[發(fā)明專利]一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)起降階段航向控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202110375091.7
• 申請(qǐng)日: 2021-04-08
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN113282095B
• 公開(kāi)（公告）日: 2022-11-22
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 梁斌;吳海杰;林玉祥;劉艷軍;羅竑
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)蘇州研究院;宇領(lǐng)星際航空（蘇州）有限公司
• 主分類號(hào): G05D1/08
• 分類號(hào): G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 蘇州國(guó)卓知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理有限公司 32331
• 代理人: 康進(jìn)廣

1.一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)起降階段航向控制方法，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飛降落各個(gè)階段相應(yīng)的航向角控制策略組成；

通用航向角控制方法：通用航向角控制方法是根據(jù)期望的航向角ψ_g以及當(dāng)前偏航角ψ和偏航角速率w_y計(jì)算期望的偏航角速率w_yg；再根據(jù)期望的偏航角速率w_yg和當(dāng)前角速率w_y和當(dāng)前的角加速度ε_y計(jì)算航向通道旋翼電機(jī)油門信號(hào)dth_y，進(jìn)而控制無(wú)人機(jī)的航向偏轉(zhuǎn)；

起飛降落各個(gè)階段相應(yīng)的航向角控制策略：是根據(jù)飛機(jī)的使用需求，分別確定起飛降落每個(gè)階段期望的航向角ψ_g指令或者偏航角速率w_yg指令、航向角內(nèi)環(huán)的積分環(huán)節(jié)限幅d_{yawi_max}，既保證飛機(jī)按期望的飛行路徑飛行，又確保飛行安全；

所述通用航向角控制方法的實(shí)現(xiàn)步驟如下：

步驟一：航向角外環(huán)采用PD控制，根據(jù)航向角控制策略得到的期望航向角ψ_g以及當(dāng)前偏航角ψ和偏航角速率w_y計(jì)算期望的偏航角速率w_ygz，如公式(1)，其中k_p1為比例系數(shù)，k_d1為微分控制系數(shù)；

w_ygz＝k_p1(ψ_g-ψ)-k_d1×w_y

(1)

步驟二：并根據(jù)飛機(jī)性能要求，設(shè)定偏航角速率限幅值w_ymax，并對(duì)步驟一計(jì)算的w_ygz限幅，得到航向角速率期望值w_yg，如公式(2)；

步驟三：航向角內(nèi)環(huán)采用PID控制，再根據(jù)期望的偏航角速率w_yg和當(dāng)前角速率w_y和當(dāng)前的角加速度ε_y計(jì)算航向通道旋翼電機(jī)油門信號(hào)dth_y；根據(jù)飛機(jī)的使用要求，需要對(duì)航向角內(nèi)環(huán)的積分環(huán)節(jié)進(jìn)行限幅，設(shè)定的幅值為d_{yawi_max}，限幅公式(3)，其中k_i2為積分控制系數(shù)；

步驟四：在步驟三的基礎(chǔ)上，計(jì)算航向控制信號(hào)值d_yawz，如公式(4)，其中k_p2為比例系數(shù)，k_d2為微分控制系數(shù)；

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

步驟五：根據(jù)飛機(jī)的使用要求，需要對(duì)航向角內(nèi)環(huán)的總控制信號(hào)進(jìn)行限幅，設(shè)定的幅值為d_{yaw_max}，限幅公式(5)，幅值為100；

步驟六：需要根據(jù)飛機(jī)使用要求，將航向角內(nèi)環(huán)的總控制信號(hào)d_yaw轉(zhuǎn)換為航向通道旋翼電機(jī)油門信號(hào)dth_y，通過(guò)如下dth_y＝ζ×d_yaw；ζ為航向通道控制分配系數(shù)，為0.2～0.3；

起飛降落各個(gè)階段相應(yīng)的航向角控制策略的實(shí)現(xiàn)步驟如下：

步驟一：采用逆風(fēng)起飛，起飛時(shí)的垂直爬升階段，航向控制采用鎖定航向的策略，本策略期望的航向角ψ_g為起飛離地時(shí)刻的航向角，航向角內(nèi)環(huán)的積分環(huán)節(jié)限幅d_{yawi_max}為30；這樣可以保證起飛時(shí)飛機(jī)保持起飛時(shí)刻的逆風(fēng)狀態(tài)，同時(shí)能有效抵抗突風(fēng)對(duì)航向角的干擾；

步驟二：起飛懸停階段的策略與垂直爬升階段相同；這樣可以保證起飛懸停時(shí)飛機(jī)保持逆風(fēng)狀態(tài)，同時(shí)能有效抵抗突風(fēng)對(duì)航向角的干擾；

步驟三：起飛過(guò)渡飛行階段的策略與垂直爬升階段相同；這樣可以保證起飛過(guò)渡飛行中飛機(jī)保持逆風(fēng)狀態(tài)，同時(shí)能有效抵抗突風(fēng)對(duì)航向角的干擾，并且確保飛機(jī)按預(yù)設(shè)的安全路徑完成旋翼到固定翼模式的轉(zhuǎn)換，保證飛行安全；

步驟四：降落過(guò)渡飛行階段，航向控制采用自由跟風(fēng)的策略，本策略期望的偏航角速率w_yg為0，航向角內(nèi)環(huán)的積分環(huán)節(jié)限幅d_{yawi_max}為0；這樣飛機(jī)能自由跟風(fēng)，使飛機(jī)處于逆風(fēng)狀態(tài)，可以確保旋翼有更多的控制能力用于俯仰和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制；

步驟五：旋翼移動(dòng)飛行階段，航向控制策略與降落過(guò)渡飛行階段相同，采用自由跟風(fēng)的策略；

步驟六：降落懸停飛行階段，航向控制策略與降落過(guò)渡飛行階段相同，采用自由跟風(fēng)的策略；

步驟七：垂直下降飛行階段，航向控制采用鎖定航向的策略，本策略期望的航向角ψ_g為降落懸停結(jié)束時(shí)刻的航向角，航向角內(nèi)環(huán)的積分環(huán)節(jié)限幅d_{yawi_max}為30；這樣可以保證降落時(shí)飛機(jī)保持逆風(fēng)狀態(tài)，同時(shí)能有效抵抗突風(fēng)對(duì)航向角的干擾，并實(shí)現(xiàn)飛機(jī)降落接地時(shí)刻，航向角速率接近0，有效保護(hù)了起落架折損。