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申请/专利权人：南京航空航天大学

摘要：本发明为了解决有人直升机在不同飞行状态下释放吊挂后，通过驾驶员怎样的操纵使直升机回到稳定状态的问题，提供了一种直升机释放吊挂后回稳最优操纵的求解方法，把轨迹优化方法应用到了该问题上，解算出了吊挂释放后回稳的最优操纵时间历程，驾驶员可参照得到的结果使直升机回到稳定状态。本发明利用轨迹优化方法研究了吊挂释放后的回稳过程，得到了可以给驾驶员提供明确的操纵策略指导，比基于自动控制律方法更加适用于实际情况和有人直升机，提高了吊挂释放任务的安全性。

主权项：1.一种直升机释放吊挂后回稳最优操纵的求解方法，其特征在于包括以下步骤：1建立直升机吊挂飞行动力学模型，将系统模型记为： x sys是状态量，表示为： x sys＝[u,v,w,p,q,r,φ,θ,ψ,uL,vL,wL,pL,qL,rL,φL,θL,ψL,XHL,YHL,ZHL]T；其中：u,v,w是直升机体轴系下的三轴速度；p,q,r是直升机体轴系下的三轴角速度；φ,θ,ψ是直升机滚转、俯仰和偏航姿态角；uL，vL，wL，pL，qL，rL，φL，θL，ψL表示吊挂物的相应状态量；XHL,YHL,ZHL是地轴系下直升机重心到吊挂物重心的相对位置；u是操纵量，表示为：u＝[δcol,δlat,δlon,δped]T；其中：δcol,δlat,δlon,δped分别代表座舱中驾驶员的总距杆量、横向和纵向杆量以及脚蹬操纵量；2在抛放吊挂物后，吊挂物的运动状态不再对直升机造成影响，向状态量里面添加直升机相对于始端时刻的位置：X,Y,Z，此时状态量变成了： x＝[u,v,w,p,q,r,φ,θ,ψ,X,Y,Z]T；状态方程记为： 3对构造轨迹优化，构建吊挂释放后回稳操纵的最优控制问题，始端状态为直升机吊挂飞行中的任意状态，末端约束为释放吊挂物后单独直升机的稳定条件，路径约束基于飞行过程中的安全性考虑和直升机的飞行性能考虑、结合设计者的经验综合确定；目标函数由三部分构成，分别是回稳所需时间、驾驶员操纵负荷和末端状态要求，这三部分的权重系数通过对优化结果进行权重系数的参数影响分析来确定，得到的最优控制问题表示为： 其中：J是目标函数；t0和tf分别是始端和末端时刻；wt、wr和wp分别是时间项、末端状态项和操纵负荷项对应的权重；wcol、wlat、wlon和wped分别是总距、横向变距、纵向变距和脚蹬位移的操纵迅猛程度对应的权重；Wr是直升机各状态量末端状态的权重构成的对角阵；x0和u0是释放吊挂物前直升机带吊挂系统的飞行状态中与直升机状态量有关的部分和操纵量；xupp和xlow、uupp和ulow分别是回稳过程中直升机状态量、操纵量的上下限；fupp和flow、xupp,f和xlow,f分别是末端时刻直升机状态方程、状态量的上下限；4求解步骤3中的最优控制问题，首先将优化时间段划分成N-1个时间段，那么N个离散节点及末端节点处的状态量和操纵量分别为和再通过直接转换法把该最优控制问题转换成非线性规划问题，使用直接转换法求解能够同时保证求解的精度和速度；基于Simpson积分方法得到了根据第k个离散节点处的状态量算出的第k+1个节点处的状态量估计值定义缺陷方程是状态量实际值与估计值之间的差值，在优化程序结束时为零，即非线性规划问题的等式约束，得到如下非线性规划问题： 其中：和分别是使用三次Hermit插值和线性插值来近似每个时间段中点处的状态量和操纵量；5利用序列二次规划法求解即可得到最优操纵时间历程。

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