本發(fā)明涉及無人直升機(jī)控制與應(yīng)用技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種小型無人直升機(jī)飛行控制中的動(dòng)力規(guī)劃方法。

背景技術(shù)：

加載小型發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力來源的無人直升機(jī)，因動(dòng)力穩(wěn)定、續(xù)航時(shí)間長等優(yōu)點(diǎn)，一直在軍事和民用領(lǐng)域有廣泛的應(yīng)用。傳統(tǒng)自主飛行控制設(shè)計(jì)思想一般在整個(gè)飛行過程中保持發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速為某一恒定值，從而設(shè)計(jì)直升機(jī)的飛行控制器，這樣設(shè)計(jì)出的飛控系統(tǒng)已經(jīng)能夠很好地控制無人直升機(jī)自主飛行。但在現(xiàn)今對(duì)小型無人直升機(jī)的機(jī)動(dòng)性、經(jīng)濟(jì)性、長續(xù)航時(shí)間等的高需求下，這種發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速始終在某一恒定值的設(shè)計(jì)存在明顯的缺點(diǎn)，因?yàn)檫@個(gè)轉(zhuǎn)速恒定值是以直升機(jī)在各種情況下都能保證安全工作為前提而設(shè)定的，而在直升機(jī)一般飛行過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)的安全裕度則過多，沒有充分利用發(fā)動(dòng)機(jī)的工作性能，造成了功率的浪費(fèi)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的就是為了解決現(xiàn)有小型無人直升機(jī)飛行控制技術(shù)中的缺陷，提出一種小型無人直升機(jī)飛行控制中的發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力規(guī)劃方法，以實(shí)現(xiàn)提高直升機(jī)的機(jī)動(dòng)性、增加續(xù)航時(shí)間、節(jié)省燃油量。

本發(fā)明的目的可以通過采取如下技術(shù)方案達(dá)到：

一種小型無人直升機(jī)飛行控制中的動(dòng)力規(guī)劃方法，所述動(dòng)力規(guī)劃方法包括下列步驟：

s1、建立小型無人直升機(jī)非線性模型：拆分直升機(jī)為各個(gè)部件，分別得出各個(gè)部件的動(dòng)力學(xué)方程，整合各個(gè)部件的受力方程得出直升機(jī)整體的數(shù)學(xué)模型，如式(1-1)所示，u＝[θ0a1cb1sθtr]^t是4個(gè)輸入控制量，分別是主旋翼總距角θ0、主旋翼橫向周期變距角a1c、主旋翼縱向周期變距角b1s和尾旋翼的總距角θtr，它們分別由實(shí)際輸入給舵機(jī)的pwm控制信號(hào)δcol、δlat、δlon、δtr控制；x＝[uvwpqrφθψa1b1]^t是11個(gè)狀態(tài)變量，u,v,w是機(jī)體坐標(biāo)系下沿三個(gè)軸向的飛行速度，p,q,r是繞機(jī)體坐標(biāo)系三個(gè)軸向的角速度，φ,θ,ψ是直升機(jī)的姿態(tài)角，a1,b1分別是主旋翼的縱向揮舞角和橫向揮舞角，m表示直升機(jī)的質(zhì)量，g表示重力加速度，xmr,ymr,zmr分別表示主旋翼的升力在機(jī)體坐標(biāo)系下的三分量，xfus,yfus,zfus分別表示機(jī)身所受空氣動(dòng)力在機(jī)體坐標(biāo)系下的三分量，ytr表示尾旋翼的拉力在機(jī)體坐標(biāo)系的橫軸上的分力，yvf表示垂尾所受空氣動(dòng)力在機(jī)體坐標(biāo)系的橫軸上的分力，zht表示平尾所受空氣動(dòng)力在機(jī)體坐標(biāo)系的垂向上的分力，lmr,mmr,qmr分別表示主旋翼的升力在機(jī)體坐標(biāo)軸三個(gè)方向上產(chǎn)生的力矩，ltr,mtr,ntr分別表示尾旋翼的拉力在機(jī)體坐標(biāo)軸三個(gè)方向上產(chǎn)生的力矩，mht表示平尾所受空氣動(dòng)力在機(jī)體坐標(biāo)系的橫向上產(chǎn)生的力矩，nvf表示垂尾所受空氣動(dòng)力在機(jī)體坐標(biāo)系的垂向上產(chǎn)生的力矩，ixx,iyy,izz是機(jī)體分別繞機(jī)體坐標(biāo)系三軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，alat和blon分別是控制輸入量δlat和δlon到主旋翼橫向、縱向周期變距角的增益，和分別是縱向周期變距控制輸入量δlon和橫向周期變距控制輸入量δlat到主旋翼的縱向和橫向揮舞角的穩(wěn)態(tài)增益，uw,vw,ww表示外界風(fēng)力沿機(jī)體坐標(biāo)系三個(gè)軸向的速度，τe表示主旋翼和flybar組成的旋翼系統(tǒng)的時(shí)間常數(shù)，ωmr,rmr分別表示主旋翼的轉(zhuǎn)速和半徑，μ,μv,μz分別表示機(jī)體坐標(biāo)系三個(gè)方向的來流與主旋翼槳尖速度的比值。對(duì)模型進(jìn)行配平計(jì)算和動(dòng)態(tài)求解計(jì)算，得到一個(gè)直升機(jī)動(dòng)態(tài)計(jì)算模型。

x＝[uvwpqrφθψa1b1]^t

u＝[θ0a1cb1sθtr]^t

s2、建立小型無人直升機(jī)的總需求功率計(jì)算模型：根據(jù)旋翼的動(dòng)量理論和葉素理論，分別得出各個(gè)穩(wěn)定飛行狀態(tài)下直升機(jī)飛行所需的總功率的計(jì)算公式，直升機(jī)總需求功率為主旋翼需求功率和尾旋翼需求功率之和，懸停狀態(tài)和水平前飛狀態(tài)下的計(jì)算公式分別如式(1-2)和式(1-3)所示，其中下標(biāo)mr表示主旋翼相關(guān)參數(shù)，tr表示尾旋翼相關(guān)參數(shù)，ki是誘導(dǎo)功率修正參數(shù)，λ為入流比，ρ為空氣密度，a為槳盤面積，ω為旋翼轉(zhuǎn)速，r為槳盤半徑，ct,cd分別為槳的拉力系數(shù)和阻力系數(shù)，σ表示槳葉實(shí)度。從而得到懸停和垂直上升狀態(tài)下以及水平前飛狀態(tài)下的最優(yōu)化計(jì)算的目標(biāo)函數(shù)。

懸停和垂直上升狀態(tài)下：

水平前飛狀態(tài)下：

s3、直升機(jī)最優(yōu)化計(jì)算：在保持小型無人直升機(jī)穩(wěn)定飛行狀態(tài)不變的前提下，根據(jù)穩(wěn)定狀態(tài)下優(yōu)化主旋翼轉(zhuǎn)速和操縱量的匹配，使直升機(jī)總需求功率最小的理論，應(yīng)用序列二次規(guī)劃方法對(duì)最優(yōu)化問題進(jìn)行求解，得出各穩(wěn)定狀態(tài)下對(duì)應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)最佳轉(zhuǎn)速值，如式(1-4)所示，其中決策變量x＝[θ0,a1c,b1s,θtr,ω]^t，決策變量的變化有下界xmin和上界xmax，讓直升機(jī)在合理的操縱范圍內(nèi)；x0,y0,z0,l0,m0,n0為配平的穩(wěn)定狀態(tài)下的力和力矩，這6個(gè)約束方程保證三個(gè)方向的力和力矩不變，也即不改變飛機(jī)的穩(wěn)定飛行狀態(tài)，

s4、發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力規(guī)劃：設(shè)計(jì)發(fā)動(dòng)機(jī)恒速控制器，在小型無人直升機(jī)飛行控制過程中，使發(fā)動(dòng)機(jī)恒速控制器跟蹤對(duì)應(yīng)穩(wěn)定飛行狀態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)最佳轉(zhuǎn)速值，即可達(dá)到動(dòng)力規(guī)劃的目標(biāo)。

進(jìn)一步地，采用牛頓迭代法對(duì)模型進(jìn)行配平計(jì)算。

進(jìn)一步地，采用四階的龍格-庫塔法對(duì)模型進(jìn)行動(dòng)態(tài)求解計(jì)算。

進(jìn)一步地，所述步驟s3、直升機(jī)最優(yōu)化計(jì)算中使用matlab的非線性優(yōu)化工具fmincon來對(duì)最優(yōu)化問題求解。

進(jìn)一步地，所述步驟s1中建立小型無人直升機(jī)非線性模型的參數(shù)一部分由直接測(cè)量得到，另一部分由系統(tǒng)辨識(shí)推導(dǎo)得到，

其中，可直接測(cè)量的直升機(jī)參數(shù)包括：直升機(jī)的質(zhì)量m、主旋翼半徑rmr、主旋翼弦長cmr、尾槳半徑rtr、尾槳弦長ctr、主旋翼槳轂與重心的垂向距離hmr、主旋翼與尾槳轉(zhuǎn)動(dòng)齒輪比ntr、尾槳中心與直升機(jī)質(zhì)心的垂向距離htr、尾槳中心與直升機(jī)質(zhì)心的縱向距離ltr、平尾與重心的縱向距離lht、主旋翼額定轉(zhuǎn)速ωnom、有效垂尾面積svf、平尾面積sht、機(jī)身前向阻力面積機(jī)身側(cè)向阻力面積機(jī)身垂向阻力面積

其中，系統(tǒng)辨識(shí)推導(dǎo)所獲得的直升機(jī)參數(shù)包括：滾轉(zhuǎn)慣量矩ixx、俯仰慣量矩iyy、偏航慣量矩izz、槳轂扭轉(zhuǎn)硬度kβ、flybar洛克數(shù)γfb、額定轉(zhuǎn)速時(shí)δlat控制信號(hào)到橫向揮舞角的穩(wěn)態(tài)增益額定轉(zhuǎn)速時(shí)δlon控制信號(hào)到縱向揮舞角的穩(wěn)態(tài)增益主旋翼槳葉揮舞慣量矩垂尾受尾槳誘導(dǎo)速度影響的面積比例主旋翼槳葉升力曲線斜率amr、主旋翼型阻系數(shù)尾槳槳葉升力曲線斜率atr、尾槳型阻系數(shù)垂尾升力曲線斜率平尾升力曲線斜率

進(jìn)一步地，所述步驟s1中采用牛頓迭代法對(duì)模型進(jìn)行配平計(jì)算的過程如下：

s101、給定需要配平的小型無人直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)；

s102、建立小型無人直升機(jī)配平方程組設(shè)定預(yù)估的配平初始值及計(jì)算精度要求；

s103、計(jì)算在當(dāng)前配平初始值條件下體軸系的合外力和合外力矩代入配平方程組；

s104、利用newton法迭代求解獲得新的配平值；

s105、判定新的配平值是否收斂，若不收斂返回步驟s103，若收斂則完成模型配平計(jì)算。

本發(fā)明相對(duì)于現(xiàn)有技術(shù)具有如下的優(yōu)點(diǎn)及效果：

(1)在保持小型無人直升機(jī)飛行狀態(tài)不變的情況下，每一個(gè)穩(wěn)定飛行狀態(tài)，發(fā)動(dòng)機(jī)都工作在最佳工況點(diǎn)，降低了直升機(jī)的總需求功率，節(jié)省了燃油消耗。以亞拓800樣例機(jī)為例，總需求功率降低7.91％～11.79％。

(2)由于穩(wěn)定飛行狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)始終工作在最佳工況點(diǎn)，轉(zhuǎn)速增加的裕度很高，如遇特殊情況，可以快速響應(yīng)，增加了直升機(jī)的機(jī)動(dòng)性能。

(3)發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力規(guī)劃技術(shù)使得直升機(jī)飛行過程中更節(jié)省油耗，在相同的油量下，能增加直升機(jī)的作業(yè)時(shí)間。

附圖說明

圖1是本發(fā)明公開的小型無人直升機(jī)飛行控制中的動(dòng)力規(guī)劃方法的流程圖；

圖2是直升機(jī)非線性模型配平計(jì)算流程圖；

圖3是設(shè)計(jì)的發(fā)動(dòng)機(jī)恒速控制流程圖。

具體實(shí)施方式

為使本發(fā)明實(shí)施例的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實(shí)施例是本發(fā)明一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。基于本發(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。

實(shí)施例一

本實(shí)施例公開了一種小型無人直升機(jī)飛行控制中的動(dòng)力規(guī)劃方法，該方法具體包括以下步驟：

s1、建立小型無人直升機(jī)非線性模型：拆分直升機(jī)為各個(gè)部件，分別得出各個(gè)部件的動(dòng)力學(xué)方程，整合各個(gè)部件的受力方程得出直升機(jī)整體的數(shù)學(xué)模型，如式(1-1)所示，u＝[θ0a1cb1sθtr]^t是4個(gè)輸入控制量，分別是主旋翼總距角θ0、主旋翼橫向周期變距角a1c、主旋翼縱向周期變距角b1s和尾旋翼的總距角θtr，它們分別由實(shí)際輸入給舵機(jī)的pwm控制信號(hào)δcol、δlat、δlon、δtr控制；x＝[uvwpqrφθψa1b1]^t是11個(gè)狀態(tài)變量，u,v,w是機(jī)體坐標(biāo)系下沿三個(gè)軸向的飛行速度，p,q,r是繞機(jī)體坐標(biāo)系三個(gè)軸向的角速度，φ,θ,ψ是直升機(jī)的姿態(tài)角，a1,b1分別是主旋翼的縱向揮舞角和橫向揮舞角，m表示直升機(jī)的質(zhì)量，g表示重力加速度，xmr,ymr,zmr分別表示主旋翼的升力在機(jī)體坐標(biāo)系下的三分量，xfus,yfus,zfus分別表示機(jī)身所受空氣動(dòng)力在機(jī)體坐標(biāo)系下的三分量，ytr表示尾旋翼的拉力在機(jī)體坐標(biāo)系的橫軸上的分力，yvf表示垂尾所受空氣動(dòng)力在機(jī)體坐標(biāo)系的橫軸上的分力，zht表示平尾所受空氣動(dòng)力在機(jī)體坐標(biāo)系的垂向上的分力，lmr,mmr,qmr分別表示主旋翼的升力在機(jī)體坐標(biāo)軸三個(gè)方向上產(chǎn)生的力矩，ltr,mtr,ntr分別表示尾旋翼的拉力在機(jī)體坐標(biāo)軸三個(gè)方向上產(chǎn)生的力矩，mht表示平尾所受空氣動(dòng)力在機(jī)體坐標(biāo)系的橫向上產(chǎn)生的力矩，nvf表示垂尾所受空氣動(dòng)力在機(jī)體坐標(biāo)系的垂向上產(chǎn)生的力矩，ixx,iyy,izz是機(jī)體分別繞機(jī)體坐標(biāo)系三軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，alat和blon分別是控制輸入量δlat和δlon到主旋翼橫向、縱向周期變距角的增益，和分別是縱向周期變距控制輸入量δlon和橫向周期變距控制輸入量δlat到主旋翼的縱向和橫向揮舞角的穩(wěn)態(tài)增益，uw,vw,ww表示外界風(fēng)力沿機(jī)體坐標(biāo)系三個(gè)軸向的速度，τe表示主旋翼和flybar組成的旋翼系統(tǒng)的時(shí)間常數(shù)，ωmr,rmr分別表示主旋翼的轉(zhuǎn)速和半徑，μ,μv,μz分別表示機(jī)體坐標(biāo)系三個(gè)方向的來流與主旋翼槳尖速度的比值。對(duì)模型進(jìn)行配平計(jì)算和動(dòng)態(tài)求解計(jì)算，得到一個(gè)直升機(jī)動(dòng)態(tài)計(jì)算模型。

x＝[uvwpqrφθψa1b1]^t

u＝[θ0a1cb1sθtr]^t

其中，所述步驟s1中采用牛頓迭代法對(duì)模型進(jìn)行配平計(jì)算的過程如下：

s101、給定需要配平的小型無人直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)；

s102、建立小型無人直升機(jī)配平方程組設(shè)定預(yù)估的配平初始值及計(jì)算精度要求；

s103、計(jì)算在當(dāng)前配平初始值條件下體軸系的合外力和合外力矩代入配平方程組；

s104、利用newton法迭代求解獲得新的配平值；

s105、判定新的配平值是否收斂，若不收斂返回步驟s103，若收斂則完成模型配平計(jì)算。

s2、建立小型無人直升機(jī)的總需求功率計(jì)算模型：根據(jù)旋翼的動(dòng)量理論和葉素理論，分別得出各個(gè)穩(wěn)定飛行狀態(tài)下直升機(jī)飛行所需的總功率的計(jì)算公式，直升機(jī)總需求功率為主旋翼需求功率和尾旋翼需求功率之和，懸停狀態(tài)和水平前飛狀態(tài)下的計(jì)算公式分別如式(1-2)和式(1-3)所示，其中下標(biāo)mr表示主旋翼相關(guān)參數(shù)，tr表示尾旋翼相關(guān)參數(shù)，ki是誘導(dǎo)功率修正參數(shù)，λ為入流比，ρ為空氣密度，a為槳盤面積，ω為旋翼轉(zhuǎn)速，r為槳盤半徑，ct,cd分別為槳的拉力系數(shù)和阻力系數(shù)，σ表示槳葉實(shí)度。從而得到懸停和垂直上升狀態(tài)下以及水平前飛狀態(tài)下的最優(yōu)化計(jì)算的目標(biāo)函數(shù)。

懸停和垂直上升狀態(tài)下：

水平前飛狀態(tài)下：

s3、直升機(jī)最優(yōu)化計(jì)算：在保持小型無人直升機(jī)穩(wěn)定飛行狀態(tài)不變的前提下，根據(jù)穩(wěn)定狀態(tài)下優(yōu)化主旋翼轉(zhuǎn)速和操縱量的匹配，使總的需求功率最小的理論，應(yīng)用序列二次規(guī)劃方法對(duì)最優(yōu)化問題進(jìn)行求解，得出各穩(wěn)定狀態(tài)下對(duì)應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)最佳轉(zhuǎn)速值，為發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力規(guī)劃奠定了基礎(chǔ)。

最優(yōu)化問題是根據(jù)保持直升機(jī)飛行狀態(tài)不變，求直升機(jī)總需求功率的最小值而得出的，如式(1-4)所示，其中決策變量x＝[θ0,a1c,b1s,θtr,ω]^t，決策變量的變化也有上下界，讓直升機(jī)在合理的操縱范圍內(nèi)；x0,y0,z0,l0,m0,n0為配平的穩(wěn)定狀態(tài)下的力和力矩，這6個(gè)約束方程就是要保證三個(gè)方向的力和力矩不變，也即不改變飛機(jī)的穩(wěn)定飛行狀態(tài)。優(yōu)化模塊中使用matlab的非線性優(yōu)化工具fmincon來對(duì)最優(yōu)化問題求解。

s4、發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力規(guī)劃：設(shè)計(jì)發(fā)動(dòng)機(jī)恒速控制器，在小型無人直升機(jī)飛行控制過程中，使發(fā)動(dòng)機(jī)恒速控制器跟蹤對(duì)應(yīng)穩(wěn)定飛行狀態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)最佳轉(zhuǎn)速值，即可達(dá)到動(dòng)力規(guī)劃的目標(biāo)。

發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力規(guī)劃中兩個(gè)穩(wěn)定狀態(tài)之間過渡時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)恒速控制器跟蹤的是這兩個(gè)穩(wěn)定狀態(tài)最佳轉(zhuǎn)速之中的較大值，并且如遇到惡劣情況，直升機(jī)不能達(dá)到穩(wěn)定飛行狀態(tài)，發(fā)動(dòng)機(jī)恒速控制器給定值為額定轉(zhuǎn)速。

圖1是最優(yōu)化設(shè)計(jì)的整個(gè)流程圖，是本發(fā)明的核心部分。輸入控制量為θ0,a1c,b1s,θtr,ω，分別是主旋翼總距角θ0、主旋翼橫向周期變距角a1c、主旋翼縱向周期變距角b1s、尾旋翼的總距角θtr、主旋翼的轉(zhuǎn)速ω；δθ0,δa1c,δb1c,δθtr,δω分別是對(duì)應(yīng)的輸入控制量和最優(yōu)化后的控制量之間的差值。

建立的小型無人直升機(jī)非線性模型的參數(shù)一部分由直接測(cè)量得到，另一部分由系統(tǒng)辨識(shí)推導(dǎo)得到，視使用對(duì)象不同而不同。

其中，可直接測(cè)量的直升機(jī)參數(shù)包括：直升機(jī)的質(zhì)量m、主旋翼半徑rmr、主旋翼弦長cmr、尾槳半徑rtr、尾槳弦長ctr、主旋翼槳轂與重心的垂向距離hmr、主旋翼與尾槳轉(zhuǎn)動(dòng)齒輪比ntr、尾槳中心與直升機(jī)質(zhì)心的垂向距離htr、尾槳中心與直升機(jī)質(zhì)心的縱向距離ltr、平尾與重心的縱向距離lht、主旋翼額定轉(zhuǎn)速ωnom、有效垂尾面積svf、平尾面積sht、機(jī)身前向阻力面積機(jī)身側(cè)向阻力面積機(jī)身垂向阻力面積

其中，系統(tǒng)辨識(shí)推導(dǎo)所獲得的直升機(jī)參數(shù)包括：滾轉(zhuǎn)慣量矩ixx、俯仰慣量矩iyy、偏航慣量矩izz、槳轂扭轉(zhuǎn)硬度kβ、flybar洛克數(shù)γfb、額定轉(zhuǎn)速時(shí)δlat控制信號(hào)到橫向揮舞角的穩(wěn)態(tài)增益額定轉(zhuǎn)速時(shí)δlon控制信號(hào)到縱向揮舞角的穩(wěn)態(tài)增益主旋翼槳葉揮舞慣量矩垂尾受尾槳誘導(dǎo)速度影響的面積比例主旋翼槳葉升力曲線斜率amr、主旋翼型阻系數(shù)尾槳槳葉升力曲線斜率atr、尾槳型阻系數(shù)垂尾升力曲線斜率平尾升力曲線斜率

圖2是直升機(jī)非線性模型配平計(jì)算流程圖。采用的是牛頓迭代法進(jìn)行配平計(jì)算。

圖3是設(shè)計(jì)的發(fā)動(dòng)機(jī)恒速控制流程圖。ω0是輸入的給定主旋翼轉(zhuǎn)速，ω是實(shí)際的主旋翼轉(zhuǎn)速。

實(shí)施例二

本發(fā)明公開了一種小型無人直升機(jī)飛行控制中的動(dòng)力規(guī)劃方法，具體包括以下步驟：

首先確定直升機(jī)穩(wěn)定飛行的狀態(tài)，對(duì)直升機(jī)非線性模型進(jìn)行配平計(jì)算，得出達(dá)到該穩(wěn)定飛行狀態(tài)的配平值。

將配平值輸入到直升機(jī)動(dòng)態(tài)計(jì)算模型，待直升機(jī)狀態(tài)穩(wěn)定后，可進(jìn)行最優(yōu)化計(jì)算，即進(jìn)入優(yōu)化模塊。

優(yōu)化模塊中的最優(yōu)化問題是一個(gè)非線性最優(yōu)化問題，目標(biāo)函數(shù)是小型無人直升機(jī)在該穩(wěn)定飛行狀態(tài)下的總需求功率計(jì)算公式，非線性約束是保持直升機(jī)機(jī)體坐標(biāo)軸三個(gè)方向的力和力矩大小不變，采用序列二次優(yōu)化方法求解這個(gè)最優(yōu)化問題，得出總需求功率最小值以及達(dá)到這個(gè)最小值各控制量的變化量。

一次優(yōu)化結(jié)束后，將各控制量的變化量再重新輸入疊加到配平值上，即重復(fù)到步驟2繼續(xù)執(zhí)行。

當(dāng)達(dá)到優(yōu)化次數(shù)之后，優(yōu)化也將達(dá)到該穩(wěn)定狀態(tài)下的全局最優(yōu)解，也將得出該穩(wěn)定狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)的最佳轉(zhuǎn)速。

發(fā)動(dòng)機(jī)恒速控制器跟蹤該穩(wěn)定飛行狀態(tài)下得出的發(fā)動(dòng)機(jī)最佳轉(zhuǎn)速，即可讓直升機(jī)飛行所需的功率最小，節(jié)省了油耗，增加了續(xù)航時(shí)間，達(dá)到發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力規(guī)劃的目的。

本實(shí)施例將對(duì)加載汽油發(fā)動(dòng)機(jī)的亞拓800型直升機(jī)按照?qǐng)D1所示的最優(yōu)化流程圖進(jìn)行懸停狀態(tài)下最優(yōu)化，首先在小型無人直升機(jī)的額定轉(zhuǎn)速ω＝143.17rad/s下，由配平計(jì)算程序計(jì)算出懸停狀態(tài)所需的操縱角度和姿態(tài)角，輸入到直升機(jī)的動(dòng)態(tài)計(jì)算模型，待到模型狀態(tài)穩(wěn)定后可開始優(yōu)化。

優(yōu)化的變量是θ0,a1c,b1c,θtr,ω，優(yōu)化的約束是力和力矩x,y,z,l,m,n保持不變，優(yōu)化的目標(biāo)是總需求功率p。經(jīng)過循環(huán)的9次優(yōu)化計(jì)算，程序得到懸停狀態(tài)下全局的最優(yōu)解。最終的優(yōu)化結(jié)果如下表所示，轉(zhuǎn)速優(yōu)化率6.14％，需求功率優(yōu)化11.79％，效果明顯。

表1.優(yōu)化結(jié)果參數(shù)表

實(shí)施例三

與實(shí)施例二相仿，本實(shí)施例將按照?qǐng)D1所示的最優(yōu)化流程圖進(jìn)行前飛狀態(tài)下的仿真，取前飛速度v＝20m/s的穩(wěn)定飛行狀態(tài)做最優(yōu)化，與懸停的過程一樣，在額定轉(zhuǎn)速ω＝143.17rad/s下，由配平計(jì)算程序計(jì)算出前飛20m/s飛行狀態(tài)所需的操縱角度和姿態(tài)角，輸入到直升機(jī)的動(dòng)態(tài)計(jì)算模型，待到模型狀態(tài)穩(wěn)定后開始優(yōu)化。

經(jīng)過循環(huán)的3次最優(yōu)化，程序得到全局的最優(yōu)解，最終的優(yōu)化結(jié)果如下表所示，轉(zhuǎn)速優(yōu)化率4.47％，需求功率優(yōu)化10.11％，效果明顯。

表2.優(yōu)化結(jié)果參數(shù)表

上述實(shí)施例為本發(fā)明較佳的實(shí)施方式，但本發(fā)明的實(shí)施方式并不受上述實(shí)施例的限制，其他的任何未背離本發(fā)明的精神實(shí)質(zhì)與原理下所作的改變、修飾、替代、組合、簡化，均應(yīng)為等效的置換方式，都包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。