证起飞过渡飞行中飞机保持逆风状态，同时能有效抵抗突风对航向角的干扰，并且确保飞机按预设的安全路径完成旋翼到固定翼模式的转换，保证飞行安全；

步骤四：降落过渡飞行阶段，航向控制采用自由跟风的策略，本策略期望的偏航角速率ω_yg为0，航向角内环的积分环节限幅d_{yawi_max}为0；这样飞机能自由跟风，使飞机处于逆风状态，可以确保旋翼有更多的控制能力用于俯仰和滚转姿态控制；

步骤五：旋翼移动(移动到降落点上空)飞行阶段，航向控制策略与降落过渡飞行阶段相同，采用自由跟风的策略；

步骤六：降落悬停(等待姿态稳定)飞行阶段，航向控制策略与降落过渡飞行阶段相同，采用自由跟风的策略；

步骤七：垂直下降(垂直下降到地面)飞行阶段，航向控制采用锁定航向的策略，本策略期望的航向角ψ_g为降落悬停结束时刻的航向角，航向角内环的积分环节限幅d_{yawi_max}为30(相当于d_{yawi_max}的 30％)；这样可以保证降落时飞机保持逆风状态，同时能有效抵抗突风对航向角的干扰，并实现飞机降落接地时刻，航向角速率接近0，有效保护了起落架折损。

在本发明的描述中，需要理解的是，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，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；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，除非另有明确的限定，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。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神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，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

Claims (1)

1.一种复合翼无人机起降阶段航向控制方法，其特征在于，所述航向控制方法由通用航向角控制方法和起飞降落各个阶段相应的航向角控制策略组成；

通用航向角控制方法：通用航向角控制方法是根据期望的航向角ψ_g以及当前偏航角ψ和偏航角速率w_y计算期望的偏航角速率w_yg；再根据期望的偏航角速率w_yg和当前角速率w_y和当前的角加速度ε_y计算航向通道旋翼电机油门信号dth_y，进而控制无人机的航向偏转；

起飞降落各个阶段相应的航向角控制策略：是根据飞机的使用需求，分别确定起飞降落每个阶段期望的航向角ψ_g指令或者偏航角速率w_yg指令、航向角内环的积分环节限幅d_{yawi_max}，既保证飞机按期望的飞行路径飞行，又确保飞行安全；

所述通用航向角控制方法的实现步骤如下：

步骤一：航向角外环采用PD控制，根据航向角控制策略得到的期望航向角ψ_g以及当前偏航角ψ和偏航角速率w_y计算期望的偏航角速率w_ygz，如公式(1)，其中k_p1为比例系数，k_d1为微分控制系数；

w_ygz＝k_p1(ψ_g-ψ)-k_d1×w_y

(1)

步骤二：并根据飞机性能要求，设定偏航角速率限幅值w_ymax，并对步骤一计算的w_ygz限幅，得到航向角速率期望值w_yg，如公式(2)；

步骤三：航向角内环采用PID控制，再根据期望的偏航角速率w_yg和当前角速率w_y和当前的角加速度ε_y计算航向通道旋翼电机油门信号dth_y；根据飞机的使用要求，需要对航向角内环的积分环节进行限幅，设定的幅值为d_{yawi_max}，限幅公式(3)，其中k_i2为积分控制系数；

步骤四：在步骤三的基础上，计算航向控制信号值d_yawz，如公式(4)，其中k_p2为比例系数，k_d2为微分控制系数；

d_yawz＝k_p2(w_yg-w_y)-k_d2×ε_y+d_yawi(4)

步骤五：根据飞机的使用要求，需要对航向角内环的总控制信号进行限幅，设定的幅值为d_{yaw_max}，限幅公式(5)，幅值为100；

步骤六：需要根据飞机使用要求，将航向角内环的总控制信号d_yaw转换为航向通道旋翼电机油门信号dth_y，通过如下dth_y＝ζ×d_yaw；ζ为航向通道控制分配系数，为0.2～0.3；

起飞降落各个阶段相应的航向角控制策略的实现步骤如下：

步骤一：采用逆风起飞，起飞时的垂直爬升阶段，航向控制采用锁定航向的策略，本策略期望的航向角ψ_g为起飞离地时刻的航向角，航向角内环的积分环节限幅d_{yawi_max}为30；这样可以保证起飞时飞机保持起飞时刻的逆风状态，同时能有效抵抗突风对航向角的干扰；

步骤二：起飞悬停阶段的策略与垂直爬升阶段相同；这样可以保证起飞悬停时飞机保持逆风状态，同时能有效抵抗突风对航向角的干扰；

步骤三：起飞过渡飞行阶段的策略与垂直爬升阶段相同；这样可以保证起飞过渡飞行中飞机保持逆风状态，同时能有效抵抗突风对航向角的干扰，并且确保飞机按预设的安全路径完成旋翼到固定翼模式的转换，保证飞行安全；

步骤四：降落过渡飞行阶段，航向控制采用自由跟风的策略，本策略期望的偏航角速率w_yg为0，航向角内环的积分环节限幅d_{yawi_max}为0；这样飞机能自由跟风，使飞机处于逆风状态，可以确保旋翼有更多的控制能力用于俯仰和滚转姿态控制；

步骤五：旋翼移动飞行阶段，航向控制策略与降落过渡飞行阶段相同，采用自由跟风的策略；

步骤六：降落悬停飞行阶段，航向控制策略与降落过渡飞行阶段相同，采用自由跟风的策略；

步骤七：垂直下降飞行阶段，航向控制采用锁定航向的策略，本策略期望的航向角ψ_g为降落悬停结束时刻的航向角，航向角内环的积分环节限幅d_{yawi_max}为30；这样可以保证降落时飞机保持逆风状态，同时能有效抵抗突风对航向角的干扰，并实现飞机降落接地时刻，航向角速率接近0，有效保护了起落架折损。

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