共轴双旋翼无人直升机飞行控制算法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种飞行控制算法，特别是一种用于共轴双旋翼无人直升机的飞行控 制算法，属于航空技术领域。
【背景技术】
[0002] 无人直升机由于其具备起降便捷、定点悬停、机动性强的特点，因此作战用途广 泛，具有非常可观的作战潜力和发展前景。国外开展无人直升机研制比较早的国家有美国、 英国、加拿大、德国等。其中美国上世纪50年代就开始研究无人直升机，60年代QH-50A反 潜遥控直升机试飞成功，在越南战争中美国陆军就使用QH-50D无人直升机执行侦察、战场 监视、炮兵目标观测等任务。由于无人直升机飞行控制技术存在诸多难点，所以无人直升机 相对于固定翼无人机而言，技术和应用的发展一直较为迟缓。
[0003] 在无人直升机中，共轴双旋翼是一种重要的直升机布局形式，共轴双旋翼无人直 升机和常规无人机布局有很大差别，共轴双旋翼无人直升机具有绕同一轴线正反旋转的上 下两幅旋翼，由于两幅旋翼旋转方向相反，所以其产生的扭矩在航向恒定的情况下相互抵 消，因而取消了尾桨；同时通过上下旋翼总距的差动操作来实现无人直升机的航向操纵，两 幅旋翼在直升机的飞行过程中既是升力面又是纵横向和航向的操纵面。共轴双旋翼无人直 升机由于独特的布局形式，非常适合光缆一类柔性线缆的快速敷设。将电缆放线机构与无 人机机体进行集成，利用无人直升机快速飞行和垂直起降能力，实现一个机动灵活，适应性 强的无人机线缆快速敷设系统。
[0004] 但要工程上实现该系统，存在以下困难： 1)无人直升机是一个复杂的非线性、多输入多输出系统 从系统角度分析，无人直升机的非线性主要存在于数学模型的非线性和执行机构的非 线性上。由于旋翼动力特性的非线性效应严重，无人直升机不仅在不同飞行状态时的特性 差异较大，而且即使在同一飞行状态，当施加机动操纵量时，也会激发出强非线性响应。 同时，由于无人直升机通道之间的固有耦合严重，一个通道的执行机构非线性不仅影响本 通道的飞行响应，还会较强地影响到其他通道的响应。
[0005] 2)控制对象的不确定性 无人直升机自主飞行控制系统设计者所面临的主要挑战是如何处理控制对象的不确 定性，即在数学建模所描述无人直升机动力学特性和实际系统不一致时，如何依然能够对 飞行器进行准确有效的控制。从控制系统理论的角度分析，无人直升机自主飞行控制系统 必须具有很强的鲁棒性，具体的控制算法和控制参数应该与动态模型弱相关，对于模型的 结构或参数摄动不敏感。
[0006] 针对光缆敷设的无人直升机，除了上述困难外，还必须考虑柔性线缆在敷设过程 的特殊问题。
[0007] 第一需要对线缆的应力，即所受的张力进行准确检测和估计，并控制光缆盘的放 线速度，保证光缆所受的张力在规定值以下，使光缆结构免受机械损伤。
[0008] 第二需要控制光缆的放线速度，确保光缆在放线过程中施加给共轴双旋翼无人机 的外力恒定。
[0009] 第三需要在柔性线缆张力的扰动下优化飞行控制算法，提高飞行器平台的飞行品 质，使得飞行器平台具有良好的操稳性
【发明内容】
[0010] 本发明的目的是对共轴双旋翼无人直升机、放线装置、线缆这一组合体的相互关 系及将线缆的张力控制和飞行器速度控制进行统一考虑。提出一套完整的线缆张力控制、 飞行器鲁棒控制算法，在保证线缆张力恒定的情况下，实现无人直升机的姿态稳定。并给出 控制器的具体实现结构。
[0011] 本发明第一方面提供一种共轴双旋翼无人直升机飞行控制算法，其包括： (1)共轴双旋翼无人直升机与柔性线缆的动力学模型分析 综合考虑飞行控制系统系统的控制结构，采用两个单独的模型，其核心动力学模型将 单独反应直升机的姿态和速度特性的动力学方程。控制结构决定了该模型是一个2输入、6 输出的系统，它的状态空间方程表达见式（3. 1):
【主权项】
1. 一种共轴双旋翼无人直升机飞行控制算法，其包括H个步骤；即动态模型线性化； H-控制律设计和控制器切换逻辑设计， (1) 动态模型线性化：共轴双旋翼无人直升机与柔性线缆的动力学模型分析，综合考 虑飞行控制系统系统的控制结构，采用两个单独的模型，其核也动力学模型将单独反应直 升机的姿态和速度特性的动力学方程，控制结构决定了该模型是一个2输入、6输出的系 统，它的状态空间方程表达式为：
， A状态矩阵B输入矩阵C输出矩阵 b---横向旋翼挥舞角；a---纵向旋翼挥舞角；P---航向角速率； q---俯仰角速率；4 ---滚转角；---俯仰角；Vy---前向速度 Vy---侧向速度；Bk---纵向周期变矩；Ak---横向周期变矩 其特征在于；在保证控制系统设计和仿真准确性的基础上，引入了 T、k和a该H个修 正量，其中T和飞行器飞行速度正相关，k与速度变化率，特别是与速度在Z轴上的变化率 正相关，该些修正量的引入，使得系统线性化模型简化为：
(2) 基于上述线性化模型，通过H -控制算法完成内环控制设计： 要获得内环控制器的表达式，首先确定Ca和D A为变量约束矩阵的元素，即权重系数， 然后计算从干扰输入W到被控输出Hin最优的H -性能指数fi。。 对于任意的^>也，的y次优控制律为：
其中r为参考输入，r= [〇 r，0 r]由外环控制律产生。 F =-(心;心,)-| (化;'(.'、+公'巧为状态反馈增益。 P为H-代数黎卡提方程的半正定镇定解。该黎卡提方程定义如下：
G为参考前向矩阵，G = -[Cwt(A+B巧 (3) 控制器切换逻辑设计：当无人机在息停和前飞两个不同工作点飞行时，需要进行 控制器的切换。控制器的切换逻辑设计就是要保证切换过程的无阶跃平滑过渡，同时要保
持系统对参考输入的跟踪性能；我们采用惯性延迟切换方法，该方法结构简单，同时可有效 避免切换过程中的阶跃效应，切换逻辑中ua为控制Ka的输出，ub为控制肺的输出，在切 换时使用惯性延迟函数 f (a；) = diag(ai/s+ai) 所W由ua切换到ub时，切换后的输出
该是一个切换差值的指数衰减函数的组合值，因此可W保证切换过程的平滑顺畅。
2. 如权利要求1所述的共轴双旋翼无人直升机飞行控制算法，其特征在于；柔性线 缆速度-张力关系影响无人直升机的受力，进而影响直升机的姿态动力学特征，因此， 将柔性线缆速度与张力的关系视为内环控制技术回路的扰动，所W该线性化模型采用 ^ = ^八&/ +足，1'，其中矩阵￡为干扰矩阵，线性化时￡的值在不同工作点下，通过在纵向、 横向通道中引入柔性线缆的扰动来获得，而该扰动通过线缆张力、线缆运动检测传感器所 敏感的角度、角速率信号经过估计算法获得。
3. 如权利要求1所述的共轴双旋翼无人直升机飞行控制算法，其特征在于：测量输出 为 y = Cx = [P q 4)白 Vx Vy]T。
4. 如权利要求1所述的共轴双旋翼无人直升机飞行控制算法，其特征在于：内环的基 本要求是在柔性线缆干扰的情况下保证姿态的操稳特性，因此被控输出变量选择为；Hwt = 0 ] = C"tX，Hh= C aX+DaU，其中Ca和D A为变量约束矩阵，其元素为权重系数。
5. 如权利要求1所述的共轴双旋翼无人直升机飞行控制算法，其特征在于：共轴双旋 翼无人机的前向飞行速度为5m/s。
6. 如权利要求3所述的共轴双旋翼无人直升机飞行控制算法，其特征在于：线缆张力 的峰值被控制在0.5N之内，姿态角的控制精度为2°，航向角控制精度为3°。
7. 如权利要求3所述的共轴双旋翼无人直升机飞行控制算法，其特征在于：选择两个 工作点，第一为息停状态、第二为速度大于lOm/s，模型结构为：x = + y = Cx，通过 H-控制算法完成内环控制设计。
8. -种线缆放线装置，其包括框架，该框架由两个横截面为矩形的框架一体连接构成， 两个矩形的框架的长度和宽度均不同，即一个大矩形框架和一个小矩形框架，该小矩形框 架与大矩形框架之间包括一公共边，大矩形框架内嵌装光缆线盘（1)，大矩形框架内所述光 缆线盘（1)的前部装有电机（2)，该电机（2)的输出轴与所述光缆线盘（1)的线盘轴连接， 所述小矩形框架内由后向前依次安装张力轮（3)和线缆导轨（4)，其特征在于；线缆导轨 (4)的前方装有线缆运动传感器巧），该线缆运动传感器（5)的前方装有应急切割器化），该 线缆运动传感器（5)测量线缆的H维速度，应急切割器（6)保证放线飞机平台的安全，光缆 线盘（1)上的线缆连接至张力轮（3)，张力轮（3)与小矩形框架之间的还装有张力传感器， W便测量光缆线盘（1)与张力轮（3)之间线缆的张力，即大矩形框架内的设备构成放线机 构，小矩形框架内的设备构成张力控制机构，采用权利要求1所述的共轴双旋翼无人直升 机飞行控制算法。
9. 如权利要求8所述的线缆放线装置的操作方法，其包括将控制命令输入任务控制装 置，该控制装置控制放线机构放出线缆，张力传感器将线缆的高度、速度、航向等参数反馈
至航路生成器，该航路生成器、及张力控制机构的速度参数通过内环控制系统控制无人直 升机的飞行参数，其特征在于：此过程中，线缆通过张力轮（3)向外释放，线缆导轨（4)对线 缆的方向起导向作用，线缆运动传感器（5)测出线缆的释放速度并作为内环控制系统的输 入参数。
【专利摘要】本发明的目的是对共轴双旋翼无人直升机、放线装置、线缆这一组合体的相互关系及将线缆的张力控制和飞行器速度控制进行统一考虑。提出一套完整的线缆张力控制、飞行器鲁棒控制算法，在保证线缆张力恒定的情况下，实现无人直升机的姿态稳定。本发明提供的共轴双旋翼无人直升机飞行控制算法包括：共轴双旋翼无人直升机与柔性线缆的动力学模型分析综合考虑飞行控制系统的控制结构，采用两个单独的模型，其核心动力学模型将单独反应直升机的姿态和速度特性的动力学方程。控制结构决定了该模型是一个2输入、6输出的系统，本发明基于该模型的状态变量，采用三层次两环路结构的共轴双旋翼无人直升机飞行控制系统。
【IPC分类】G05D1-10
【公开号】CN104597909
【申请号】CN201410693712
【发明人】不公告发明人
【申请人】深圳市鸣鑫航空科技有限公司
【公开日】2015年5月6日
【申请日】2014年11月26日