傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的飛行控制方法
【專利摘要】一種傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的飛行控制方法，其特征在于，該方法采用最優(yōu)預(yù)見控制通過融合系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)方程約束、可預(yù)見的理想狀態(tài)以及最優(yōu)性能指標(biāo)約束信息，對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的飛行進(jìn)行控制；具體方法為：首先對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段建立非線性模型，然后在不同短艙傾角下配平線性化得到狀態(tài)空間描述的線性方程；其次，基于線性模型，設(shè)計(jì)最優(yōu)預(yù)見控制器，控制過渡過程中的飛行速度、高度和姿態(tài)角；最后為傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)在不同短艙傾角之間形成平滑過渡設(shè)計(jì)慣性延遲式淡化器。本發(fā)明的目的是提供一種傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的飛行控制方法，融合可預(yù)見的期望速度、高度和姿態(tài)角度等信息，完成傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)模態(tài)之間的安全切換。
【專利說明】?jī)A轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的飛行控制方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的飛行控制方法，尤其涉及一種最優(yōu)預(yù)見 控制的飛行控制方法，屬于飛行控制【技術(shù)領(lǐng)域】。

【背景技術(shù)】
[0002] 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)是一種混合飛行器，既可以像固定翼飛機(jī)那樣前飛，同時(shí)也可以像直 升機(jī)那樣實(shí)現(xiàn)垂直起降和懸停。傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的特殊性能，擴(kuò)展了其在軍用和民用中使用范 圍。美國(guó)"Eagle Eye"是目前正在研制的一款傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)。
[0003] 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)帶來了許多新的問題和技術(shù)難點(diǎn)：一方面，飛機(jī)控制方式和飛行模式 比較復(fù)雜，增加了過渡段的模型描述難度，既有空氣舵控制又有拉力矢量控制，不僅有直升 機(jī)模式、固定翼模式，又存在直升機(jī)模式和固定翼模式之間的切換過程。另一方面，在模式 切換過程中飛行器氣動(dòng)力特性極其復(fù)雜，而且發(fā)動(dòng)機(jī)短艙傾轉(zhuǎn)時(shí)有較強(qiáng)的俯仰耦合以及俯 仰/沉浮運(yùn)動(dòng)耦合，氣動(dòng)力干擾嚴(yán)重，飛機(jī)穩(wěn)定性差。因此，如何使飛機(jī)穩(wěn)定地完成傾轉(zhuǎn)旋 翼機(jī)模式間的切換對(duì)于安全飛行尤其重要。而傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)對(duì)飛行控制系統(tǒng)的要求 相比有人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)更為苛刻。
[0004] 針對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)過渡段的研究，特別是過渡段控制方案的研究，國(guó)內(nèi)外學(xué)者提出 了多種的控制方法。除了多數(shù)的經(jīng)典控制方法外，Dr. Anthony J. Calise和Rolf T. Rysdyk 提出了自適應(yīng)非線性控制方法，該方法采用網(wǎng)絡(luò)和模型結(jié)合。然而，這些控制方法往往只利 用了系統(tǒng)過去和現(xiàn)在的信息。但對(duì)于飛機(jī)控制來講，未來軌跡信息是實(shí)現(xiàn)規(guī)劃和設(shè)計(jì)的。預(yù) 見控制不僅考慮系統(tǒng)當(dāng)前的信息，還根據(jù)系統(tǒng)的未來信息來決定當(dāng)前的控制方案，因此可 以改善系統(tǒng)的控制性能。
[0005] 目前，預(yù)見控制已成功應(yīng)用在一些領(lǐng)域。如機(jī)械裝置主動(dòng)制振時(shí)，可應(yīng)用預(yù)見控 制在振動(dòng)產(chǎn)生前或干擾信號(hào)出現(xiàn)前就加入控制作用，使控制能量減少很多；又如在機(jī)床、機(jī) 器人等的路徑跟蹤控制中，由于路徑大都事先知道，應(yīng)用預(yù)見控制可大大減少軌跡跟蹤誤 差。而在飛行器控制【技術(shù)領(lǐng)域】的應(yīng)用很少。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 所要解決的技術(shù)問題：
[0007] 本發(fā)明的目的是提供一種傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的飛行控制方法，融合可預(yù) 見的期望軌跡和期望速度等信息，完成傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)模態(tài)之間的安全切換。
[0008] 技術(shù)方案：
[0009] 為了實(shí)現(xiàn)以上功能，本發(fā)明提供了一種傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的飛行控制方 法，其特征在于，該方法采用最優(yōu)預(yù)見控制通過融合系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)方程約束、可預(yù)見的理想狀 態(tài)以及最優(yōu)性能指標(biāo)約束信息，對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的飛行進(jìn)行控制；具體方法 為：
[0010] 首先對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段建立非線性模型，然后在不同短艙傾角下配平 線性化得到狀態(tài)空間描述的線性方程；
[0011] 其次，基于線性模型，設(shè)計(jì)最優(yōu)預(yù)見控制器，控制過渡過程中的飛行速度、高度和 姿態(tài)角；
[0012] 最后為傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)在不同短艙傾角之間形成平滑過渡設(shè)計(jì)慣性延遲式 淡化器。
[0013] 具體的講，所述不同短艙傾角狀態(tài)為βΜ的0° :15°，15° :30°，30° :45°， 45 ° :60 °，60 ° :75 °，75 ° :90 ° ;在 β Μ為 15 °、30 °、45 °、60 °、75 °、90 °， 建立對(duì)應(yīng)于上述六個(gè)階段的傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的線性模型，分別表示為 {^1，81，（：1，01}，認(rèn)2,82，〇2,02}，?，認(rèn)6,86，〇6,06}} ;其中，上述六1、81、（^、01分別表示 線性模型的系統(tǒng)矩陣，所述每一階段的{Ai，Bi, Ci，Di}包括縱向模型{Ailm，Bilm，Cilm，Di 1 。"}和橫側(cè)向模型{Ailat，Bilat，Cilat，Di 1J。
[0014] 作為一種優(yōu)選，當(dāng)所述短艙傾角不超過45°時(shí)，傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的縱 向方式為總距S。和縱向周期變距δ 1。"聯(lián)合控制，橫側(cè)向?yàn)闄M向周期變距δ lat和縱向差動(dòng) 周期變距Sdlm聯(lián)合控制；則前三個(gè)階段的縱向控制律形式為

【權(quán)利要求】
1. 一種傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的飛行控制方法，其特征在于，該方法采用最優(yōu)預(yù) 見控制通過融合系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)方程約束、可預(yù)見的理想狀態(tài)以及最優(yōu)性能指標(biāo)約束信息，對(duì)傾 轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的飛行進(jìn)行控制；具體方法為： 首先對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段建立非線性模型，然后在不同短艙傾角下配平線性 化得到狀態(tài)空間描述的線性方程； 其次，基于線性模型，設(shè)計(jì)最優(yōu)預(yù)見控制器，控制過渡過程中的飛行速度、高度和姿態(tài) 角； 最后為傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)在不同短艙傾角之間形成平滑過渡設(shè)計(jì)慣性延遲式淡化 器。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的飛行控制方法， 其特征在于：所述不同短艙傾角狀態(tài)為βΜ的0° :15°，15° :30°，30° :45°， 45 ° :60 °，60 ° :75 °，75 ° :90 ° ;在βΜ為 15 °、30 °、45 °、60 °、75 °、90 °， 建立對(duì)應(yīng)于上述六個(gè)階段的傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的線性模型，分別表示為 {^1，81，（：1，01}，認(rèn)2,82，〇2,02}，?，認(rèn)6,86，〇6,06}};其中，上述六1、81、（^、01分別表示 線性模型的系統(tǒng)矩陣，所述每一階段的{Ai，Bi,Ci，Di}包括縱向模型{Ailm，Bilm，Cilm，Di1 。"}和橫側(cè)向模型{Ailat，Bilat，Cilat，Di1J。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的飛行控制方法，其特征在 于：當(dāng)所述短艙傾角不超過45°時(shí)，傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的縱向方式為總距δ。和 縱向周期變距Slm聯(lián)合控制，橫側(cè)向?yàn)闄M向周期變距δlat和縱向差動(dòng)周期變距δdlm聯(lián)合 控制；則前三個(gè)階段的縱向控制律形式為
X0(k) =[*u*w*quwqΘH]T,R(k) =[uwq]T 式中，u為沿機(jī)體坐標(biāo)x軸方向的飛行速度，w為沿機(jī)體坐標(biāo)z軸方向的飛行速度，q為 俯仰角速度，變量前加*表示該變量測(cè)量值與理想值的差；S。為總距，Slm為縱向周期變 距，Θ為俯仰角；H為飛行高度； 前三個(gè)階段的橫側(cè)向控制律形式為
X0GO=[*β*p*rβpr<J>]T,R(k) =[βpr]T。 式中，β為側(cè)滑角，P為滾轉(zhuǎn)角速度，r為偏航角速度，Φ為滾轉(zhuǎn)角，變量前加*表示該 變量測(cè)量值與理想值的差；Slat為橫向周期變距，δdl(J^縱向差動(dòng)周期變距。
4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的飛行控制方法，其特征在 于：當(dāng)所述短艙傾角超過45°后，傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的縱向方式為總距δ。和升 降舵\聯(lián)合控制，橫側(cè)向?yàn)楦币恙?和方向舵δ 合控制；則后三個(gè)階段的縱向控制律 形式為
X0(k) =[*u*w*quwqΘH]T,R(k) =[uwq]T 式中，δ6為升降舵偏角； 后三個(gè)階段的橫側(cè)向控制律形式為
X〇(k) =[*β*p*rβprΦ]τ,R(k) =[βρr]T〇 式中，牝?yàn)楦币砥?，S 方向舵偏角。
5.根據(jù)權(quán)利要求1至4所述的任意一種傾轉(zhuǎn)旋翼無人直升機(jī)過渡段的飛行控制方法， 其特征在于：慣性延遲式淡化器的設(shè)計(jì)方法具體為： 設(shè)原控制律的輸出為Ua(t)，重構(gòu)控制律的輸出為Ub (t)，切換控制律的輸出為U(t); 假設(shè)在h時(shí)刻進(jìn)行控制律切換，到ti時(shí)刻，經(jīng)過指數(shù)衰減作用，％，而 ?%(0，完成控制律切換。該型淡化器的具體算法為
參數(shù)a是影響淡化性能的主要因素，其值越大，淡化時(shí)間越短，反之，其值越小，淡化時(shí) 間越長(zhǎng)。
【文檔編號(hào)】G05D1/10GK104460681SQ201410495971
【公開日】2015年3月25日 申請(qǐng)日期:2014年9月24日 優(yōu)先權(quán)日:2014年9月24日
【發(fā)明者】浦黃忠, 甄子洋, 郜晨 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)