[发明专利]一种直升机的控制方法和系统

说明书

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。

技术领域

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(ProportionalIntegral Derivative,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。

发明内容

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，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。

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