一种直升机的控制方法和系统与流程

专利2022-07-08 75

本申请直升机控制技术领域，具体涉及一种直升机的控制方法和系统。

背景技术：

现有直升机飞控抗风控制方法主要采用比例-积分-微分(proportionalintegralderivative,pid)控制，依靠积分效应和大增益提升直升机的抗风能力，这对系统的单机设备提出了极高的要求，如舵机响应速度、惯性测量单元测量精度等。因此，急需寻找一种降低单机设备要求的、控制难度低的直升机抗风控制方法。

技术实现要素：

本申请的目的在于提供一种直升机的控制方法和系统，降低直升机通道耦合，提升直升机飞控控制响应速度。

本申请提供一种直升机的控制方法，包括：循环执行如下步骤：根据离线气动数据计算前馈控制量；根据实时控制量计算前馈控制量与实时控制量之间的控制量误差；根据实时测量数据计算反馈控制量；依据前馈控制量、控制量误差和反馈控制量确定输出控制量，将输出控制量作为直升机的舵指令。

优选地，输出控制量为前馈控制量、控制量误差和反馈控制量的综和。

优选地，利用如下公式计算反馈控制量：

其中，vrefy(k)为当前时刻k直升机的参考侧飞速度，vy(k)为当前时刻k直升机的实际侧飞速度，ay(k)为当前时刻k直升机的实际侧飞加速度，γ(k)为当前时刻k直升机的横滚姿态角，ωxb(k)为当前时刻k直升机的横滚角速度，vrefx(k)为当前时刻k直升机的参考前飞速度，vx(k)为当前时刻k直升机的实际前飞速度，ax(k)为当前时刻k直升机的实际前飞加速度，θ(k)为当前时刻k直升机的俯仰姿态角，ωyb(k)为当前时刻k直升机的俯仰角速度，vrefz(k)为当前时刻k直升机的参考爬升速度，href(k)为当前时刻k直升机的参考飞行高度，h(k)为当前时刻k直升机的实际飞行高度，vz(k)为当前时刻k直升机实际爬升速度，az(k)为当前时刻k直升机的实际爬升加速度，ωrefzb(k)为当前时刻k直升机的参考航向角速度，ψref(k)为当前时刻k直升机的参考航向角，ωzb(k)为当前时刻k直升机的实际航向角速度，ψ(k)为当前时刻k直升机的实际航向角，u0f(k)、u1f(k)、u2f(k)、u3f(k)分别为当前时刻k直升机的横滚通道、俯仰通道、高向通道、航向通道的反馈控制量。

优选地，前馈控制量至少包括直升机的横向周期变距、纵向周期变距、总距以及尾桨距。

优选地，依据求解如下第一函数计算前馈控制量

其中，v为直升机的离线飞行速度，θ为直升机的离线俯仰姿态角，γ为直升机的离线横滚姿态角，fzb为作用在直升机机体垂向上的离线总合力，mxb、myb、mzb分别为作用在直升机机体上的x、y、z方向上的离线总合力矩，u0为直升机的横向周期变距，u1为直升机的纵向周期变距，u2为直升机的总距，u3为直升机的尾桨距。

优选地，控制量误差包括横向周期变距误差δu0(k)、纵向周期变距误差δu1(k)、总距误差δu2(k)、尾桨距误差δu3(k)；

采用如下公式计算横向周期变距误差δu0(k)

e0＝u0(k)-z01(k-1)

其中，z01(k-1)＝u0_o(k-1)

z01(k)＝z01(k-1) [β01e0 z02(k-1)]t

z02(k)＝z02(k-1) [a0z02(k-1)-b0z01(k-1) c0u0(k-1) z03(k-1) β02]t

z03(k)＝z03(k-1) β03e0

δu0(k)＝z03(k)/d0

其中，t为控制周期，z01(k)为当前时刻k直升机的横滚角速度的估计值，z02(k)为当前时刻k直升机的横滚角加速度的估计值，z03(k)为当前时刻k直升机的第一干扰估计值，z01(k-1)为上一时刻k-1直升机的横滚角速度，z02(k-1)为上一时刻k-1直升机的横滚角加速度，z03(k-1)为上一时刻k-1直升机的第一干扰值，β01、β02、β03为指定值，a0、b0、c0分别为直升机的第一特征量辨识参数，d0为直升机的第一模型辨识参数，u0(k)为当前时刻k直升机的横向周期变距，u0_o(k-1)为上一时刻k-1直升机的输出横向周期变距，e0为横滚控制量估计误差。

优选地，采用如下公式计算纵向周期变距误差δu1(k)

e1＝u1(k)-z11(k-1)

其中，z11(k-1)＝u1_o(k-1)

z11(k)＝z11(k-1) [β11e0 z12(k-1)]t

z12(k)＝z12(k-1) [a1z12(k-1)-b1z11(k-1) c1u1(k-1) z13(k-1) β12]t

z13(k)＝z13(k-1) β13e1

δu1(k)＝z13(k)/d1

其中，t为控制周期，z11(k)为当前时刻k直升机的俯仰角速度的估计值，z12(k)为当前时刻k直升机的俯仰角加速度的估计值，z13(k)为当前时刻k直升机的第二干扰估计值，z11(k-1)为上一时刻k-1直升机的俯仰角速度，z12(k-1)为上一时刻k-1直升机的俯仰角加速度，z13(k-1)为上一时刻k-1直升机的第二干扰值，β11、β12、β13为指定值，a1、b1、c1分别为直升机的第二特征量辨识参数，d1为直升机的第二模型辨识参数，u1(k)为当前时刻k直升机的横向周期变距，u1_o(k-1)为上一时刻k-1直升机的输出横向周期变距，e1为俯仰控制量估计误差。

优选地，对如下第二函数采用梯度法来求解第一函数

其中，fi²(x)表示目标误差函数项的平方。

优选地，采用如下公式求解第一函数

x^{(k 1)}＝x^(k)-[f^′(x^(k))]^-1f(x^(k))

其中，x^{(k 1)}表示下一步待求参数值，x^(k)表示当前待求参数值，f′(x^(k))表示误差函数对未知量的雅克比矩阵，f(x^(k))表示第一函数的解算值，表示第一函数中作用在直升机机体垂向上的离线总合力fzb对直升机的横向周期变距u0求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体垂向上的离线总合力fzb对直升机的纵向周期变距u1求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体垂向上的离线总合力fzb对直升机的总距u2求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体垂向上的离线总合力fzb对直升机的尾桨距u3求偏导数；表示第一函数中作用在直升机机体上的x方向上的离线总合力矩mxb对直升机的横向周期变距u0求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的x方向上的离线总合力矩mxb对直升机的纵向周期变距u1求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的x方向上的离线总合力矩mxb对直升机的总距u2求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的x方向上的离线总合力矩mxb对直升机的尾桨距u3求偏导数；表示第一函数中作用在直升机机体上的y方向上的离线总合力矩myb对直升机的横向周期变距u0求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的y方向上的离线总合力矩myb中对直升机的纵向周期变距u1求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的y方向上的离线总合力矩mxb对直升机的总距u2求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的y方向上的离线总合力矩mxb对直升机的尾桨距u3求偏导数；表示第一函数中作用在直升机机体上的z方向上的离线总合力矩mzb对直升机的横向周期变距u0求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的z方向上的离线总合力矩mzb中对直升机的纵向周期变距u1求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的z方向上的离线总合力矩mzb对直升机的总距u2求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的z方向上的离线总合力矩mzb对直升机的尾桨距u3求偏导数。

本申请还提供一种直升机的控制系统，包括前馈控制量计算模块、控制量误差计算模块、反馈控制量计算模块以及舵指令确定模块；其中，前馈控制量计算模块根据离线气动数据实时计算前馈控制量；控制量误差计算模块根据实时控制量计算前馈控制量与实时控制量之间的控制量误差；反馈控制量计算模块根据实时导航测量数据和飞行参考量计算反馈控制量；舵指令确定模块依据前馈控制量、控制量误差和反馈控制量确定输出控制量，将输出控制量作为直升机的舵指令。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本申请提供的直升机的控制方法的流程图；

图2是本申请提供的求解前馈控制量的流程图；

图3是本申请提供的计算横向周期变距误差的原理示意图；

图4是本申请提供的直升机的控制系统的结构图。

具体实施方式

下面结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域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，都属于本申请保护的范围。

实施例一

本申请提供了一种直升机的控制方法。图1是本申请提供的直升机的控制方法的流程图。

如图1所示，直升机的控制方法包括循环如下步骤：

s110：根据直升机的特点，利用已有的离线气动数据计算离线配平量，作为前馈控制量。其中，离线气动数据通过风洞试验或cfd仿真得到。

具体地，依据求解如下第一函数计算前馈控制量

相比于现有的全量方程，第一函数减少了两个方程，求解参数少，求解方法容易，不需要求解复杂的非线性微分方程组。

作为一个实施例，采用迭代法求解第一函数，反算出需要作用在飞机上的离线配平量。

如图2所示，求解第一函数包括如下步骤：

s210：对如下第二函数采用梯度法进行迭代

其中，fi²(x)表示目标误差函数项的平方。

从初始点出发，沿着使第二函数的值下降最快的方向(即负梯度方向)，逐步下降值。

s220：判断最新求解值是否小于第一极值ε1；若是，则执行s260；否则，执行步骤s230。

s230：判断第二函数的迭代次数是否小于指定次数；若是，则返回s210；否则，执行步骤s240。

s240：采用如下第三函数进行迭代

x^{(k 1)}＝x^(k)-[f′(x^(k))]^-1f(x^(k))(3)

其中，x^{(k 1)}表示下一步待求参数值，x^(k)表示当前待求参数值，f′(x^(k))表示误差函数对未知量的雅克比矩阵，f(x^(k))表示第一函数的解算值，表示雅克比矩阵系数，是第一函数中各个方程项对各待求参数的偏导值。

具体地，表示第一函数中fzb对u0求偏导数，表示第一函数中fzb对u1求偏导数，表示第一函数中fzb对u2求偏导数，表示第一函数中fzb对u3求偏导数；

表示第一函数中mxb对u0求偏导数，表示第一函数中mxb对u1求偏导数，表示第一函数中mxb对u2求偏导数，表示第一函数中mxb对u3求偏导数；

表示第一函数中myb对u0求偏导数，表示第一函数myb中对u1求偏导数，表示第一函数中mxb对u2求偏导数，表示第一函数中mxb对u3求偏导数；

表示第一函数中mzb对u0求偏导数，表示第一函数mzb中对u1求偏导数，表示第一函数中mzb对u2求偏导数，表示第一函数中uzb对u3求偏导数。

第三函数的初始值为第二函数的最新求解值。

s250：判断max(δui(k))是否小于第二极值ε2；若是，则执行s260；否则，返回步骤s240。其中，δui(k)表示当前时刻k第i(i∈{0,1,2,3})个前馈控制量ui(k)的误差，表示四个前馈控制量的误差中的最大值。

s260：将该最新求解值作为前馈控制量并输出，将u0、u1、u2、u3作为当前时刻k直升机的前馈横向周期变距u0(k)、前馈纵向周期变距u1(k)、前馈总距u2(k)以及前馈尾桨距u3(k)。

作为另一个实施例，可以仅仅采用上述的梯度法进行迭代来求解前馈控制量。作为再一个实施例，可以仅仅采用s240的第三函数进行迭代来求解前馈控制量。

s120：依据s110获得的前馈控制量和实时控制量实时计算控制量误差。

采用如下公式计算控制量误差

式中：δu0(k)、δu1(k)、δu2(k)、δu3(k)表示当前时刻k直升机的横向周期变距误差、纵向周期变距误差、总距误差以及尾桨距误差。u0_o(k-1)、u1_o(k-1)、u2_o(k-1)、u3_o(k-1)分别为直升机的实时横向周期变距、实时纵向周期变距、实时总距、实时尾桨距，即上一时刻k-1飞控的输出控制量。θ(k)为当前时刻k直升机的俯仰姿态角，γ(k)为当前时刻k直升机的横滚姿态角，vz(k)为当前时刻k直升机的爬升速度，ψ(k)为当前时刻k直升机的航向角。fδ0表示横向误差函数。

具体地，作为一个实施例，当前时刻k直升机的横向周期变距误差δu0(k)、纵向周期变距误差δu1(k)、总距误差δu2(k)和尾桨距误差δu3(k)利用pid法直接做差。

作为另一个实施例，当前时刻k直升机的总距误差δu2(k)和尾桨距误差δu3(k)利用pid法直接做差，而当前时刻k直升机的横向周期变距误差δu0(k)和纵向周期变距误差δu1(k)采用如下方法进行估计。

如图3所示，通过观测器来实现横向周期变距误差δu0(k)和纵向周期变距误差δu1(k)的计算。图中，i＝0或1。观测器依据上一时刻k-1的前馈控制量和输出控制量进行计算获得相应的控制量误差。

结合图3，横向周期变距误差δu0(k)的计算方法如下：

e0＝u0(k)-z01(k-1)(6)

其中，z01(k-1)＝u0_o(k-1)(7)

z01(k)＝z01(k-1) [β01e0 z02(k-1)]t(8)

z02(k)＝z02(k-1) [a0z02(k-1)-b0z01(k-1) c0u0(k-1) z03(k-1) β02]t(9)

z03(k)＝z03(k-1) β03e0(10)

δu0(k)＝z03(k)/d0(11)

结合图3，纵向周期变距误差δu1(k)的计算方法为：

e1＝u1(k)-z11(k-1)(12)

其中，z11(k-1)＝u1_o(k-1)(13)

z11(k)＝z11(k-1) [β11e0 z12(k-1)]t(14)

z12(k)＝z12(k-1) [a1z12(k-1)-b1z11(k-1) c1u1(k-1) z13(k-1) β12]t(15)

z13(k)＝z13(k-1) β13e1(16)

δu1(k)＝z13(k)/d1(17)

s130：根据实时导航测量数据和飞行参考量计算反馈控制量，计算公式如下。

其中，vrefy(k)为当前时刻k直升机的参考侧飞速度，vy(k)为当前时刻k测量的直升机的实际侧飞速度，ay(k)为当前时刻k测量的直升机的实际侧飞加速度，γ(k)为当前时刻k测量的直升机的横滚姿态角，ωxb(k)为当前时刻k测量的直升机的横滚角速度，vrefx(k)为当前时刻k直升机的参考前飞速度，vx(k)为当前时刻k测量的直升机的实际前飞速度，ax(k)为当前时刻k测量的直升机的实际前飞加速度，θ(k)为当前时刻k测量的直升机的俯仰姿态角，ωyb(k)为当前时刻k测量的直升机的俯仰角速度，vrefz(k)为当前时刻k直升机的参考爬升速度，href(k)为当前时刻k直升机的参考飞行高度，h(k)为当前时刻k测量的直升机的实际飞行高度，vz(k)为当前时刻k测量的直升机实际爬升速度，az(k)为当前时刻k测量的直升机的实际爬升加速度，ωrefzb(k)为当前时刻k直升机的参考航向角速度，ψref(k)为当前时刻k直升机的参考航向角，ωzb(k)为当前时刻k测量的直升机的实际航向角速度，ψ(k)为当前时刻k测量的直升机的实际航向角，u0f(k)、u1f(k)、u2f(k)、u3f(k)分别为当前时刻k直升机的横滚通道、俯仰通道、高向通道、航向通道的反馈控制量。fo0表示

s140：依据s110获得的前馈控制量、s120获得的控制量误差和s130获得的反馈控制量确定输出控制量，将该输出控制量作为直升机的舵指令。

作为一个实施例，输出控制量为前馈控制量、控制量误差和反馈控制量的综合。

作为一个实施例，依据求和方式计算输出控制量：

其中，u0_o(k)表示当前时刻k直升机的输出横向周期变距，u1_o(k)表示当前时刻k直升机的输出纵向周期变距，u2_o(k)表示当前时刻k直升机的输出总距，u3_o(k)表示当前时刻k直升机的输出尾桨距。

下一个循环中，将当前时刻k的输出控制量作为s120中的实时控制量计算控制量误差，实现飞控的舵指令循环输出。

实施例二

本申请还提供一种与实施例一匹配的直升机控制系统400，如图4所示，包括前馈控制量计算模块410、控制量误差计算模块420、反馈控制量计算模块430以及舵指令确定模块440；

其中，前馈控制量计算模块410根据离线气动数据计算前馈控制量；

控制量误差计算模块420根据实时控制量计算前馈控制量与实时控制量之间的控制量误差；

反馈控制量计算模块430根据实时测量数据计算反馈控制量；

舵指令确定模块440依据前馈控制量、控制量误差和反馈控制量确定输出控制量，将输出控制量作为直升机的舵指令。

本申请的有益效果如下：

1、本申请采用实时估计补偿控制方法，并结合前馈控制量和实时测量数据获得的反馈控制量提高直升机的抗风控制性能，确保直升机始终工作在实际配平状态附近。

2、本申请利用离线气动数据计算的配平量构成前馈控制量，降低直升机的通道耦合难度，提升直升机的控制响应速度。

3、本申请充分引入传感器测量信息，构成闭环反馈控制，降低风扰动对系统性能影响。

尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

技术特征：

1.一种直升机的控制方法，其特征在于，包括：

循环执行如下步骤：

根据离线气动数据实时计算前馈控制量；

根据实时控制量计算所述前馈控制量与所述实时控制量之间的控制量误差；

根据实时导航测量数据和飞行参考量计算反馈控制量；

依据所述前馈控制量、所述控制量误差和所述反馈控制量确定输出控制量，将所述输出控制量作为所述直升机的舵指令。

2.如权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述输出控制量为所述前馈控制量、所述控制量误差和所述反馈控制量的综合。

3.如权利要求1或2所述的控制方法，其特征在于，利用如下公式计算所述反馈控制量：

4.如权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述前馈控制量至少包括直升机的横向周期变距、纵向周期变距、总距以及尾桨距。

5.如权利要求4所述的控制方法，其特征在于，依据离线气动数据求解如下第一函数计算前馈控制量

6.如权利要求5所述的控制方法，其特征在于，所述控制量误差包括横向周期变距误差δu0(k)、纵向周期变距误差δu1(k)、总距误差δu2(k)、尾桨距误差δu3(k)；

采用如下公式计算横向周期变距误差δu0(k)

e0＝u0(k)-z01(k-1)

其中，z01(k-1)＝u0_o(k-1)

z01(k)＝z01(k-1) [β01e0 z02(k-1)]t

z02(k)＝z02(k-1) [a0z02(k一1)-b0z01(k-1) c0u0(k-1) z03(k-1) β02]t

z03(k)＝z03(k-1) β03e0

δu0(k)＝z03(k)/d0

7.如权利要求6所述的控制方法，其特征在于，采用如下公式计算纵向周期变距误差δu1(k)

e1＝u1(k)-z11(k-1)

其中，z11(k-1)＝u1_o(k-1)

z11(k)＝z11(k-1) [β11e0 z12(k-1)]t

z12(k)＝z12(k-1) [a1z12(k-1)-b1z11(k-1) c1u1(k-1) z13(k-1) β12]t

z13(k)＝z13(k-1) β13e1

δu1(k)＝z13(k)/d1

8.如权利要求5所述的控制方法，其特征在于，对如下第二函数采用梯度法来求解所述第一函数

其中，fi²(x)表示目标误差函数项的平方。

9.如权利要求8所述的控制方法，其特征在于，采用如下公式求解所述第一函数

x^{(k 1)}＝x^(k)-[f′(x^(k))]^-1f(x^(k))

表示第一函数中作用在直升机机体上的x方向上的离线总合力矩mxb对直升机的横向周期变距u0求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的x方向上的离线总合力矩mxb对直升机的纵向周期变距u1求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的x方向上的离线总合力矩mxb对直升机的总距u2求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的x方向上的离线总合力矩mxb对直升机的尾桨距u3求偏导数；

表示第一函数中作用在直升机机体上的y方向上的离线总合力矩myb对直升机的横向周期变距u0求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的y方向上的离线总合力矩myb中对直升机的纵向周期变距u1求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的y方向上的离线总合力矩mxb对直升机的总距u2求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的y方向上的离线总合力矩mxb对直升机的尾桨距u3求偏导数；

表示第一函数中作用在直升机机体上的z方向上的离线总合力矩mzb对直升机的横向周期变距u0求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的z方向上的离线总合力矩mzb中对直升机的纵向周期变距u1求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的z方向上的离线总合力矩mzb对直升机的总距u2求偏导数，表示第一函数中作用在直升机机体上的z方向上的离线总合力矩mzb对直升机的尾桨距u3求偏导数。

10.一种直升机的控制系统，其特征在于，包括前馈控制量计算模块、控制量误差计算模块、反馈控制量计算模块以及舵指令确定模块；

其中，所述前馈控制量计算模块根据离线气动数据实时计算前馈控制量；

所述控制量误差计算模块根据实时控制量计算所述前馈控制量与所述实时控制量之间的控制量误差；

所述反馈控制量计算模块根据实时导航测量数据和飞行参考量计算反馈控制量；

舵指令确定模块依据所述前馈控制量、所述控制量误差和所述反馈控制量确定输出控制量，将所述输出控制量作为所述直升机的舵指令。

技术总结
本申请公开了一种直升机的控制方法和系统，控制方法包括：循环执行如下步骤：根据离线气动数据实时计算前馈控制量；根据实时控制量计算前馈控制量与实时控制量之间的控制量误差；根据实时导航测量数据和飞行参考量计算反馈控制量；依据前馈控制量、控制量误差和反馈控制量确定输出控制量，将输出控制量作为直升机的舵指令。本申请采用实时估计补偿控制方法，并结合前馈控制量和实时导航测量数据获得的反馈控制量提高直升机的抗风控制性能，确保直升机始终工作在实际配平状态附近。

技术研发人员：田刚印;邓海波;陈佳
受保护的技术使用者：深圳联合飞机科技有限公司
技术研发日：2020.12.01
技术公布日：2021.03.12

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