一种基于桨盘姿态控制的无人自转旋翼机飞行控制方法
阅读说明：本技术 一种基于桨盘姿态控制的无人自转旋翼机飞行控制方法 (Unmanned autorotation gyroplane flight control method based on paddle disk attitude control ) 是由 王松 付仁皓 毛浩 骈学超 谢嘉轩 赵亦涵 张楠 于 2021-09-29 设计创作，主要内容包括：本发明公开一种基于桨盘姿态控制的无人自转旋翼机飞行控制方法,分为纵向控制通道和水平航迹控制通道。各控制通道分为外环与内环,外环进行高度/速度控制和水平航迹控制,内环进行桨盘姿态控制。其中内环姿态控制时不直接对机身姿态进行控制,而是对主旋翼桨盘平面姿态进行控制。桨盘平面作为主要升力面,其姿态变化时会带来升力和阻力变化,但由于主旋翼与主立柱之间的跷跷板式连接结构,主旋翼与机身之间存在类似钟摆效应的延迟,直接进行机身姿态控制时存在波动与误差。因此采用控制桨盘姿态的方式可以通过舵机的快速响应使桨盘平面的姿态保持稳定,悬挂在主旋翼下方的机身也可以在长周期趋于稳定,具有更好的姿态控制效果。(The invention discloses a flight control method of an unmanned autorotation gyroplane based on paddle disk attitude control, which is divided into a longitudinal control channel and a horizontal flight path control channel. Each control channel is divided into an outer ring and an inner ring, the outer ring performs height/speed control and horizontal track control, and the inner ring performs paddle disk attitude control. And when the inner ring attitude is controlled, the attitude of the airframe is not directly controlled, but the plane attitude of the main rotor disc is controlled. The paddle disc plane is used as a main lifting surface, and the change of lifting force and resistance can be brought when the posture of the paddle disc plane is changed, but due to the seesaw type connecting structure between the main rotor wing and the main upright post, delay similar to a pendulum effect exists between the main rotor wing and the airframe, and fluctuation and errors exist when the attitude control of the airframe is directly carried out. Therefore, the posture of the plane of the paddle disk can be kept stable by adopting a mode of controlling the posture of the paddle disk through the quick response of the steering engine, and the machine body hung below the main rotor wing can also tend to be stable in a long period, so that the posture control device has a better posture control effect.)
技术领域
本发明属于无人机飞行控制技术领域，具体是一种基于桨盘姿态控制的无人自转旋翼机飞行控制方法。
背景技术
无人驾驶自转旋翼机(简称为旋翼机)作为无人机大家族中的一员，是一种既区别于直升机和固定翼飞机，又兼具二者特点的旋翼类飞行器。在构型方面，旋翼机机身上方具有与直升机类似的旋翼，但此旋翼为无动力驱转旋翼，依靠相对来流实现自转为旋翼机提供升力。动力方面，旋翼机还必须在前进方向上配置一台发动机，用于驱动螺旋桨转动从而产生推力或拉力为旋翼机提供前进动力，这一点与固定翼飞机类似。自转旋翼机的飞行动力学特性介于固定翼飞机和直升机之间，其前飞动力和偏航控制与固定翼飞机相同，俯仰姿态与滚转姿态与直升机操纵相同。但自转旋翼机各操纵通道之间存在着强烈的耦合，并且在通过桨盘进行姿态控制时存在一定滞后，这些都是自转旋翼机控制器设计的难点。其旋翼无动力旋转的特性，使旋翼机构造简单，经济性、安全性和可靠性高，具有广阔的应用前景。
旋翼机自旋的方式不易产生较大的旋翼反扭矩，因而不需要平衡反扭矩的尾桨，同时也没有发动机至旋翼的减速传动装置和旋翼变距机构。相对于直升机的旋翼结构简单很多，其生产、维护成本低且设备可靠性高、故障率低。旋翼机飞行安全性好。旋翼机在空中遭遇发动机停车时，可利用机体下降时的上升气流使得旋翼保持转速以提供安全降落的升力，因而旋翼机属于安全性极髙的飞行器。旋翼机有较好的飞行稳定性。为了产生足够的升力克服重为，旋翼的直径一般都比机身大得多，空中髙速旋转的旋翼具有一定的阻尼效应和陀螺特性将显著提高旋翼机的纵、横向的阻尼系数，飞行姿态不易发散。
自转旋翼机由于其特殊的构型兼具固定翼与直升机的特点，通过调整桨盘相对机身的夹角实现周期变矩，实现俯仰与滚转姿态调整；通过方向舵可以控制机头航向；通过油门舵机控制发动机转速进而提供不同推力。但是发动机推力变化同时引起前进速度变化，通过主旋翼的气流流速同步变化，导致主旋翼转速变化产生的升力与阻力变化，进一步引起高度与前进速度的变化。纵向速度与高度控制时的耦合会对控制方法设计带来一定挑战。除此之外，自转旋翼机机身与主旋翼之间的连接类似“钟摆”，作为大重量、大转动惯量系统，在通过桨盘调整机身姿态时存在一定滞后环节，容易导致机身姿态控制时出现震荡。
发明内容
针对上述问题，本发明提供了一种基于桨盘姿态控制的无人自转旋翼机飞行控制方法，是一种高精度、高可靠性的大型无人自转旋翼飞行控制方法，实现了中大型无人自转旋翼机的位置和速度控制。
本发明基于桨盘姿态控制的无人自转旋翼机飞行控制方法，分为纵向控制通道和水平航迹控制通道。
所述纵向控制通道根据目标高度与当前高度的差值进行区分，具体为：
当|目标高度-当前高度|＞30m时，纵向控制方法采用爬升/下降模式，优先保证空速，此时将目标速度与当前空速的差值进行PID控制中的比例和积分控制，将经过PI控制计算得到的目标桨盘俯仰角作为内环姿态控制的目标量，油门舵机保持对应的爬升或下降位置。
当|目标高度-当前高度|＜30m，纵向控制方法采用定高模式，优先保证高度的控制精度，将目标高度与当前高度的高度差值进行PID控制中的比例和积分控制，并且引入高度变化率进行微分控制，将经过PID控制计算得到的目标桨盘俯仰角作为内环姿态控制的目标量，将速度差值进行PID控制中的比例和积分控制，将经过PI控制计算得到的油门舵机指令值发送给油门舵机执行。
所述水平航迹控制通过桨盘横滚舵实现，外环采用侧偏距控制，侧偏距主要作为滚转姿态内环控制的输入量，通过桨盘滚转舵调整无人机滚转角产生侧向分力使飞机水平运动消除侧偏距，方向舵与桨盘横滚舵联合转弯，在空中方向舵主要对航向进行增稳控制。
本发明的优点在于：
(1)本发明基于桨盘姿态控制的无人自转旋翼机飞行控制方法，实现了中大型无人自转旋翼机的位置和速度控制；
(2)本发明基于桨盘姿态控制的无人自转旋翼机飞行控制方法，在无人自转旋翼机飞行时在不同高度差范围内采取不同控制策略，在大高度差爬升下降时优先保证空速，具有更大的爬升率与下沉率。在小高度差控制时通过桨盘控制高度获得更高的控制精度。高度控制可以在满足快速性和安全性要求的同时具有较高精度。
(3)本发明基于桨盘姿态控制的无人自转旋翼机飞行控制方法，姿态内环控制桨盘相对地面的姿态角，相对于控制机身姿态，具有更快的响应速度和控制精度。
附图说明
图1为本发明基于桨盘姿态控制的无人自转旋翼机飞行控制方法结构框图；
图2为本发明基于桨盘姿态控制的无人自转旋翼机飞行控制方法中无人自转旋翼机定高模式纵向控制结构框图；
图3为本发明基于桨盘姿态控制的无人自转旋翼机飞行控制方法中无人自转旋翼机爬升/下降模式纵向控制结构框图；
图4为本发明基于桨盘姿态控制的无人自转旋翼机飞行控制方法中无人自转旋翼机横航向控制结构图。
图5为本发明基于桨盘姿态控制的无人自转旋翼机飞行控制方法中无人自转旋翼机高度控制效果对比图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进行进一步详细说明。
本发明基于桨盘姿态控制的无人自转旋翼机飞行控制方法，所涉及到的自转旋翼机主要结构包括：为其他部件提供安装结构的机身、为飞机提供升力同时提供控制能力的主旋翼、为飞机提供支撑作用的起落架、为飞机提供动力的发动机以及为飞机提供稳定性和偏转控制的尾翼。其中，主旋翼作为升力源和主要飞行控制机构，通过旋翼盘连接在主立柱上，两个控制杆推动旋翼盘实现桨盘平面相对机身的俯仰夹角和滚转夹角变化。具体的，两个控制杆同步上推使桨盘平面下压，两个控制杆同步下拉使桨盘平面抬起，可以控制旋翼机的俯仰运动。两个控制杆差动推动改变桨盘相对机身的滚转夹角，可以控制旋翼机的滚转运动。
针对上述结构的无人自转旋翼机的飞行控制方法，如图1所示，分为纵向控制通道和水平航迹控制通道，每个控制通道负责根据相应的控制任务(如高度控制、速度控制、姿态控制)，通过输入值与目标值计算相应的输出值。各控制通道又分为外环与内环控制，外环进行高度/速度控制和水平航迹控制，内环进行桨盘姿态控制。其中，内环姿态控制时不直接对机身姿态进行控制，而是对主旋翼桨盘平面姿态进行控制。桨盘平面作为主要升力面，其姿态变化时会带来升力和阻力变化，但是由于主旋翼与主立柱之间的“跷跷板”式连接结构，主旋翼与机身之间存在类似“钟摆”效应的延迟，导致桨盘进行控制时机身姿态变化有延迟和滞后，直接进行机身姿态控制时存在波动与误差。因此本发明采用控制主旋翼桨盘平面姿态的方式可以通过舵机的快速响应使桨盘平面的姿态保持稳定，悬挂在主旋翼下方的机身也可以在长周期趋于稳定，具有更好的姿态控制效果。
所述纵向控制通道又根据目标高度与当前高度的差值进行区分，具体为：
当高度差较大(|目标高度-当前高度|＞30m)时，纵向控制方法采用爬升/下降模式，优先保证空速，此时将目标速度与当前空速的差值进行PID控制中的比例(P)和积分(I)控制(无微分D环节)，将经过PI控制计算得到的目标桨盘俯仰角作为内环姿态控制的目标量，油门舵机保持对应的爬升(最大)或下降(怠速)位置，可以获得更大的爬升率和下沉率，如图2所示，具体方法设计为：
S1:根据目标空速与当前空速进行误差解算，经过外环PI控制器计算出目标桨盘俯仰角θa，具体计算方法为：
其中，θa为目标桨盘俯仰角，分别为空速反馈增益、空速积分增益，Va、Vc分别为目标空速、当前空速。
为了达到更大的爬升率和下沉率，同时考虑飞机本身性能，爬升和下降时设计的目标空速随海拔不同线性变化，本发明中大高度差爬升/下降时目标空速计算方法：
Va＝-0.001349*H+29.94
其中，H为海拔高度，单位为m。
S2:将步骤S1中计算出的目标桨盘俯仰角和AHRS测量得出的当前桨盘俯仰角做差，进行内环PID控制律解算。其中微分(D)环节在内环控制时引入俯仰角速率环节，可以一定程度预测系统误差变化趋势，可以改善系统动态性能。再将内环PID计算后得到的桨盘俯仰舵机指令值进行最大值限幅，防止指令值超出舵机限位，发送给桨盘俯仰舵机执行。具体计算方法为：
其中，δe为桨盘俯仰舵量，分别空速控制时俯仰角反馈增益、俯仰角速率反馈增益、俯仰角积分增益，q为俯仰角速率，θa、θc分别为目标桨盘俯仰角、当前桨盘俯仰角，KYR为滚转角前馈增益，Φc为当前滚转角。
S3:在爬升时为了获得最大爬升率，油门处于最大位置；在下降时为了获得最大下沉率，油门处于怠速位置。
当爬升或下降至接近目标高度时，此时高度差较小(|目标高度-当前高度|＜30m)，纵向控制方法采用定高模式，优先保证高度的控制精度，将目标高度与当前高度的高度差值进行PID控制中的比例(P)和积分(I)控制，并且引入高度变化率(升降速度)进行微分(D)控制，将经过PID控制计算得到的目标桨盘俯仰角作为内环姿态控制的目标量，将速度差值进行PID控制中的比例(P)和积分(I)控制(无微分D控制)，将经过PI控制计算得到的油门舵机指令值发送给油门舵机执行，如图3所示，具体方法设计为：
S1:目标高度与当前高度的差值经过纵向外环PI控制器，同时引入升降速度作为微分(D)环节，通过外环PID控制律计算出目标桨盘俯仰角为：
其中，θa为目标桨盘俯仰角，分别为高度反馈增益、升降速度反馈增益、高度积分增益，为下沉速度，Ha、Hc分别为目标高度、当前高度。
S2:将步骤S1中计算出的目标桨盘俯仰角和特征5所述AHRS测量得出的当前桨盘俯仰角做差，根据内环PID控制器中的比例(P)、积分(I)和微分(D)控制器解算，可以得到桨盘俯仰舵量指令值。其中微分(D)环节可以一定程度预测系统误差变化趋势，改善系统动态性能。除此之外还引入滚转角前馈环节，由于转弯时滚转姿态会造成升力损失导致飞机高度下降，通过引入滚转角前馈量可以在转弯出现滚转角时提前拉升姿态，减少转弯过程中高度损失。将计算得到的桨盘俯仰舵量指令值进行最大值限幅，发送给桨盘俯仰舵机执行。引入滚转角前馈量的内环PID控制律的具体计算方法为：
其中，δe为桨盘俯仰舵量，分别为高度控制时俯仰角反馈增益、俯仰角速率反馈增益、俯仰角积分增益，q为俯仰角速率，θa、θc分别为目标桨盘俯仰角、当前桨盘俯仰角，KYR为滚转角前馈增益，Φc为当前滚转角。
S3:通过油门控制空速，根据目标空速与当前空速的差值进行比例P和积分I控制，将计算得到的油门舵机舵量指令值进行最大值限幅发送给油门舵机执行，具体计算方法为：
其中，δp为油门舵机舵量，分别为速度反馈比例增益、速度积分增益，Va、Vc分别为目标空速、当前空速。
所述水平航迹控制通过桨盘横滚舵实现，外环采用侧偏距控制，侧偏距主要作为滚转姿态内环控制的输入量，通过桨盘滚转舵调整无人机滚转角产生侧向分力使飞机水平运动消除侧偏距，方向舵与桨盘横滚舵联合转弯，在空中方向舵主要对航向进行增稳控制，如图4所示，具体方法设计为：
S1:根据目标航点与当前位置计算侧偏距y，经过外环PID控制得到目标航向为：
其中，ψa为目标航向角，分别为侧偏距反馈增益、侧向速度反馈增益、侧偏距积分增益，δy为侧偏距，为侧向速度。
S2:航向内环引入微分环节，空中飞行时方向舵仅起到航向增稳作用，转弯时与横向通道共同完成协调转弯，航向内环姿态控制律为：
其中，δr为方向舵舵量，分别为航向角反馈增益、航向角速率反馈增益，r为航向角速率。
S3:根据目标航点与当前位置计算出侧偏距y，横向外环对侧偏距进行外环PI控制解算，同时引入航向偏差前馈量，目的是与方向舵进行协调转弯，将计算得到的值进行限幅(此处限幅为防止计算的目标滚转角过大导致滚转姿态过大)，得到目标桨盘滚转角，具体计算方法为：
其中，Φa为目标桨盘滚转角，分别为侧偏距反馈增益、侧向速度反馈增益、侧偏距积分增益，δy为侧偏距，为侧向速度，KRZ为航向偏差增益，Δψ为航向偏差。
S4:将步骤S3中计算出的目标桨盘滚转角与当前桨盘滚转角进行内环控制律解算，将计算得到的桨盘滚转舵机指令值进行最大值限幅，防止指令值超出舵机限位，发送给桨盘滚转舵机执行。具体控制律为：
其中，δa为桨盘滚转舵量，分别为滚转角反馈增益、滚转角速率反馈增益、滚转角积分增益，p为滚转角速率，Φa、Φc分别为目标桨盘滚转角、当前桨盘滚转角。
下面仿真对比单独通过油门控制高度、单独通过桨盘俯仰舵控制高度与本发明所述分阶段高度控制方法的高度控制效果，如图5所示。单独通过油门控制高度可以在初始爬升时获得较大爬升率，但是通过油门控制高度时相应较慢，有超调量且较大，需要一段时间调整到目标高度，末端响应较慢、精度较低。单独通过桨盘俯仰舵控制高度虽然初始和接近目标高度时响应较快且控制精度更高，但是爬升过程中的爬升率较低。本发明所述的分阶段控制高度的策略在爬升过程中通过调大油门具有较大的爬升率，在接近目标高度时切换高度控制方法，通过桨盘控制使高度准确快速达到目标高度。
综上可知，本发明的方法可适应无人自转旋翼机空中飞行位置、速度与姿态控制，在爬升下降时先以大爬升率或下沉率飞向目标高度，在接近目标高度时采用定高模式以较高的控制精度和响应速度达到目标高度。进行姿态控制时以桨盘升力面作为控制对象，可以达到更高的响应速度，姿态控制时更加平稳。