技术领域
[0001] 本
发明涉及无人直升机控制与应用技术领域，具体涉及一种小型无人 直升机飞行控制中的动力规划方法。
背景技术
[0002] 加载小型
发动机作为动力来源的无人直升机，因动力稳定、续航时间 长等优点，一直在军事和民用领域有广泛的应用。传统自主飞行控制设计 思想一般在整个飞行过程中保持
发动机转速为某一恒定值，从而设计直升 机的飞行
控制器，这样设计出的飞控系统已经能够很好地控制无人直升机 自主飞行。但在现今对小型无人直升机的机动性、经济性、长续航时间等 的高需求下，这种发动机转速始终在某一恒定值的设计存在明显的缺点， 因为这个转速恒定值是以直升机在各种情况下都能保证安全工作为前提 而设定的，而在直升机一般飞行过程中，发动机的安全裕度则过多，没有 充分利用发动机的工作性能，造成了功率的浪费。
发明内容
[0003] 本发明的目的就是为了解决现有小型无人直升机飞行控制技术中的
缺陷，提出一种小型无人直升机飞行控制中的发动机动力规划方法，以实 现提高直升机的机动性、增加续航时间、节省燃油量。
[0004] 本发明的目的可以通过采取如下技术方案达到：
[0005] 一种小型无人直升机飞行控制中的动力规划方法，所述动力规划方法 包括下列步骤：
[0006] 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。
[0007]
[0008] X＝[u v w p q r φ θ ψ a1 b1]T
[0009] U＝[θ0 A1c B1s θtr]T
[0010]
[0011]
[0012]
[0013]
[0014]
[0015]
[0016]
[0017]
[0018]
[0019]
[0020] S2、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。
[0021] 悬停和垂直上升状态下：
[0022]
[0023] 水平前飞状态下：
[0024]
[0025] 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，[0026]
[0027] 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。
[0028] 进一步地，采用
牛顿
迭代法对模型进行配平计算。
[0029] 进一步地，采用四阶的龙格-库塔法对模型进行动态求解计算。
[0030] 进一步地，所述步骤S3、直升机最优化计算中使用MATLAB的非线 性优化工具fmincon来对最优化问题求解。
[0031] 进一步地，所述步骤S1中建立小型无人直升机非线性模型的参数一 部分由直接测量得到，另一部分由系统辨识推导得到，
[0032] 其中，可直接测量的直升机参数包括：直升机的质量m、主旋翼半径 Rmr、主旋翼弦长cmr、尾桨半径Rtr、尾桨弦长ctr、主旋翼桨毂与
重心的垂向距 离hmr、主旋翼与尾桨转动
齿轮比ntr、尾桨中心与直升机质心的垂向距离htr、 尾桨中心与直升机质心的纵向距离ltr、平尾与重心的纵向距离lht、主旋翼额 定转速Ωnom、有效垂尾面积Svf、平尾面积Sht、机身前向阻力面积 机身 侧向阻力面积 机身垂向阻力面积
[0033] 其中，系统辨识推导所获得的直升机参数包括：
滚转惯量矩Ixx、
俯仰 惯量矩Iyy、
偏航惯量矩Izz、桨毂扭转硬度Kβ、flybar洛克数γfb、额定转速 时δlat
控制信号到横向挥舞角的稳态增益 额定转速时δlon控制信号到纵 向挥舞角的稳态增益 主旋翼桨叶挥舞惯量矩 垂尾受尾桨诱导速 度影响的面积比例 主旋翼桨叶升力曲线斜率amr、主旋
翼型阻系数 尾桨桨叶升力曲线斜率atr、尾桨型阻系数 垂尾升力曲线斜率
平尾 升力曲线斜率
[0034] 进一步地，所述步骤S1中采用牛顿迭代法对模型进行配平计算的过 程如下：
[0035] S101、给定需要配平的小型无人直升机的运动状态；
[0036] S102、建立小型无人直升机配平方程组设定预估的配平初始值及计算
精度要求；
[0037] S103、计算在当前配平初始值条件下体轴系的合外力和合外力矩代入 配平方程组；
[0038] S104、利用Newton法迭代求解获得新的配平值；
[0039] S105、判定新的配平值是否收敛，若不收敛返回步骤S103，若收敛则 完成模型配平计算。
[0040] 本发明相对于
现有技术具有如下的优点及效果：
[0041] (1)在保持小型无人直升机飞行状态不变的情况下，每一个稳定飞行 状态，发动机都工作在最佳工况点，降低了直升机的总需求功率，节省了 燃油消耗。以亚拓800样例机为例，总需求功率降低7.91％～11.79％。
[0042] (2)由于稳定飞行状态下发动机始终工作在最佳工况点，转速增加的 裕度很高，如遇特殊情况，可以快速响应，增加了直升机的机动性能。
[0043] (3)发动机动力规划技术使得直升机飞行过程中更节省油耗，在相同 的油量下，能增加直升机的作业时间。
附图说明
[0044] 图1是本发明公开的小型无人直升机飞行控制中的动力规划方法的流 程图；
[0045] 图2是直升机非线性模型配平计算
流程图；
[0046] 图3是设计的发动机恒速控制流程图。
具体实施方式
[0047] 为使本发明
实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本 发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描 述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。 基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提 下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0048] 实施例一
[0049] 本实施例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 方法具体包括以下步骤：
[0050] 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，TU＝[θ0 A1c B1s θtr]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。
[0051]
[0052] X＝[u v w p q r φ θ ψ a1 b1]T
[0053] U＝[θ0 A1c B1s θtr]T
[0054]
[0055]
[0056]
[0057]
[0058]
[0059]
[0060]
[0061]
[0062]
[0063]
[0064] 其中，所述步骤S1中采用牛顿迭代法对模型进行配平计算的过程如 下：
[0065] S101、给定需要配平的小型无人直升机的运动状态；
[0066] S102、建立小型无人直升机配平方程组设定预估的配平初始值及计算 精度要求；
[0067] S103、计算在当前配平初始值条件下体轴系的合外力和合外力矩代入 配平方程组；
[0068] S104、利用Newton法迭代求解获得新的配平值；
[0069] S105、判定新的配平值是否收敛，若不收敛返回步骤S103，若收敛则 完成模型配平计算。
[0070] S2、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。
[0071] 悬停和垂直上升状态下：
[0072]
[0073] 水平前飞状态下：
[0074]
[0075] 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，使总的需求功 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，为发动机动力规划奠定了
基础。
[0076] 最优化问题是根据保持直升机飞行状态不变，求直升机总需求功率的 最小值而T得出的，如式(1-4)所示，其中决策变量x＝[θ0,A1c,B1s,θtr,Ω] ，决策 变量的变化也有上下界，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个约束方程就是要保证三个方向的 力和力矩不变，也即不改变飞机的稳定飞行状态。优化模
块中使用 MATLAB的非线性优化工具fmincon来对最优化问题求解。
[0077]
[0078] 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。
[0079] 发动机动力规划中两个稳定状态之间过渡时，发动机恒速控制器跟踪 的是这两个稳定状态最佳转速之中的较大值，并且如遇到恶劣情况，直升 机不能达到稳定飞行状态，发动机恒速控制器给定值为额定转速。
[0080] 图1是最优化设计的整个流程图，是本发明的核心部分。输入控制量 为θ0,A1c,B1s,θtr,Ω，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、尾旋翼的总距角θtr、主旋翼的转速Ω； Δθ0,ΔA1c,ΔB1c,Δθtr,ΔΩ分别是对应的输入控制量和最优化后的控制量之间的 差值。
[0081] 建立的小型无人直升机非线性模型的参数一部分由直接测量得到，另 一部分由系统辨识推导得到，视使用对象不同而不同。
[0082] 其中，可直接测量的直升机参数包括：直升机的质量m、主旋翼半径 Rmr、主旋翼弦长cmr、尾桨半径Rtr、尾桨弦长ctr、主旋翼桨毂与重心的垂向距 离hmr、主旋翼与尾桨转动齿轮比ntr、尾桨中心与直升机质心的垂向距离htr、 尾桨中心与直升机质心的纵向距离ltr、平尾与重心的纵向距离lht、主旋翼额 定转速Ωnom、有效垂尾面积Svf、平尾面积Sht、机身前向阻力面积 机身 侧向阻力面积 机身垂向阻力面积
[0083] 其中，系统辨识推导所获得的直升机参数包括：滚转惯量矩Ixx、俯仰 惯量矩Iyy、偏航惯量矩Izz、桨毂扭转硬度Kβ、flybar洛克数γfb、额定转速 时δlat控制信号到横向挥舞角的稳态增益 额定转速时δlon控制信号到纵 向挥舞角的稳态增益 主旋翼桨叶挥舞惯量矩 垂尾受尾桨诱导速 度影响的面积比例 主旋翼桨叶升力曲线斜率amr、主旋翼型阻系数 尾桨桨叶升力曲线斜率atr、尾桨型阻系数 垂尾升力曲线斜率
平尾 升力曲线斜率
[0084] 图2是直升机非线性模型配平计算流程图。采用的是牛顿迭代法进行 配平计算。
[0085] 图3是设计的发动机恒速控制流程图。Ω0是输入的给定主旋翼转速， Ω是实际的主旋翼转速。
[0086] 实施例二
[0087] 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，具体 包括以下步骤：
[0088] 首先确定直升机稳定飞行的状态，对直升机非线性模型进行配平计算， 得出达到该稳定飞行状态的配平值。
[0089] 将配平值输入到直升机动态计算模型，待直升机状态稳定后，可进行 最优化计算，即进入优化模块。
[0090] 优化模块中的最优化问题是一个非线性最优化问题，目标函数是小型 无人直升机在该稳定飞行状态下的总需求功率计算公式，非线性约束是保 持直升机机体坐标轴三个方向的力和力矩大小不变，采用序列二次优化方 法求解这个最优化问题，得出总需求功率最小值以及达到这个最小值各控 制量的变化量。
[0091] 一次优化结束后，将各控制量的变化量再重新输入
叠加到配平值上， 即重复到步骤2继续执行。
[0092] 当达到优化次数之后，优化也将达到该稳定状态下的全局最优解，也 将得出该稳定状态下发动机的最佳转速。
[0093] 发动机恒速控制器跟踪该稳定飞行状态下得出的发动机最佳转速，即 可让直升机飞行所需的功率最小，节省了油耗，增加了续航时间，达到发 动机动力规划的目的。
[0094] 本实施例将对加载
汽油发动机的亚拓800型直升机按照图1所示的最 优化流程图进行悬停状态下最优化，首先在小型无人直升机的额定转速 Ω＝143.17rad/s下，由配平计算程序计算出悬停状态所需的操纵角度和姿态 角，输入到直升机的动态计算模型，待到模型状态稳定后可开始优化。
[0095] 优化的变量是θ0,A1c,B1c,θtr,Ω，优化的约束是力和力矩X,Y,Z,L,M,N保 持不变，优化的目标是总需求功率P。经过循环的9次优化计算，程序得 到悬停状态下全局的最优解。最终的优化结果如下表所示，转速优化率 6.14％，需求功率优化11.79％，效果明显。
[0096] 表1.优化结果参数表
[0097]
[0098] 实施例三
[0099] 与实施例二相仿，本实施例将按照图1所示的最优化流程图进行前飞 状态下的仿真，取前飞速度v＝20m/s的稳定飞行状态做最优化，与悬停的 过程一样，在额定转速Ω＝143.17rad/s下，由配平计算程序计算出前飞20m/s 飞行状态所需的操纵角度和姿态角，输入到直升机的动态计算模型，待到 模型状态稳定后开始优化。
[0100] 经过循环的3次最优化，程序得到全局的最优解，最终的优化结果如 下表所示，转速优化率4.47％，需求功率优化10.11％，效果明显。
[0101] 表2.优化结果参数表
[0102]
[0103] 上述实施例为本发明较佳的实施方式，但本发明的实施方式并不受上 述实施例的限制，其他的任何未背离本发明的精神实质与原理下所作的改 变、修饰、替代、组合、简化，均应为等效的置换方式，都包含在本发明 的保护范围之内。
