[发明专利]一种直升机的控制方法和系统

权利要求书

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；

其中利用如下公式计算所述反馈控制量：

其中，V_refy(k)为当前时刻k直升机的参考侧飞速度，V_y(k)为当前时刻k直升机的实际侧飞速度，a_y(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，ω_xb(k)为当前时刻k直升机的横滚角速度，V_refx(k)为当前时刻k直升机的参考前飞速度，V_x(k)为当前时刻k直升机的实际前飞速度，a_x(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，ω_yb(k)为当前时刻k直升机的俯仰角速度，V_refz(k)为当前时刻k直升机的参考爬升速度，h_ref(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，V_z(k)为当前时刻k直升机实际爬升速度，a_z(k)为当前时刻k直升机的实际爬升加速度，ω_refzb(k)为当前时刻k直升机的参考航向角速度，ψ_ref(k)为当前时刻k直升机的参考航向角，ω_zb(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，u_0f(k)、u_1f(k)、u_2f(k)、u_3f(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；

依据离线气动数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，F_Zb为作用在直升机机体垂向上的离线总合力，M_Xb、M_Yb、M_Zb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。

2.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。