專利名稱：無尾槳型無人直升機的防鐘擺控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種無尾槳型無人直升機的防鐘擺控制方法，能使這種新型無人直升機在懸停時不進入鐘擺狀態(tài)。
背景技術(shù)：
鐘擺現(xiàn)象是一個物體繞其自身的一個固定端，在一定范圍內(nèi)作有規(guī)律的、周而復(fù)始的擺動，其特點是一端固定，另一端可以自由運動，在理想情況下，擺角呈現(xiàn)周期性變化。由于無尾槳型無人直升機在構(gòu)型上具有誘發(fā)鐘擺的條件，其擺動是二維的，即有縱向和側(cè)向兩個方向；擺長是不確定的，但是有界的，當(dāng)飛機在執(zhí)行飛行任務(wù)的時候，隨著機內(nèi)油量的變化，飛機的重心隨著變化，還有設(shè)備安裝等其它不確定性因素也影響重心的位置和對稱性，擺長會隨之變化；另外，擺動所圍繞的固定點因受到和鐘擺自身不相關(guān)的外力作用，而在平面或者空間被動運動，這個運動不受擺動的影響，但是可以影響擺動。這種無尾槳型無人直升機采用常規(guī)無人直升機控制方法在懸停時會因外部的陣風(fēng)等干擾產(chǎn)生縱向和側(cè)向擺動現(xiàn)象，危及無人直升機的飛行安全。

發(fā)明內(nèi)容
無尾槳型無人直升機由于其特定的構(gòu)型，在一定的條件下會產(chǎn)生鐘擺現(xiàn)象，這種現(xiàn)象會引起無人直升機等幅振蕩，嚴重會振蕩發(fā)散，引起飛行事故。本發(fā)明提供一種無尾槳型無人直升機的防鐘擺控制方法，用于防止和抑制此型無人直升機的鐘擺振蕩。
本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是在常規(guī)無人直升機姿態(tài)雙閉環(huán)控制回路的基礎(chǔ)上，增設(shè)速度閉環(huán)控制和線加速度閉環(huán)控制，采用這種防鐘擺控制規(guī)律使無人直升機不構(gòu)成形成鐘擺的條件，以避免鐘擺現(xiàn)象的發(fā)生，并當(dāng)出現(xiàn)鐘擺趨勢時，可使無人直升機小范圍快速移動，使其脫離鐘擺條件，達到抑制無人直升機鐘擺的目的。具體控制方法是利用直升機中的角速率陀螺輸出的俯仰角速率和滾轉(zhuǎn)角速率分別經(jīng)俯仰增穩(wěn)控制和滾轉(zhuǎn)增穩(wěn)控制構(gòu)成第一閉環(huán)控制內(nèi)回路，提高直升機姿態(tài)控制的穩(wěn)定性；利用直升機的姿態(tài)陀螺輸出的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角分別經(jīng)俯仰控制器和滾轉(zhuǎn)控制器構(gòu)成第二閉環(huán)控制內(nèi)回路，實現(xiàn)對直升機的姿態(tài)控制；在此基礎(chǔ)上，利用加速度計輸出信息獲得的縱向加速度和橫向加速度分別經(jīng)縱向速度增穩(wěn)控制和橫向速度增穩(wěn)控制構(gòu)成的第三閉環(huán)控制回路，提高直升機速度控制的穩(wěn)定性；利用GPS輸出的信息獲得的縱向速度和橫向速度經(jīng)縱向速度調(diào)節(jié)器和橫向速度調(diào)節(jié)器構(gòu)成的第四閉環(huán)控制回路，實現(xiàn)提前抑制擺角偏離的控制。當(dāng)采用這種控制方法后，無尾槳型無人直升機將可安全處于懸停狀態(tài)，無論此時是否受到陣風(fēng)的擾動或其它外力干擾。


圖1為無尾槳型無人直升機在外界干擾下的防鐘擺過程。
圖2為無尾槳型無人直升機在前移1米任務(wù)下的防鐘擺過程。
圖3為無尾槳型無人直升機的防鐘擺控制方法原理圖。
具體實施例方式
下面結(jié)合附圖對本發(fā)明控制效果進行說明(1)當(dāng)機體受到外力作用，如受到風(fēng)的干擾后，在重力作用下，這種無尾槳型無人直升機就會產(chǎn)生一個平衡位置附近的擺動。在所設(shè)計的控制律的控制下，其效果是無人直升機小范圍快速移動，使得直升機在短時間內(nèi)達到平衡狀態(tài)，其縱向響應(yīng)如圖1所示，橫向響應(yīng)同縱向響應(yīng)一致。
(2)當(dāng)機體的懸點受到外力作用，如要求直升機縱向運動1米，相當(dāng)于機體重心有一個反向的慣性力，由于機體受到外力，所以形成擺動條件。在所設(shè)計的控制律的控制下，既能做到抑制擺動的現(xiàn)象，又能讓飛機向前飛行一個固定的距離，其實這種控制效果首先是讓懸點向反向移動，然后正向移動，如圖2所示，此時機體擺動的時間最短，橫向響應(yīng)同縱向響應(yīng)一致。
所設(shè)計的控制方法如圖3所示，其中，俯仰與滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制采用了常規(guī)無人直升機姿態(tài)雙閉環(huán)控制回路，如圖3中虛線框內(nèi)部所示，利用角速率陀螺輸出的俯仰角速率和滾轉(zhuǎn)角速率構(gòu)成的內(nèi)回路起到提高姿態(tài)控制穩(wěn)定性的作用，俯仰和滾轉(zhuǎn)增穩(wěn)控制采用比例控制器；利用姿態(tài)陀螺輸出的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角構(gòu)成的外回路作為姿態(tài)控制的主回路起到姿態(tài)控制的作用，俯仰和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制采用比例積分控制器。防鐘擺控制在常規(guī)無人直升機姿態(tài)控制的基礎(chǔ)上又增加了由速度和加速度組成的外圍雙閉環(huán)控制回路，如圖3中虛線框外部所示，利用加速度計輸出信息獲得的無人直升機縱向加速度和橫向加速度構(gòu)成的內(nèi)回路起到提高速度控制穩(wěn)定性的作用，縱向和橫向速度增穩(wěn)控制采用比例控制器；利用GPS輸出信息獲得的無人直升機縱向速度和橫向速度構(gòu)成的外回路作為防鐘擺控制的主回路起到提前抑制擺角偏離的作用，縱向和橫向速度調(diào)節(jié)器采用比例控制器。利用這種防鐘擺控制所構(gòu)成的外圍雙閉環(huán)控制回路結(jié)構(gòu)使得此型無人直升機對于外界干擾或外力作用都能達到有效抑制鐘擺現(xiàn)象，并穩(wěn)定地飛行。
權(quán)利要求
1.一種無尾槳型無人直升機的防鐘擺控制方法，包括利用直升機中的角速率陀螺輸出的俯仰角速率和滾轉(zhuǎn)角速率分別經(jīng)俯仰增穩(wěn)控制和滾轉(zhuǎn)增穩(wěn)控制構(gòu)成第一閉環(huán)控制內(nèi)回路，實現(xiàn)對直升機姿態(tài)穩(wěn)定性控制；利用直升機的姿態(tài)陀螺輸出的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角分別經(jīng)俯仰控制器和滾轉(zhuǎn)控制器構(gòu)成第二閉環(huán)控制內(nèi)回路，實現(xiàn)對直升機的姿態(tài)控制；其特征在于還包括速度閉環(huán)控制和加速度閉環(huán)控制，所述加速度閉環(huán)控制，是利用加速度計輸出信息獲得的縱向加速度和橫向加速度分別經(jīng)縱向速度增穩(wěn)控制和橫向速度增穩(wěn)控制構(gòu)成的第三閉環(huán)控制回路，提高直升機速度控制的穩(wěn)定性，所述速度閉環(huán)控制回路，是利用GPS輸出的信息獲得的縱向速度和橫向速度經(jīng)縱向速度調(diào)節(jié)器和橫向速度調(diào)節(jié)器構(gòu)成的第四閉環(huán)控制回路，實現(xiàn)提前抑制擺角偏離的控制。
全文摘要
一種無尾槳型無人直升機的防鐘擺控制方法，屬直升機的防鐘擺控制方法。該控制方法，包括利用俯仰角速率和滾轉(zhuǎn)角速率分別經(jīng)俯仰增穩(wěn)控制和滾轉(zhuǎn)增穩(wěn)控制構(gòu)成第一閉環(huán)控制內(nèi)回路；利用俯仰角和滾轉(zhuǎn)角分別經(jīng)俯仰控制器和滾轉(zhuǎn)控制器構(gòu)成第二閉環(huán)控制內(nèi)回路；其特征是還包括利用縱向加速度和橫向加速度分別經(jīng)縱向速度增穩(wěn)控制和橫向速度增穩(wěn)控制構(gòu)成的加速度閉環(huán)控制回路；利用縱向速度和橫向速度經(jīng)縱向速度調(diào)節(jié)器和橫向速度調(diào)節(jié)器構(gòu)成的速度閉環(huán)控制回路。本方法能使無人直升機不構(gòu)成形成鐘擺的條件，避免無人機鐘擺現(xiàn)象的發(fā)生，并當(dāng)出現(xiàn)鐘擺趨勢時，可使無人直升機小范圍快速移動，使其脫離鐘擺條件，達到抑制無尾槳型無人直升機鐘擺的目的。
文檔編號G05D1/08GK101093398SQ20071002529
公開日2007年12月26日 申請日期2007年7月20日 優(yōu)先權(quán)日2007年7月20日
發(fā)明者王道波, 盛守照 申請人:南京航空航天大學(xué)