[发明专利]一种小型无人直升机飞行控制中的动力规划方法

摘要

本发明公开了一种小型无人直升机飞行控制中的动力规划方法，该动力规划方法在保持小型无人直升机稳定飞行状态不变的前提下，对其总需求功率进行分析与优化，通过优化旋翼转速与操纵量的匹配，使得总需求功率最小，从而得出最小需求功率下对应的发动机最佳转速，然后设计发动机恒速控制器实时跟踪对应稳定飞行下的最佳转速，使得发动机一直工作在当前稳定状态下的最佳工作点，保证了直升机的机动性，增加了续航时间，降低了燃油的消耗，达到发动机动力规划的目标。

主权项

一种小型无人直升机飞行控制中的动力规划方法，其特征在于，所述动力规划方法包括下列步骤：S1、建立小型无人直升机非线性模型：拆分直升机为各个部件，分别得出各个部件的动力学方程，整合各个部件的受力方程得出直升机整体的数学模型，如式(1‑1)所示，U＝[θ0 A1c B1s θtr]T是4个输入控制量，分别是主旋翼总距角θ0、主旋翼横向周期变距角A1c、主旋翼纵向周期变距角B1s和尾旋翼的总距角θtr，它们分别由实际输入给舵机的PWM控制信号δcol、δlat、δlon、δtr控制；X＝[u v w p q r φ θ ψ a1 b1]T是11个状态变量，u,v,w是机体坐标系下沿三个轴向的飞行速度，p,q,r是绕机体坐标系三个轴向的角速度，φ,θ,ψ是直升机的姿态角，a1,b1分别是主旋翼的纵向挥舞角和横向挥舞角，m表示直升机的质量，g表示重力加速度，Xmr,Ymr,Zmr分别表示主旋翼的升力在机体坐标系下的三分量，Xfus,Yfus,Zfus分别表示机身所受空气动力在机体坐标系下的三分量，Ytr表示尾旋翼的拉力在机体坐标系的横轴上的分力，Yvf表示垂尾所受空气动力在机体坐标系的横轴上的分力，Zht表示平尾所受空气动力在机体坐标系的垂向上的分力，Lmr,Mmr,Qmr分别表示主旋翼的升力在机体坐标轴三个方向上产生的力矩，Ltr,Mtr,Ntr分别表示尾旋翼的拉力在机体坐标轴三个方向上产生的力矩，Mht表示平尾所受空气动力在机体坐标系的横向上产生的力矩，Nvf表示垂尾所受空气动力在机体坐标系的垂向上产生的力矩，Ixx,Iyy,Izz是机体分别绕机体坐标系三轴的转动惯量，Alat和Blon分别是控制输入量δlat和δlon到主旋翼横向、纵向周期变距角的增益，和分别是纵向周期变距控制输入量δlon和横向周期变距控制输入量δlat到主旋翼的纵向和横向挥舞角的稳态增益，uw,vw,ww表示外界风力沿机体坐标系三个轴向的速度，τe表示主旋翼和flybar组成的旋翼系统的时间常数，Ωmr,Rmr分别表示主旋翼的转速和半径，μ,μv,μz分别表示机体坐标系三个方向的来流与主旋翼桨尖速度的比值，对模型进行配平计算和动态求解计算，得到一个直升机动态计算模型，X＝[u v w p q r φ θ ψ a1 b1]TU＝[θ0 A1c B1s θtr]TS2、建立小型无人直升机的总需求功率计算模型：根据旋翼的动量理论和叶素理论，分别得出各个稳定飞行状态下直升机飞行所需的总功率的计算公式，直升机总需求功率为主旋翼需求功率和尾旋翼需求功率之和，悬停状态和水平前飞状态下的计算公式分别如式(1‑2)和式(1‑3)所示，其中下标mr表示主旋翼相关参数，tr表示尾旋翼相关参数，ki是诱导功率修正参数，λ为入流比，ρ为空气密度，A为桨盘面积，Ω为旋翼转速，R为桨盘半径，CT,CD分别为桨的拉力系数和阻力系数，σ表示桨叶实度，从而得到悬停和垂直上升状态下以及水平前飞状态下的最优化计算的目标函数，悬停和垂直上升状态下：水平前飞状态下：S3、直升机最优化计算：在保持小型无人直升机稳定飞行状态不变的前提下，根据稳定状态下优化主旋翼转速和操纵量的匹配，使直升机总需求功率最小的理论，应用序列二次规划方法对最优化问题进行求解，得出各稳定状态下对应的发动机最佳转速值，如式(1‑4)所示，其中决策变量x＝[θ0,A1c,B1s,θtr,Ω]T，决策变量的变化有下界xmin和上界xmax，让直升机在合理的操纵范围内；X0,Y0,Z0,L0,M0,N0为配平的稳定状态下的力和力矩，这6个约束方程保证三个方向的力和力矩不变，也即不改变飞机的稳定飞行状态，S4、发动机动力规划：设计发动机恒速控制器，在小型无人直升机飞行控制过程中，使发动机恒速控制器跟踪对应稳定飞行状态下的发动机最佳转速值，即可达到动力规划的目标。