本發(fā)明屬于直升機飛行控制領域，涉及一種直升機自轉(zhuǎn)著陸安全軌跡快速規(guī)劃方法及裝置。

背景技術：

1、直升機飛行過程中出現(xiàn)發(fā)動機停車情況時，需要進入自轉(zhuǎn)飛行實現(xiàn)安全著陸。自轉(zhuǎn)著陸是在旋翼轉(zhuǎn)速、飛行姿態(tài)、飛行速度、操縱量等一系列復雜約束條件下按照安全著陸點降落的過程，需要飛行員在短時間內(nèi)按順序做出連續(xù)準確操縱，飛行負荷極大。此時快速規(guī)劃出安全的自轉(zhuǎn)著陸軌跡尤為重要，可以作為飛行員開展自轉(zhuǎn)飛行控制的參考目標，提高自轉(zhuǎn)著陸安全性。

2、目前，相關高校已經(jīng)開展研究，結合自轉(zhuǎn)動力學模型，建立自轉(zhuǎn)著陸的最優(yōu)控制問題，設置目標函數(shù)和約束條件，求解得到安全自轉(zhuǎn)著陸軌跡。

3、上述研究方法中最優(yōu)控制問題的求解效率不高，在復雜六自由度自轉(zhuǎn)動力學模型下需要較長的解算時間，可用來分析自轉(zhuǎn)著陸特性。直升機發(fā)動機停車后需要在短時間內(nèi)及時進行自轉(zhuǎn)操縱，因此上述方法無法及時給出安全軌跡供飛行員參考，不滿足機上使用需求。

技術實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明提出了一種直升機自轉(zhuǎn)著陸安全軌跡規(guī)劃方法，可以在發(fā)動機停車后根據(jù)當前飛行狀態(tài)和著陸點位置快速規(guī)劃出安全著陸軌跡，作為飛行員自轉(zhuǎn)控制的參考目標。

2、第一方面，本申請?zhí)峁┮环N直升機自轉(zhuǎn)著陸安全軌跡快速規(guī)劃方法，所述方法包括：

3、步驟1：根據(jù)發(fā)動機停車帶來的受力變化，得到自轉(zhuǎn)狀態(tài)的非線性自轉(zhuǎn)動力學模型；

4、步驟2：根據(jù)非線性自轉(zhuǎn)動力學模型，確定狀態(tài)量與控制量，設置關鍵目標函數(shù)，并確定飛行約束條件，得到自轉(zhuǎn)著陸優(yōu)化模型；

5、步驟3：對自轉(zhuǎn)著陸優(yōu)化模型進行優(yōu)化，獲得安全著陸軌跡。

6、具體的，步驟1包括：

7、步驟11：根據(jù)以下公式，計算旋翼反扭矩系數(shù)mk；

8、

9、其中，σ為旋翼實度，cx為槳葉翼型阻力系數(shù)，μ為前進比，κ為葉尖損失系數(shù)，a∞為翼型升力線斜率，θ0為槳葉根部安裝角，θ1為槳葉扭度，v0為旋翼平均誘導速度，λ0為流入比，a0為旋翼錐度角，a1s為旋翼揮舞后倒角，b1s為旋翼揮舞側倒角，a1為橫向周期變距，b1為縱向周期變距；

10、步驟12：根據(jù)旋翼反扭矩系數(shù)mk，確定體軸坐標系z方向的合力矩mz；

11、步驟13：根據(jù)體軸坐標系z方向的合力矩mz建立直升機非線性自轉(zhuǎn)動力學模型。

12、具體的，步驟12包括：

13、根據(jù)公式mk＝mkρ(ωr)2πr3/2確定動力失效后旋翼扭矩，其中，ρ為大氣密度，ω為動力失效后旋翼轉(zhuǎn)速，r為旋翼半徑。

14、旋翼扭矩mk與機身、平尾、垂尾和尾槳的力矩求和，可以確定體軸坐標系z方向的合力矩mz。

15、具體的，步驟2包括：

16、步驟21:確定狀態(tài)量x＝[x,y,z,u,v,w,φ,θ,ψ,p,q,r,ω]t，控制量u＝[δb,δa,δc,δr]t，其中，x為縱向位置，y為橫向位置，z為垂向位置，u為縱向速度，v為橫向速度，w為垂向速度，φ為傾斜角，θ為俯仰角，ψ為航向角，p為傾斜角速度，q為俯仰角速度，r為航向角速度，δb為縱向周期變距，δa為橫向周期變距，δc為總距，δr為尾槳距；

17、步驟22:設置飛行時間目標函數(shù)j1＝tf，以及操縱量目標函數(shù)其中，tf為自轉(zhuǎn)結束時間；

18、步驟23:分別過程約束、終端約束和控制約束。

19、具體的，過程約束為確定位置、速度、姿態(tài)、角速度和旋翼轉(zhuǎn)速狀態(tài)在自轉(zhuǎn)著陸過程的飛行約束條件；

20、終端約束為著陸位置、著陸速度和著陸姿態(tài)的約束條件；

21、控制約束為根據(jù)操縱范圍和權限確定的控制量范圍。

22、具體的，步驟3包括：

23、步驟31：利用公式將自轉(zhuǎn)著陸優(yōu)化模型中的時間范圍t∈[t0,tf]，轉(zhuǎn)換到時域τ∈[-1,1]；

24、步驟32：對狀態(tài)量與控制量進行離散化，得到離散化后的自轉(zhuǎn)著陸優(yōu)化模型：

25、

26、其中，n為離散點數(shù)量，d為微分系數(shù)矩陣，f為非線性自動動力學模型，w為高斯權重系數(shù)矩陣。

27、步驟33：對離散化后的自轉(zhuǎn)著陸優(yōu)化模型進行求解，選擇預設高斯節(jié)點數(shù)量，利用snopt求解器得到安全著陸軌跡。

28、其中，預設高斯節(jié)點數(shù)量為8。

29、第二方面，本申請?zhí)峁┮环N直升機自轉(zhuǎn)著陸安全軌跡快速規(guī)劃裝置，所述裝置包括非線性自轉(zhuǎn)動力學模型構建單元、自轉(zhuǎn)著陸優(yōu)化模型構建單元和求解單元，其中：

30、非線性自轉(zhuǎn)動力學模型構建單元，用于根據(jù)發(fā)動機停車帶來的受力變化，得到自轉(zhuǎn)狀態(tài)的非線性自轉(zhuǎn)動力學模型；

31、自轉(zhuǎn)著陸優(yōu)化模型構建單元，用于根據(jù)非線性自轉(zhuǎn)動力學模型，確定狀態(tài)量與控制量，設置關鍵目標函數(shù)，并確定飛行約束條件，得到自轉(zhuǎn)著陸優(yōu)化模型；

32、求解單元，用于對自轉(zhuǎn)著陸優(yōu)化模型進行優(yōu)化，獲得安全著陸軌跡。

33、具體的，非線性自轉(zhuǎn)動力學模型構建單元具體用于：

34、根據(jù)以下公式，計算旋翼反扭矩系數(shù)mk；

35、

36、其中，σ為旋翼實度，cx為槳葉翼型阻力系數(shù)，μ為前進比，κ為葉尖損失系數(shù)，a∞為翼型升力線斜率，θ0為槳葉根部安裝角，θ1為槳葉扭度，v0為旋翼平均誘導速度，λ0為流入比，a0為旋翼錐度角，a1s為旋翼揮舞后倒角，b1s為旋翼揮舞側倒角，a1為橫向周期變距，b1為縱向周期變距；

37、根據(jù)旋翼反扭矩系數(shù)mk，確定體軸坐標系z方向的合力矩mz；

38、根據(jù)體軸坐標系z方向的合力矩mz建立直升機非線性自轉(zhuǎn)動力學模型。

39、綜上所述，本發(fā)明提供一種直升機自轉(zhuǎn)著陸安全軌跡快速規(guī)劃方法及裝置，針對直升機發(fā)動機停車后自轉(zhuǎn)著陸過程中飛行約束、最優(yōu)控制過程、安全軌跡規(guī)劃等問題進行了分析，設計了適用于多約束的著陸軌跡快速規(guī)劃方法。仿真結果表明，本發(fā)明設計的自轉(zhuǎn)著陸飛行安全軌跡規(guī)劃方法可以在發(fā)動機停車后快速規(guī)劃出滿足約束條件的自轉(zhuǎn)飛行軌跡，在指定著陸點實現(xiàn)安全著陸。

技術特征：

1.一種直升機自轉(zhuǎn)著陸安全軌跡快速規(guī)劃方法，其特征在于，所述方法包括：

2.根據(jù)權利要求1所述的方法，其特征在于，步驟1包括：

3.根據(jù)權利要求2所述的方法，其特征在于，步驟12包括：

4.根據(jù)權利要求1所述的方法，其特征在于，步驟2包括：

5.根據(jù)權利要求4所述的方法，其特征在于，

6.根據(jù)權利要求1所述的方法，其特征在于，步驟3包括：

7.一種直升機自轉(zhuǎn)著陸安全軌跡快速規(guī)劃裝置，其特征在于，所述裝置包括非線性自轉(zhuǎn)動力學模型構建單元、自轉(zhuǎn)著陸優(yōu)化模型構建單元和求解單元，其中：

8.根據(jù)權利要求7所述的裝置，其特征在于，非線性自轉(zhuǎn)動力學模型構建單元具體用于：

技術總結
本申請?zhí)峁┮环N直升機自轉(zhuǎn)著陸安全軌跡快速規(guī)劃方法及裝置，所述方法包括：步驟1：根據(jù)發(fā)動機停車帶來的受力變化，得到自轉(zhuǎn)狀態(tài)的非線性自轉(zhuǎn)動力學模型；步驟2：根據(jù)非線性自轉(zhuǎn)動力學模型，確定狀態(tài)量與控制量，設置關鍵目標函數(shù)，并確定飛行約束條件，得到自轉(zhuǎn)著陸優(yōu)化模型；步驟3：對自轉(zhuǎn)著陸優(yōu)化模型進行求解，獲得安全著陸軌跡。

技術研發(fā)人員：楊彪,劉少兵,白紅麗
受保護的技術使用者：中國直升機設計研究所
技術研發(fā)日：
技術公布日：2024/12/30