[發明專利]一種小型無人直升機飛行控制中的動力規劃方法

有效

• 申請號: 201710441573.1
• 申請日: 2017-06-13
• 公開（公告）號: CN107272408B
• 公開（公告）日: 2020-02-18
• 發明（設計）人: 裴海龍;張興志
• 申請（專利權）人: 華南理工大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 廣州市華學知識產權代理有限公司 44245
• 代理人: 羅觀祥

本發明公開了一種小型無人直升機飛行控制中的動力規劃方法，該動力規劃方法在保持小型無人直升機穩定飛行狀態不變的前提下，對其總需求功率進行分析與優化，通過優化旋翼轉速與操縱量的匹配，使得總需求功率最小，從而得出最小需求功率下對應的發動機最佳轉速，然后設計發動機恒速控制器實時跟蹤對應穩定飛行下的最佳轉速，使得發動機一直工作在當前穩定狀態下的最佳工作點，保證了直升機的機動性，增加了續航時間，降低了燃油的消耗，達到發動機動力規劃的目標。

技術領域

本發明涉及無人直升機控制與應用技術領域，具體涉及一種小型無人 直升機飛行控制中的動力規劃方法。

背景技術

加載小型發動機作為動力來源的無人直升機，因動力穩定、續航時間 長等優點，一直在軍事和民用領域有廣泛的應用。傳統自主飛行控制設計 思想一般在整個飛行過程中保持發動機轉速為某一恒定值，從而設計直升 機的飛行控制器，這樣設計出的飛控系統已經能夠很好地控制無人直升機 自主飛行。但在現今對小型無人直升機的機動性、經濟性、長續航時間等 的高需求下，這種發動機轉速始終在某一恒定值的設計存在明顯的缺點， 因為這個轉速恒定值是以直升機在各種情況下都能保證安全工作為前提 而設定的，而在直升機一般飛行過程中，發動機的安全裕度則過多，沒有 充分利用發動機的工作性能，造成了功率的浪費。

發明內容

本發明的目的就是為了解決現有小型無人直升機飛行控制技術中的 缺陷，提出一種小型無人直升機飛行控制中的發動機動力規劃方法，以實 現提高直升機的機動性、增加續航時間、節省燃油量。

本發明的目的可以通過采取如下技術方案達到：

一種小型無人直升機飛行控制中的動力規劃方法，所述動力規劃方法 包括下列步驟：

S1、建立小型無人直升機非線性模型：拆分直升機為各個部件，分別 得出各個部件的動力學方程，整合各個部件的受力方程得出直升機整體的 數學模型，如式(1-1)所示，U＝[θ₀ A_1c B_1s θ_tr]^T是4個輸入控制量，分別 是主旋翼總距角θ₀、主旋翼橫向周期變距角A_1c、主旋翼縱向周期變距角B_1s和尾旋翼的總距角θ_tr，它們分別由實際輸入給舵機的PWM控制信號δ_col、 δ_lat、δ_lon、δ_tr控制；X＝[u v w p q r φ θ ψ a₁ b₁]^T是11個狀態變量， u,v,w是機體坐標系下沿三個軸向的飛行速度，p,q,r是繞機體坐標系三個 軸向的角速度，φ,θ,ψ是直升機的姿態角，a₁,b₁分別是主旋翼的縱向揮舞角 和橫向揮舞角，m表示直升機的質量，g表示重力加速度，X_mr,Y_mr,Z_mr分別 表示主旋翼的升力在機體坐標系下的三分量，X_fus,Y_fus,Z_fus分別表示機身所 受空氣動力在機體坐標系下的三分量，Y_tr表示尾旋翼的拉力在機體坐標系 的橫軸上的分力，Y_vf表示垂尾所受空氣動力在機體坐標系的橫軸上的分力， Z_ht表示平尾所受空氣動力在機體坐標系的垂向上的分力，L_mr,M_mr,Q_mr分別 表示主旋翼的升力在機體坐標軸三個方向上產生的力矩，L_tr,M_tr,N_tr分別表 示尾旋翼的拉力在機體坐標軸三個方向上產生的力矩，M_ht表示平尾所受 空氣動力在機體坐標系的橫向上產生的力矩，N_vf表示垂尾所受空氣動力在 機體坐標系的垂向上產生的力矩，I_xx,I_yy,I_zz是機體分別繞機體坐標系三軸 的轉動慣量，A_lat和B_lon分別是控制輸入量δ_lat和δ_lon到主旋翼橫向、縱向周期變距角的增益，和分別是縱向周期變距控制輸入量δ_lon和橫向周期變 距控制輸入量δ_lat到主旋翼的縱向和橫向揮舞角的穩態增益，u_w,v_w,w_w表示 外界風力沿機體坐標系三個軸向的速度，τ_e表示主旋翼和flybar組成的旋 翼系統的時間常數，Ω_mr,R_mr分別表示主旋翼的轉速和半徑，μ,μ_v,μ_z分別表 示機體坐標系三個方向的來流與主旋翼槳尖速度的比值。對模型進行配平 計算和動態求解計算，得到一個直升機動態計算模型。