一种旋翼机协调转弯控制方法及系统与流程

本发明涉及飞行器控制技术领域，特别是涉及一种旋翼机协调转弯控制方法及系统。

背景技术：

转弯飞行是指目标位置不在当前航向，需要对飞行方向进行调整的一种飞行模式，尤其在对地面目标进行盘旋侦察时，更显其必要性。飞行器在转弯飞行过程中，机身产生了滚转倾斜，使得航向的调整对纵向姿态也有影响；另一方面，机身的倾斜产生了侧滑运动，对机身形成了侧向阻力，不利于飞行稳定，故飞行器在转弯飞行过程中一般采用协调转弯飞行方式。

目前，对飞行器转弯飞行的研究，大多集中在对直升机转弯飞行控制的研究，几乎没有对旋翼机转弯飞行控制进行专门研究。随着旋翼机在陆空领域的广泛应用，对其转弯飞行进行控制，以提高转弯飞行的平稳性和速度，准确控制航向，进而减少安全隐患，显得尤其重要。

技术实现要素：

基于此，有必要提供一种旋翼机协调转弯控制方法及系统，以提高旋翼机转弯飞行的平稳性和速度，准确控制航向，减少安全隐患。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种旋翼机协调转弯控制方法，包括：

获取旋翼机在转弯时的实际飞行参量值；所述实际飞行参量值包括实际高度值、实际速度值、实际姿态角值和实际角速度值；

获取所述实际飞行参量值对应的参考参量值；所述参考参量值包括参考高度值、参考速度值和参考姿态角值；

将所述实际高度值和所述参考高度值作为高度控制器的输入，采用pid算法，得到速度修正值；

将所述实际速度值、所述参考速度值和所述速度修正值作为速度控制器的输入，采用pid算法，得到姿态角修正值和发动机推力；所述姿态角修正值包括滚转角修正值和俯仰角修正值；

将所述实际姿态角值、所述实际角速度值、所述参考姿态角值和所述姿态角修正值作为内环姿态控制器的输入，采用鲁棒控制方法，得到控制力矩；所述控制力矩包括滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩；

将所述控制力矩和所述发动机推力作为陆空车辆飞行动力学模型的输入，对所述旋翼机在转弯时的飞行状态进行控制。

可选的，所述将所述实际高度值和所述参考高度值作为高度控制器的输入，采用pid算法，得到速度修正值，具体包括：

将所述实际高度值和所述参考高度值做差，得到第一差值；

将所述第一差值作为高度控制器的输入，采用pid算法，得到速度修正值。

可选的，所述将所述实际速度值、所述参考速度值和所述速度修正值作为速度控制器的输入，采用pid算法，得到姿态角修正值和发动机推力，具体包括：

将所述实际速度值中x轴方向的实际速度值和所述参考速度值中x轴方向的参考速度值做差，得到第二差值；

将所述实际速度值中y轴方向的实际速度值和所述参考速度值中y轴方向的参考速度值做差，得到第三差值；

将所述实际速度值中z轴方向的实际速度值和所述参考速度值中z轴方向的参考速度值做差，得到第四差值；

将所述第四差值与所述速度修正值做差，得到第五差值；

将所述第二差值、所述第三差值和所述第五差值作为速度控制器的输入，采用pid算法，得到俯仰角修正值、滚转角修正值和发动机推力。

可选的，所述将所述实际姿态角值、所述实际角速度值、所述参考姿态角值和所述姿态角修正值作为内环姿态控制器的输入，采用鲁棒控制方法，得到控制力矩，具体包括：

将所述参考姿态角值中的参考滚转角值与所述滚转角修正值做差，得到第六差值；

将所述参考姿态角值中的参考俯仰角值与所述俯仰角修正值做差，得到第七差值；

将所述参考姿态角值中的参考偏航角值进行积分变换，得到参考姿态角变换值；

将所述第六差值、所述第七差值、所述参考姿态角变换值、所述实际姿态角值和所述实际角速度值作为内环姿态控制器的输入，采用鲁棒控制方法，得到滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩。

本发明还提供了一种旋翼机协调转弯控制系统，所述系统包括：

第一获取模块，用于获取旋翼机在转弯时的实际飞行参量值；所述实际飞行参量值包括实际高度值、实际速度值、实际姿态角值和实际角速度值；

第二获取模块，用于获取所述实际飞行参量值对应的参考参量值；所述参考参量值包括参考高度值、参考速度值和参考姿态角值；

修正值获取模块，用于将所述实际高度值和所述参考高度值作为高度控制器的输入，采用pid算法，得到速度修正值；

第三获取模块，用于将所述实际速度值、所述参考速度值和所述速度修正值作为速度控制器的输入，采用pid算法，得到姿态角修正值和发动机推力；所述姿态角修正值包括滚转角修正值和俯仰角修正值；

力矩获取模块，用于将所述实际姿态角值、所述实际角速度值、所述参考姿态角值和所述姿态角修正值作为内环姿态控制器的输入，采用鲁棒控制方法，得到控制力矩；所述控制力矩包括滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩；

飞行控制模块，用于将所述控制力矩和所述发动机推力作为陆空车辆飞行动力学模型的输入，对所述旋翼机在转弯时的飞行状态进行控制。

可选的，所述修正值获取模块，具体包括：

第一差值获取单元，用于将所述实际高度值和所述参考高度值做差，得到第一差值；

速度修正值获取单元，用于将所述第一差值作为高度控制器的输入，采用pid算法，得到速度修正值。

可选的，所述第三获取模块，具体包括：

第二差值获取单元，用于将所述实际速度值中x轴方向的实际速度值和所述参考速度值中x轴方向的参考速度值做差，得到第二差值；

第三差值获取单元，用于将所述实际速度值中y轴方向的实际速度值和所述参考速度值中y轴方向的参考速度值做差，得到第三差值；

第四差值获取单元，用于将所述实际速度值中z轴方向的实际速度值和所述参考速度值中z轴方向的参考速度值做差，得到第四差值；

第五差值获取单元，用于将所述第四差值与所述速度修正值做差，得到第五差值；

第三获取单元，用于将所述第二差值、所述第三差值和所述第五差值作为速度控制器的输入，采用pid算法，得到俯仰角修正值、滚转角修正值和发动机推力。

可选的，所述力矩获取模块，具体包括：

第六差值获取单元，用于将所述参考姿态角值中的参考滚转角值与所述滚转角修正值做差，得到第六差值；

第七差值获取单元，用于将所述参考姿态角值中的参考俯仰角值与所述俯仰角修正值做差，得到第七差值；

变换值获取单元，用于将所述参考姿态角值中的参考偏航角值进行积分变换，得到参考姿态角变换值；

力矩获取单元，用于将所述第六差值、所述第七差值、所述参考姿态角变换值、所述实际姿态角值和所述实际角速度值作为内环姿态控制器的输入，采用鲁棒控制方法，得到滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

本发明提出了一种旋翼机协调转弯控制方法及系统，所述方法包括：获取旋翼机在转弯时的实际飞行参量值和对应的参考参量值；将实际高度值和参考高度值作为高度控制器的输入，采用pid算法，得到速度修正值；将实际速度值、参考速度值和速度修正值作为速度控制器的输入，采用pid算法，得到姿态角修正值和发动机推力；将实际姿态角值、实际角速度值、参考姿态角值和姿态角修正值作为内环姿态控制器的输入，采用鲁棒控制方法，得到控制力矩；将控制力矩和发动机推力作为陆空车辆飞行动力学模型的输入，对旋翼机在转弯时的飞行状态进行控制。本发明能够提高旋翼机转弯飞行的平稳性和速度，准确控制航向，减少安全隐患。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例旋翼机协调转弯控制方法的流程图；

图2为本发明实施例旋翼机协调转弯控制方法的原理图；

图3为旋翼机的受力分析图；

图4为本发明实施例旋翼机协调转弯控制系统的结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通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，都属于本发明保护的范围。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

旋翼机固定高度盘旋飞行控制包括平面飞行控制和高度飞行控制两个方面，但是这两方面并不是割裂的，而是互相关联的整体，因此应对所有控制回路，包括高度控制回路、速度控制回路和航向控制回路进行综合，将相互之间存在耦合的控制回路合为一个整体。

高度回路由控制系统根据高度传感器测量的高度值与给定高度比较，解算得出控制指令操纵发动机推力和桨盘俯仰，以保持高度稳定；平面控制要求无人旋翼机在固定高度平面内对圆弧航迹能达到较好的跟踪效果，要求旋翼机能够按照给定航向，使机体轴与圆弧切线尽量保持一致；当受到扰动旋翼机偏离航迹时，根据当前实测位置与速度矢量计算修正策略，使旋翼机回到预定航迹。

图1为本发明实施例旋翼机协调转弯控制方法的流程图；图2为本发明实施例旋翼机协调转弯控制方法的原理图。

参见图1-2，实施例的旋翼机协调转弯控制方法，包括：

步骤s1：获取旋翼机在转弯时的实际飞行参量值。

所述实际飞行参量值包括实际高度值h、实际速度值、实际姿态角值和实际角速度值。所述实际飞行参量值是通过参量对应的传感器获得的，例如采用高度传感器测量得到实际高度值h。

步骤s2：获取所述实际飞行参量值对应的参考参量值。

所述参考参量值包括参考高度值href、参考速度值和参考姿态角值。

步骤s3：将所述实际高度值h和所述参考高度值href作为高度控制器的输入，采用pid算法，得到速度修正值。

所述步骤s3具体包括：

将所述实际高度值h和所述参考高度值href做差，得到第一差值；

将所述第一差值作为高度控制器的输入，采用pid算法，得到速度修正值。

步骤s4：将所述实际速度值、所述参考速度值和所述速度修正值作为速度控制器的输入，采用pid算法，得到姿态角修正值和发动机推力。

所述姿态角修正值包括滚转角修正值和俯仰角修正值。

所述步骤s4具体包括：

将所述实际速度值中x轴方向的实际速度值vx和所述参考速度值中x轴方向的参考速度值vx_ref做差，得到第二差值；

将所述实际速度值中y轴方向的实际速度值vy和所述参考速度值中y轴方向的参考速度值vy_ref做差，得到第三差值；

将所述实际速度值中z轴方向的实际速度值vz和所述参考速度值中z轴方向的参考速度值vz_ref做差，得到第四差值；

将所述第四差值与所述速度修正值做差，得到第五差值；

将所述第二差值、所述第三差值和所述第五差值作为速度控制器的输入，采用pid算法，得到俯仰角修正值、滚转角修正值和发动机推力。

步骤s5：将所述实际姿态角值、所述实际角速度值、所述参考姿态角值和所述姿态角修正值作为内环姿态控制器的输入，采用鲁棒控制方法，得到控制力矩。

所述实际姿态角值包括实际滚转角值φ、实际俯仰角值θ和实际偏航角值ψ；所述实际角速度值包括实际滚转角速度值p、实际俯仰角速度值q和实际偏航角速度值r；所述参考姿态角值包括参考滚转角值φref、参考俯仰角值θref和参考偏航角值ψref；所述控制力矩包括滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩。

所述步骤s5具体包括：

将所述参考姿态角值中的参考滚转角值φref与所述滚转角修正值做差，得到第六差值；

将所述参考姿态角值中的参考俯仰角值θref与所述俯仰角修正值做差，得到第七差值；

将所述参考姿态角值中的参考偏航角值ψref进行积分变换，得到参考姿态角变换值；

将所述第六差值、所述第七差值、所述参考姿态角变换值、所述实际姿态角值和所述实际角速度值作为内环姿态控制器的输入，采用鲁棒控制方法，得到滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩。

步骤s6：将所述控制力矩和所述发动机推力作为陆空车辆飞行动力学模型的输入，对所述旋翼机在转弯时的飞行状态进行控制。

所述陆空车辆飞行动力学模型是依据对旋翼机纵向受力分析和对旋翼机横向受力分析建立的。将所述控制力矩和所述发动机推力作为陆空车辆飞行动力学模型的输入，对旋翼机的滚转、俯仰和偏航进行操纵，进而实现对所述旋翼机在转弯时的飞行状态进行控制。

图3为旋翼机的受力分析图，其中图3(a)为旋翼机纵向受力分析图，其中图3(b)为旋翼机横向受力分析图。

参见图3(a)，θr为旋翼桨盘与机体轴的夹角，若机身迎角为α，则桨盘迎角为αr＝α+θr；旋翼拉力tr垂直于桨盘向上；发动机推力tρ在机体纵向对称面内与机体轴平行；g为飞机重力；l和d分别为机身所受的气动升力与阻力，其大小取决于飞行速度v。

无人旋翼机在作转弯飞行过程中，偏航角及航迹偏转角是主要控制目标，控制航迹偏转角是为了控制速度方向与规划航迹保持一致，以达到航迹跟踪效果。由物理学匀速率圆周运动知，无人旋翼机实现协调转弯飞行须满足：(1)旋翼拉力在竖直方向上的分力与旋翼机所受重力相等；(2)旋翼拉力在航迹线速度方向上的分力与空气阻力及发动机推力平衡；(3)旋翼拉力在水平方向的分力应指向圆弧航迹的圆心，与飞机转弯受到的离心力相等。

参见图3(b)，φ为滚转角，因旋翼拉力大小取决于飞行速度和桨盘迎角，故在盘旋过程中，需稳定飞行速度和桨盘迎角，但旋翼机在盘旋过程中不断改变航向，而且机身相对盘旋圆心有个滚转角，使机体俯仰姿态与航向之间相互影响。针对该情况，在控制律设计中可采用前向通道补偿实现纵横向解耦。由上述分析，无人旋翼机实现固定高度转弯飞行需满足：

其中，m为旋翼机质量；g为重力加速度。

本实施例中，各个差值的计算均是通过差值运算器得到的，偏航角值ψref的积分变换是通过积分器实现的。

本实施例的旋翼机协调转弯控制方法，能够提高旋翼机转弯飞行的平稳性和速度，准确控制航向，减少安全隐患；能够提高旋翼机在转弯时前飞速度跟踪精度，提高对高度的跟踪性能。

本实施例还提供了一种旋翼机协调转弯控制系统，图4为本发明实施例旋翼机协调转弯控制系统的结构示意图。

参见图4，实施例的旋翼机协调转弯控制系统包括：

第一获取模块401，用于获取旋翼机在转弯时的实际飞行参量值；所述实际飞行参量值包括实际高度值、实际速度值、实际姿态角值和实际角速度值。

第二获取模块402，用于获取所述实际飞行参量值对应的参考参量值；所述参考参量值包括参考高度值、参考速度值和参考姿态角值。

修正值获取模块403，用于将所述实际高度值和所述参考高度值作为高度控制器的输入，采用pid算法，得到速度修正值。

所述修正值获取模块403，具体包括：

第一差值获取单元，用于将所述实际高度值和所述参考高度值做差，得到第一差值；

速度修正值获取单元，用于将所述第一差值作为高度控制器的输入，采用pid算法，得到速度修正值。

第三获取模块404，用于将所述实际速度值、所述参考速度值和所述速度修正值作为速度控制器的输入，采用pid算法，得到姿态角修正值和发动机推力；所述姿态角修正值包括滚转角修正值和俯仰角修正值。

所述第三获取模块404，具体包括：

第二差值获取单元，用于将所述实际速度值中x轴方向的实际速度值和所述参考速度值中x轴方向的参考速度值做差，得到第二差值；

第三差值获取单元，用于将所述实际速度值中y轴方向的实际速度值和所述参考速度值中y轴方向的参考速度值做差，得到第三差值；

第四差值获取单元，用于将所述实际速度值中z轴方向的实际速度值和所述参考速度值中z轴方向的参考速度值做差，得到第四差值；

第五差值获取单元，用于将所述第四差值与所述速度修正值做差，得到第五差值；

第三获取单元，用于将所述第二差值、所述第三差值和所述第五差值作为速度控制器的输入，采用pid算法，得到俯仰角修正值、滚转角修正值和发动机推力。

力矩获取模块405，用于将所述实际姿态角值、所述实际角速度值、所述参考姿态角值和所述姿态角修正值作为内环姿态控制器的输入，采用鲁棒控制方法，得到控制力矩；所述控制力矩包括滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩。

所述力矩获取模块405，具体包括：

第六差值获取单元，用于将所述参考姿态角值中的参考滚转角值与所述滚转角修正值做差，得到第六差值；

第七差值获取单元，用于将所述参考姿态角值中的参考俯仰角值与所述俯仰角修正值做差，得到第七差值；

变换值获取单元，用于将所述参考姿态角值中的参考偏航角值进行积分变换，得到参考姿态角变换值；

力矩获取单元，用于将所述第六差值、所述第七差值、所述参考姿态角变换值、所述实际姿态角值和所述实际角速度值作为内环姿态控制器的输入，采用鲁棒控制方法，得到滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩。

飞行控制模块406，用于将所述控制力矩和所述发动机推力作为陆空车辆飞行动力学模型的输入，对所述旋翼机在转弯时的飞行状态进行控制。

本实施例的旋翼机协调转弯控制系统，能够提高旋翼机转弯飞行的平稳性和速度，准确控制航向，减少安全隐患。

本说明书中对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。