[发明专利]一种无人直升机航向补偿航线过渡的方法

权利要求书

1.一种无人直升机航向补偿航线过渡的方法，其特征在于，在无人直升机进行偏转过程中，横向通道采用侧向零速度保持控制，航向通道采用偏航角速率保持控制，其中：

横向通道控制结构为：

δ_a＝δ_{a_in}+δ_{a_out}+δ_{a_trim}

Vy_g＝Vy_cmd

上式中，δ_a为横向周期变距，δ_{a_in}为内环控制量，δ_{a_out}为外环控制量，δ_{a_trim}为平衡状态下的横向周期变距，为侧向速度比例增益，为侧向速度积分增益，为侧向加速度增益，为滚转角速率控制增益，为滚转角控制增益，P为滚转角速率，Phi为滚转角；

侧向加速度指令Ay_cmd＝R_gV_x，R_g为航向通道实际偏航角速率指令，V_x为纵向速度；

滚转角指令Phi_cmd＝Phi_turn+Phi_trim，Phi_trim为直飞时滚转角配平值，Phi_turn为转弯时的滚转角指令，且Phi_turn＝arctan(R_gV_x/g)，侧向速度V_y＝V_xsindPsi，侧向速度指令Vy_cmd＝0；

航向通道控制结构为：

Psi_g＝Psi_cmd+Psi_dY

上式中，δ_r为尾桨距，δ_{r_trim}为平衡状态下的尾桨距，为偏航角速率比例增益，为偏航角速率积分增益，为航向控制增益，R为实际偏航角速率，Psi为当前机头航向，且|R_g|≤R_LMT，R_LMT为当前速度下协调转弯采用的偏航角速率上限，Psi_cmd为目标航线航向，Psi_dY为侧偏产生的航向补偿；以及由包含航向补偿量的航向偏差产生偏航角速率指令，根据实时侧偏、当前飞行速度对应的偏航角速率上限和航向补偿量门限确定航向补偿量，进而得到偏航角速度指令和滚转角指令，使得当直升机由于扰动导致转弯时转动过快，航向补偿机制将给以一个减缓转动的补偿作用，当直升机由于扰动导致转弯时转动过慢，航向补偿机制会持续给出航向补偿指令，直升机继续完成转弯，直到飞机航向偏差及其侧偏满足要求。

2.根据权利要求1所述的无人直升机航向补偿航线过渡的方法，其特征在于，侧偏产生的航向补偿Psi_dY需满足以下条件：

|Psi_dY|Psi_dYmax

其中，Psi_dYmax为侧偏产生的航向补偿的最大值，其大小根据实际飞行情况定，且

其中，Dy为退出航向补偿的侧偏，Dy_min为退出航向补偿的侧偏门限，f(Vx)为航向补偿系数，即当|Dy|Dy_min时，航向补偿不起作用；

一方面，Dy_min能够弥补航向跟踪控制的动态误差导致的侧向位置超调，另一方面，在|Dy|Dy_min时，航向不会一直处于变化状态，有利于飞行的安全，Dy_min的大小根据实际飞行性能需求确定。

3.根据权利要求2所述的无人直升机航向补偿航线过渡的方法，其特征在于，与速度相关的航向补偿系数f(Vx)需满足以下条件：

0≤f(Vx)≤_fmax(Vx)

为确定f_max(Vx)，对Psi_dY进行求导得

其中，R_dY为Psi_dY的导数，V_dY为Dy的导数，V_dY＝Vxsin(Psi_cmd-Psi)；

当直升机沿偏转后航线飞行时，如果f(Vx)过大，会导致R_dY大于偏航角速率幅值，反过来，由于偏航角速率存在幅值限制，航向无法跟随Psi_dY，导致直升机由偏转后航线的左侧超调至航线的右侧；

因此，|R_dY|与|V_dY|成正比，在航线过渡的过程中，航向通道在启动协调转弯时，实际上是处于协调转弯的状态，其偏航角速率固定为限幅值；在Psi_cmd-PsiPsi_dYmax时，Psi_dY开始起作用，当f(Vx)＝f_max(Vx)时R_dY＝R_LMT，即

f_max(Vx)＝R_LMT/V_dYmax

f_max(Vx)＝R_LMT/(Vxsin(Psi_dYmax))。