[發(fā)明專利]一種直升機的控制方法和系統(tǒng)

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202011387658.4
• 申請日: 2020-12-01
• 公開（公告）號: CN112486218B
• 公開（公告）日: 2022-12-06
• 發(fā)明（設計）人: 田剛印;鄧海波;陳佳
• 申請（專利權）人: 深圳聯(lián)合飛機科技有限公司
• 主分類號: G05D13/62
• 分類號: G05D13/62
• 代理公司: 北京卓特專利代理事務所(普通合伙) 11572
• 代理人: 陳變花

1.一種直升機的控制方法，其特征在于，包括：

循環(huán)執(zhí)行如下步驟：

根據(jù)離線氣動數(shù)據(jù)實時計算前饋控制量；

根據(jù)實時控制量計算所述前饋控制量與所述實時控制量之間的控制量誤差；

根據(jù)實時導航測量數(shù)據(jù)和飛行參考量計算反饋控制量；

依據(jù)所述前饋控制量、所述控制量誤差和所述反饋控制量確定輸出控制量，將所述輸出控制量作為所述直升機的舵指令；

其中利用如下公式計算所述反饋控制量：

其中，V_refy(k)為當前時刻k直升機的參考側飛速度，V_y(k)為當前時刻k直升機的實際側飛速度，a_y(k)為當前時刻k直升機的實際側飛加速度，γ(k)為當前時刻k直升機的橫滾姿態(tài)角，ω_xb(k)為當前時刻k直升機的橫滾角速度，V_refx(k)為當前時刻k直升機的參考前飛速度，V_x(k)為當前時刻k直升機的實際前飛速度，a_x(k)為當前時刻k直升機的實際前飛加速度，θ(k)為當前時刻k直升機的俯仰姿態(tài)角，ω_yb(k)為當前時刻k直升機的俯仰角速度，V_refz(k)為當前時刻k直升機的參考爬升速度，h_ref(k)為當前時刻k直升機的參考飛行高度，h(k)為當前時刻k直升機的實際飛行高度，V_z(k)為當前時刻k直升機實際爬升速度，a_z(k)為當前時刻k直升機的實際爬升加速度，ω_refzb(k)為當前時刻k直升機的參考航向角速度，ψ_ref(k)為當前時刻k直升機的參考航向角，ω_zb(k)為當前時刻k直升機的實際航向角速度，ψ(k)為當前時刻k直升機的實際航向角，u_0f(k)、u_1f(k)、u_2f(k)、u_3f(k)分別為當前時刻k直升機的橫滾通道、俯仰通道、高向通道、航向通道的反饋控制量；

依據(jù)離線氣動數(shù)據(jù)求解如下第一函數(shù)計算前饋控制量

其中，V為直升機的離線飛行速度，θ為直升機的離線俯仰姿態(tài)角，γ為直升機的離線橫滾姿態(tài)角，F(xiàn)_Zb為作用在直升機機體垂向上的離線總合力，M_Xb、M_Yb、M_Zb分別為作用在直升機機體上的X、Y、Z方向上的離線總合力矩，u₀為直升機的橫向周期變距，u₁為直升機的縱向周期變距，u₂為直升機的總距，u₃為直升機的尾槳距。

2.如權利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述前饋控制量至少包括直升機的橫向周期變距、縱向周期變距、總距以及尾槳距。