[發明專利]一種無人直升機航向補償航線過渡的方法

有效

• 申請號: 201711256523.2
• 申請日: 2017-12-03
• 公開（公告）號: CN108089593B
• 公開（公告）日: 2021-02-26
• 發明（設計）人: 胡淼;李衛星;廖智麟
• 申請（專利權）人: 中國直升機設計研究所
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 高原

1.一種無人直升機航向補償航線過渡的方法，其特征在于，在無人直升機進行偏轉過程中，橫向通道采用側向零速度保持控制，航向通道采用偏航角速率保持控制，其中：

橫向通道控制結構為：

δ_a＝δ_{a_in}+δ_{a_out}+δ_{a_trim}

Vy_g＝Vy_cmd

上式中，δ_a為橫向周期變距，δ_{a_in}為內環控制量，δ_{a_out}為外環控制量，δ_{a_trim}為平衡狀態下的橫向周期變距，為側向速度比例增益，為側向速度積分增益，為側向加速度增益，為滾轉角速率控制增益，為滾轉角控制增益，P為滾轉角速率，Phi為滾轉角；

側向加速度指令Ay_cmd＝R_gV_x，R_g為航向通道實際偏航角速率指令，V_x為縱向速度；

滾轉角指令Phi_cmd＝Phi_turn+Phi_trim，Phi_trim為直飛時滾轉角配平值，Phi_turn為轉彎時的滾轉角指令，且Phi_turn＝arctan(R_gV_x/g)，側向速度V_y＝V_xsindPsi，側向速度指令Vy_cmd＝0；

航向通道控制結構為：

Psi_g＝Psi_cmd+Psi_dY

上式中，δ_r為尾槳距，δ_{r_trim}為平衡狀態下的尾槳距，為偏航角速率比例增益，為偏航角速率積分增益，為航向控制增益，R為實際偏航角速率，Psi為當前機頭航向，且|R_g|≤R_LMT，R_LMT為當前速度下協調轉彎采用的偏航角速率上限，Psi_cmd為目標航線航向，Psi_dY為側偏產生的航向補償；以及由包含航向補償量的航向偏差產生偏航角速率指令，根據實時側偏、當前飛行速度對應的偏航角速率上限和航向補償量門限確定航向補償量，進而得到偏航角速度指令和滾轉角指令，使得當直升機由于擾動導致轉彎時轉動過快，航向補償機制將給以一個減緩轉動的補償作用，當直升機由于擾動導致轉彎時轉動過慢，航向補償機制會持續給出航向補償指令，直升機繼續完成轉彎，直到飛機航向偏差及其側偏滿足要求。

2.根據權利要求1所述的無人直升機航向補償航線過渡的方法，其特征在于，側偏產生的航向補償Psi_dY需滿足以下條件：

|Psi_dY|Psi_dYmax

其中，Psi_dYmax為側偏產生的航向補償的最大值，其大小根據實際飛行情況定，且

其中，Dy為退出航向補償的側偏，Dy_min為退出航向補償的側偏門限，f(Vx)為航向補償系數，即當|Dy|Dy_min時，航向補償不起作用；

一方面，Dy_min能夠彌補航向跟蹤控制的動態誤差導致的側向位置超調，另一方面，在|Dy|Dy_min時，航向不會一直處于變化狀態，有利于飛行的安全，Dy_min的大小根據實際飛行性能需求確定。

3.根據權利要求2所述的無人直升機航向補償航線過渡的方法，其特征在于，與速度相關的航向補償系數f(Vx)需滿足以下條件：

0≤f(Vx)≤_fmax(Vx)

為確定f_max(Vx)，對Psi_dY進行求導得

其中，R_dY為Psi_dY的導數，V_dY為Dy的導數，V_dY＝Vxsin(Psi_cmd-Psi)；

當直升機沿偏轉后航線飛行時，如果f(Vx)過大，會導致R_dY大于偏航角速率幅值，反過來，由于偏航角速率存在幅值限制，航向無法跟隨Psi_dY，導致直升機由偏轉后航線的左側超調至航線的右側；

因此，|R_dY|與|V_dY|成正比，在航線過渡的過程中，航向通道在啟動協調轉彎時，實際上是處于協調轉彎的狀態，其偏航角速率固定為限幅值；在Psi_cmd-PsiPsi_dYmax時，Psi_dY開始起作用，當f(Vx)＝f_max(Vx)時R_dY＝R_LMT，即

f_max(Vx)＝R_LMT/V_dYmax

f_max(Vx)＝R_LMT/(Vxsin(Psi_dYmax))。