申请/专利权人：北京理工大学

申请日：2018-03-12

公开（公告）日：2020-10-23

公开（公告）号：CN108427426B

主分类号：G05D1/08(20060101)

分类号：G05D1/08(20060101)

优先权：

专利状态码：失效-未缴年费专利权终止

法律状态：2022.02.25#未缴年费专利权终止;2018.09.14#实质审查的生效;2018.08.21#公开

摘要：本申请为飞行器绳索吊挂重装负载运输系统提供振荡控制方法和系统。飞行器飞行会诱导吊挂负载产生持续振荡，严重影响空中运载效率和安全飞行。本申请提供一种新型振荡控制器，它与飞行姿态控制器配合，可以完成飞行器姿态振动和吊挂负载振荡控制的任务。所提出的负载振荡控制器具有较强的鲁棒性和较好的冲击抑制能力，可以应用到多种类型飞行器吊挂较大体积负载领域，例如：直升机、无人机、和垂直起降飞行器。给出使用所提出的振荡控制器和姿态控制器复合使用下在直升机吊挂负载运输的系统和方法的实现方案。

主权项：1.空中吊车的振荡控制方法，包括：步骤10、空中吊车的阻尼比ζ选择为0≤ζ≤0.01，固有频率ω选择为: 其中： 其中：ls是飞行器吊挂点到吊钩的距离,ly是吊钩到负载质心的距离,e是吊钩质量与飞行器质量的比值,c是负载质量与飞行器质量的比值；步骤20、将原始飞行操纵指令与振荡控制器进行卷积运算,振荡控制器是四段分段连续函数: 其中，增益系数K满足时间常数Tm满足π是圆周率常数，ω和ζ是步骤10给出的固有频率和阻尼比；步骤30、卷积处理后的飞行指令作为姿态控制器闭环回路输入，姿态控制器通过感知飞行器姿态变化来渐进稳定姿态，就可以实现飞行器姿态和负载振荡同时控制。

全文数据：空中吊车负载振荡控制方法和系统技术领域[0001]本发明涉及对飞行器绳索吊挂负载运输系统中的振荡控制方法和系统。使用振荡控制器抑制负载振荡，使用姿态控制器控制飞行器姿态稳定，来达到安全运载的目的。背景技术[0002]重型货物空中吊挂运输，可以克服地形限制，高效远距离运载较大体积货物。直升机、无人机、和垂直起降飞行器都可以作为空中吊车使用。体积较大的负载通过绳索吊挂在直升机、无人机、和垂直起降飞行器的底部。飞行器飞行过程中，会诱使负载产生持续振荡。负载振荡还会与飞行器运动产生耦合，影响飞行器的姿态和位置。空中吊车的工作效率和安全运载都有很大危害。这迫使空中吊车只能在较低飞行速度下工作。因此，对空中吊车负载振荡控制是非常有必要的。[0003]国内外现有的空中吊车振荡控制方法：主动装置、闭环反馈控制、和inputShaping31973年美国直升机学会会刊报道过在负载上安装振荡抑制机械装置，可以有效抑制负载振荡。但是，这种在负载上安装的振荡抑制机械装置，增加了系统复杂性。1973年美国飞机学报最早提出过通过检测负载振荡状态反馈给闭环控制回路中去。但是，负载振荡状态很难准确检测制约这种闭环反馈控制方法的实际工程应用。另外，飞行员也是一个闭环控制过程，通过五官感知外部世界，通过大脑判断决策，闭环反馈控制器会干扰飞行员的操纵性。Inputshaping技术是将飞行命令与一系列脉冲的离散卷积来构造整形后的命令驱动飞行器运动。离散卷积构造的整形器被称作inputshaper，目前比较常用的inputshaper有：ZVshaper、ZVDshaper、EIshaper和SIshaper。成功地应用在工业起重机、三坐标测量机、和机器人的振动控制。inputshaping构造的整形后命令一般不连续，在边界附近可能出现较大的冲击。发明内容[0004]为克服现有技术中的上述缺陷，本发明提出一种新的振荡控制方法和系统来为空中吊车提供负载振荡控制解决方案。[0005]本发明的一个方面是为空中吊车提供了负载振荡控制方法。将飞行操纵指令经过本发明提供的振荡控制器处理后，再送姿态控制闭环回路后，再驱动飞行器运动，可以同时对飞行器姿态和负载振荡进行控制。[0006]本发明的另一方面，提出了一种适用于空中吊车的振荡控制系统，包括:输入模块、计算模块和输出模块。其中，输入模块包括模拟信号或者数字信号采集装置，功能是对输入信号进行采集;计算模块，连接到采集模块，用于将采集到的输入信号根据所提供的方法进行数据处理;输出模块，连接到计算模块，用于控制后的指令驱动飞行器运动，包括信号调理转换装置、模拟信号或者数字信号输出装置。[0007]本发明可以有效地对空中吊车实现负载振荡抑制和飞行器姿态控制。应用本发明的技术方案，可以在保证负载振荡控制和飞行器姿态控制目的的基础上，实现冲击较小、工作效率最优、人机操纵性好、操作安全等优势。附图说明[0008]图1示空中吊车负载振荡和飞行器姿态控制过程图；[0009]图2示根据本发明的负载振荡和飞行器姿态控制系统的结构框图；[00Ί0]图3不应用例:直升机吊挂负载实验框图；[0011]图4示应用例:三公里运载任务下飞行器姿态图。[0012]图5示应用例:三公里运载任务下负载质心偏移量图。[0013]图6示应用例:三公里运载任务下旋翼角图。[0014]图7示应用例:三公里运载任务下负载扭转图。[0015]如图所示，为了能明确实现本发明的实施例的结构，在图中标注了特定的结构和器件，但这仅为示意需要，并非意图将本发明限定在该特定结构、器件和环境中，根据具体需要，本领域的普通技术人员可以将这些器件和环境进行调整或者修改，所进行的调整或者修改仍然包括在后附的权利要求的范围中。具体实施方式[0016]下面结合附图和具体实施例对空中吊车系统提供的负载振荡方法和系统进行详细描述。在以下的描述中，将描述本发明的多个不同的方面，然而，对于本领域内的普通技术人员而言，可以仅仅利用本发明的一些或者全部结构或者流程来实施本发明。为了解释的明确性而言，阐述了特定的数目、配置和顺序，但是很明显，在没有这些特定细节的情况下也可以实施本发明。在其他情况下，为了不混淆本发明，对于一些众所周知的特征将不再进行详细阐述。[0017]分段连续函数U的二阶系统响应：[0018]1[0019]其中：u是分段连续函数，ω为二阶系统的固有频率，ζ为二阶系统的阻尼比。对应的振幅是：[0023]约束⑶和⑷为零求得分段连续函数u可实现零残余振动。可是，[0024]实际空中吊车系统中必然存在一些不确定性和高阶非线性因素，可以通过对约束3和4对频率求导来增大分段连续函数u的鲁棒性。[0025]5[0026].6.[0027]分段连续函数u应当还具有单位增益约束：[0028]7[0029]将3-4约束为零，满足约束5-7，上升时间最短的分段连续函数u是：[0030][0034]公式（8就是本发明给出的振荡控制器。悬停情况下，直升机动力学模型非常复杂。如果姿态角满足小角度假设，就可以把直升机动力学线性化。线性化后悬停直升机动力学模型：[0035]11[0036]其中：IX，Iy是直升机沿着惯性坐标系xy轴的转动惯量，mv是直升机重量，a是直升机重心和旋翼距离，g是重力加速度常数，X，y是直升机在惯性坐标系xy轴的飞行距离，θχ，θγ是旋翼角度，是直升机姿态角。[0037]姿态控制使用模型跟踪控制方法。理想模型见下式：[0038]12[0039]其中：是直升机姿态角理想模型，Cx，Cy是振荡控制器⑶输出，理想模型的阻尼比，阻尼比ζP取值满足0ζPl。ωp是理想模型的设计频率，设计频率ωρ取值满足0·1ζΡ·ωρ3〇[0040]通过模型跟踪控制来保证实际直升机姿态（11可以渐进跟踪理想模型（12。模型跟踪控制见下式：[0041][0042]其中：kxd，kyd，kxp，kyP是模型跟踪控制四个系数，满足：[0043]14[0044]图2中具体给出了一种本发明的实践应用方案。飞行员或者无人机的操作者通过操纵杆发出指令，这种指令可以通过采集装置被采集到，采集装置通常用模拟或数字输入装置获得。采集装置将输入指令送入振荡控制器8进行数学处理，振荡控制器⑶通常使用计算机编程来实现。振荡控制器8是吊挂负载振荡阻尼比ζ和频率的函数ω。吊挂负载振荡阻尼比ζ满足：〇彡ζ彡0.01。[0045]吊挂负载的固有频率估计满足：[0049]其中：Is是飞行器吊挂点到吊钩的距离；Iy是吊钩到负载质心的距离;e是吊钩质量与飞行器质量的比值;c是负载质量与飞行器质量的比值。通过传感器感知吊挂负载系统的四个结构参数ls，ly，c，e，用于固有频率ω估计。然后将光滑后的飞行操纵指令输出给姿态控制器（1213，作为姿态控制器的输入。传感器感知飞行器姿态角度反馈给姿态控制器1213，动态反馈调整飞行器姿态。姿态控制器（1213输出经过信号调理转换后，可以通过模拟信号或者数字信号输出给飞行器，驱动飞行器运动。[0050]下面给出一个设计实例来证明所提出的方法可以有效控制负载振荡和飞行器姿态。图3是直升机吊挂负载实验物理模型框图，直升机10通过调整旋翼20的角度实现飞行任务。直升机10底部吊挂点30,用吊索40连接吊钩50。悬索60和悬索70将负载80吊在吊钩50上。负载质心位置是90。飞行员通过操纵杆发出飞行指令后，通过本发明陈述的振荡控制器8和姿态控制器（1213进行计算，计算处理后的信息通过信号调理转换后输出给飞行器驱动装置，来满足飞行任务要求。[0051]直升机10质量1^=60001^，直升机转动惯量11=174501^1112，17=205001^1112，直升机质心距离旋翼20距离a=3.5m，直升机质心距离吊索吊挂点30距离b=5m，吊索40长度Is=15m，吊钩50质量mh=50kg，负载80质量mP=2000kg，悬索60和70长度相同都是7m，负载长度10m。直升机飞行速度46kmh，直升机飞行3公里后的仿真结果图4-7可以验证振动控制效果的有效性。[0052]图4是使用本发明所提出的振荡控制器后的直升机姿态，姿态峰峰振幅10度，过渡过程时间9.3秒。图5是使用本发明所提出的振荡控制器后的负载质心摆动偏移量，负载质心峰峰振幅3.6米，过渡过程时间5.9秒。图6是使用本发明所提出的振荡控制器后的负载扭转速率，残余扭转的速率是0.14度每秒。图7是使用本发明所提出的振荡控制器后的旋翼角，旋翼角峰峰幅值是〇.29度。图4-7表明本发明所提出的方法能有效抑制飞行器姿态和负载摆动、负载扭转。[0053]最后需要陈述的是，以上实施例仅用以描述本发明的技术方案而不是对本技术方法进行限制，本发明在应用上可以延伸为其他的修改、变化、应用和实施例，并且因此认为所有这样的修改、变化、应用、实施例都在本发明的精神和教导范围内。

权利要求：1.空中吊车的振荡控制方法，包括：步骤10、对空中吊车的固有频率ω和阻尼比ζ进行估计，用来设计振荡控制器；步骤20、将原始飞行操纵指令与振荡控制器进行卷积运算；步骤30、卷积处理后的飞行指令作为姿态控制器闭环回路输入，姿态控制器通过感知飞行器姿态变化来渐进稳定姿态，就可以实现飞行器姿态和负载振荡同时控制。2.根据权利要求1所述的方法，其中步骤10还包括，所述振荡控制器是由四段分段连续函数组成：其中，增益系数K满足：；时间常数!„满足：P是圆周率常数；ω是吊挂负载的固有频率;ζ是吊挂负载的阻尼比。3.权利要求2吊挂负载的阻尼比满足:0ζ0.01;吊挂负载的固有频率满足：其中：其中：Is是飞行器吊挂点到吊钩的距离；Iy是吊钩到负载质心的距离;e是吊钩质量与飞行器质量的比值;c是负载质量与飞行器质量的比值。4.根据权利要求1所述的方法，其中步骤30还包括，所述姿态控制器是由理想模型和模型跟踪控制组成：其中：前两个方程是前进和侧飞两个方向上的理想模型，ζΡ是理想模型的阻尼比，满足〇ζPl，ωp是理想模型的设计频率，满足〇.1ζρ·ωρ3;后两个方程是前进和侧飞两个方向上的模型跟踪控制器，kxd，kyd，kxp，kyP是模型跟踪控制四个系数，满足：5.飞行器吊挂运载系统的振荡控制，通常使用电气电子设计方式实现，包括：输入模块、计算模块和输出模块；其中，该输入模块包括模拟信号或者数字信号采集装置，功能是对飞行员操纵杆发出的飞行操纵指令进行采集；计算模块，连接到采集模块，用于将采集到的操纵信号根据所提供的振荡控制方法和姿态控制方法进行处理，然后转换为处理后的指令输出，其中振荡控制器设计为权利要求2和权利要求3所提供，姿态控制方法为权利要求4所提供；输出模块，连接到计算模块，用于将处理后的指令驱动飞行器运动，包括信号调理转换装置、模拟信号或者数字信号输出装置。

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