高速直升机过渡模态鲁棒自适应姿态控制

doi:10.7527/S1000-6893.2024.29927

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高速直升机过渡模态鲁棒自适应姿态控制

仇钰清, 李俨, 郎金溪, 刘育衔, 王重()

西北工业大学自动化学院，西安 710129

收稿日期:2023-12-01 修回日期:2024-02-01 接受日期:2024-03-21 出版日期:2024-05-15 发布日期:2024-03-29
通讯作者: 王重 E-mail:zhong.wang@mail.nwpu.edu.cn

Robust adaptive attitude control of high-speed helicopters in transition mode

Yuqing QIU, Yan LI, Jinxi LANG, Yuxian LIU, Zhong WANG()

School of Automation，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710129，China

Received:2023-12-01 Revised:2024-02-01 Accepted:2024-03-21 Online:2024-05-15 Published:2024-03-29
Contact: Zhong WANG E-mail:zhong.wang@mail.nwpu.edu.cn

摘要/Abstract

摘要：

高速直升机过渡模态具有典型的操纵冗余与控制非仿射特点，同时气动干扰与不确定性对控制效能矩阵的显著影响进一步增加了姿态控制设计难度。为此，本文针对高速直升机过渡模态的姿态控制问题，提出一种鲁棒自适应控制架构。首先，根据高速直升机动力学模型，利用操纵功效分析其舵面操纵特性，设计过渡模态的姿态控制策略。在此基础上，提出一种基于自适应滤波增量非线性动态逆的角速度控制器，快速补偿控制效能矩阵不确定性与角加速度测量/估计误差的不利影响。随之，结合高速直升机共轴双旋翼与尾翼的变权限控制特性，设计基于控制权重系数的增量分配策略，保证过渡模态下直升机操纵模式与固定翼操纵模式的平滑转换。最后，与传统增量非线性动态逆方法进行比较，结果表明，所提出的姿态控制器具有更好的控制性能与鲁棒性。

关键词: 高速直升机, 过渡模态, 姿态控制, 自适应控制, 增量非线性动态逆控制

Abstract:

During the transition mode， high-speed helicopters possess typical characteristics of control redundancy and control non-affine， and there is a significant effect of aerodynamic interference and uncertainties on the control effectiveness matrix， bringing challenges to attitude control design. This paper proposes a robust adaptive control architecture to address the attitude control problem of the high-speed helicopter in transition flight. Based on the dynamic model of the high-speed helicopter， the control characteristics of its control surfaces are analyzed using control efficiency， and an attitude control strategy of transition mode is developed. Furthermore， an Adaptive Filtered Incremental Nonlinear Dynamic Inversion （AFINDI） control method is proposed to design an angular rate controller， which can effectively compensate for the adverse effects caused by control effectiveness matrix uncertainties and angular acceleration measurement/estimation errors. Then， according to the changing control authorities of coaxial rotors and empennages， an incremental allocation strategy with the weight coefficients of control surfaces is established to guarantee smooth conversion between helicopter and fixed-wing control modes in transition flight. Finally， compared with the conventional incremental nonlinear dynamic inversion control method， the proposed attitude controller has better control performance and robustness.

Key words: high-speed helicopter, transition mode, attitude control, adaptive control, incremental nonlinear dynamic inversion control

中图分类号:

V249.1

仇钰清, 李俨, 郎金溪, 刘育衔, 王重. 高速直升机过渡模态鲁棒自适应姿态控制[J]. 航空学报, 2024, 45(9): 529927-529927.

Yuqing QIU, Yan LI, Jinxi LANG, Yuxian LIU, Zhong WANG. Robust adaptive attitude control of high-speed helicopters in transition mode[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2024, 45(9): 529927-529927.

图/表 21

图 1

表 1

表 2

高速直升机控制舵面及位置限制

操纵变量	位置限制/（°）
总距 $θ 0$	［0，20］
总距差动 $θ d$	［-5，5］
横向周期变距 $θ 1 c$	［-6.25，6.25］
纵向周期变距 $θ 1 s$	［-10，10］
尾推桨桨距 $θ p$	［10，100］
升降舵 $δ e$	［-20，20］
方向舵 $δ r$	［-20，20］

表 2

表 3

图 2

表 4

高速直升机全模态姿态控制策略

飞行模态

滚转通道

俯仰通道

航向通道

直升机模态

横向周期变距

纵向周期变距

总距差动

过渡模态

纵向周期变距

↔

升降舵

总距差动

$↔$ 方向舵

固定翼模态

升降舵

方向舵

表 4

图 3

图 4

图 5

图 6

图 7

图 8

图 9

图 10

图 11

图 12

图 13

图 14

图 15

图 16

表 5

控制性能比较

控制性能		情况1	情况2	情况3
控制性能		INDI	AFINDI
RMS	$ϕ$	0.189	0.047	0.061
	$θ$	0.961	0.926	0.927
	$ψ$	0.945	0.922	0.924
Cost		1 744.3	501.9	504.3

表 5

参考文献 30

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

机体参数	数值
全机质量/kg	5 500
旋翼半径/m	5.49
旋翼桨叶片数	3×2
旋翼转速/（rad·s^-1）	35.9~28.7
重心位置/m	（0，0，0）
下旋翼位置/m	（0，0，-0.89）
上、下旋翼间隙/m	0.77
尾推桨半径/m	1.3
尾推桨叶片数	6
尾推桨转速/（rad·s^-1）	162
尾推桨位置/m	（-7.66，0，0）
平尾面积/m²	5.57
平尾位置/m	（-6.8，0，0.2）
垂尾面积/m²	2.79
垂尾位置/m	（-6.8，0，-0.5）

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操纵机构	带宽/Hz	速率限制/（（°）·s^-1）
共轴双旋翼	8	40
尾推桨	4	10
升降舵	8	80
方向舵	8	70