[发明专利]一种无人直升机悬停回转抗风控制律

说明书

技术领域

本发明属于飞行控制技术，涉及对无人直升机悬停回转机动时抗风控制性能的改进。

背景技术

悬停回转机动是指直升机在悬停状态下，航向做360°回转。要求无人直升机在回转角速率尽可能大的情况下，保持悬停位置、高度不变。悬停回转机动的性能，是评价无人直升机机动能力和控制性能的重要指标。

通常对无人直升机位置的控制方法是通过PID反馈控制方法对位置误差进行修正。在快速回转且风速较大时，仅靠反馈控制难以保持较高的位置控制精度。

发明内容

本发明的目的是：提出一种无人直升机悬停回转控制律，在快速回转且有较大风干扰的条件下，能够保持较高的位置控制精度。

本发明的技术方案是：一种无人直升机悬停回转抗风控制律，包括：

无人直升机获取悬停时抵消风干扰所需的初始纵向控制矢量C_p和初始横向控制矢量C_l；

当无人直升机做航向回转时，定义初始航向为ψ₀，回转过程中航向变为ψ时，实时计算当前航向与初始航向的夹角Δψ＝ψ₀-ψ，生成当前纵向控制矢量C′_p和当前横向控制矢量C_l′为：

C′_p＝C_p·cos(Δψ)+C_lsin(Δψ)

C_l′＝C_l·cos(Δψ)-C_psin(Δψ)

用当前纵向控制矢量C′_p和当前横向控制矢量C_l′修正此时无人直 升机的控制矢量。

本发明的优点是：本发明提出的控制律能够主动、实时改变控制矢量抵消风矢量的影响，解决了反馈控制滞后、精度差的问题，显著提高悬停回转机动的位置控制精度。

附图说明

图1是无人直升机悬停状态的受力分析示意图。

图2是按照本发明的控制律，无人直升机在回转的不同状态改变控制量的示意图1。

图3是按照本发明的控制律，无人直升机在回转的不同状态改变控制量的示意图2。

图4是按照本发明的控制律，无人直升机在回转的不同状态改变控制量的示意图3。

图5是采用本发明的控制律，无人直升机悬停回转科目的试飞数据曲线示意图。

具体实施方式

下面对本发明做进一步详细说明。

对悬停时无人直升机的受力情况进行分析，如图2、3、4所示。在风干扰存在的情况下，无人直升机通过纵、横向控制使合成的控制矢量抵消风矢量的影响，以此保持悬停状态。在此状态下，记录纵、横向控制量的大小分别记为C_p和C_l，以此估计风矢量的大小和方向。

当无人直升机做航向回转时，根据估计的风干扰的大小、方向以及无人直升机的航向，实时计算所需要的纵、横向控制量的大小，使控制矢量实时抵消风矢量的影响。如图5所示，在回转过程中的多个偏航角状态下，实时改变控制量如图5中的大小，保证控制矢量方向不变。

定义初始航向为ψ₀。回转过程中航向变为ψ时，实时计算Δψ＝ψ₀-ψ。则按照本发明提出的控制策略，新的当前纵向控制矢量C′_p和当前横向控制矢量C_l′为：

C′_p＝C_p·cos(Δψ)+C_lsin(Δψ)

C_l′＝C_l·cos(Δψ)-C_psin(Δψ)

即可以保证新的控制量的矢量能够抵消初始悬停状态的风矢量。为了应对风速、风向的变化，在悬停回转过程中仍保持PID控制量。该控制律已应用于无人直升机的试飞试验中，试飞数据曲线如图4所示，位置控制误差小于2m，达到了较高的位置精度要求。