倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行控制方法
【专利摘要】一种倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行控制方法，其特征在于，该方法采用最优预见控制通过融合系统运动方程约束、可预见的理想状态以及最优性能指标约束信息，对倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行进行控制；具体方法为：首先对倾转旋翼无人直升机过渡段建立非线性模型，然后在不同短舱倾角下配平线性化得到状态空间描述的线性方程；其次，基于线性模型，设计最优预见控制器，控制过渡过程中的飞行速度、高度和姿态角；最后为倾转旋翼无人直升机在不同短舱倾角之间形成平滑过渡设计惯性延迟式淡化器。本发明的目的是提供一种倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行控制方法，融合可预见的期望速度、高度和姿态角度等信息，完成倾转旋翼无人直升机模态之间的安全切换。
【专利说明】倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行控制方法，尤其涉及一种最优预见 控制的飞行控制方法，属于飞行控制【技术领域】。
【背景技术】
[0002] 倾转旋翼机是一种混合飞行器，既可以像固定翼飞机那样前飞，同时也可以像直 升机那样实现垂直起降和悬停。倾转旋翼机的特殊性能，扩展了其在军用和民用中使用范 围。美国"Eagle Eye"是目前正在研制的一款倾转旋翼无人直升机。
[0003] 倾转旋翼机带来了许多新的问题和技术难点：一方面，飞机控制方式和飞行模式 比较复杂，增加了过渡段的模型描述难度，既有空气舵控制又有拉力矢量控制，不仅有直升 机模式、固定翼模式，又存在直升机模式和固定翼模式之间的切换过程。另一方面，在模式 切换过程中飞行器气动力特性极其复杂，而且发动机短舱倾转时有较强的俯仰耦合以及俯 仰/沉浮运动耦合，气动力干扰严重，飞机稳定性差。因此，如何使飞机稳定地完成倾转旋 翼机模式间的切换对于安全飞行尤其重要。而倾转旋翼无人直升机对飞行控制系统的要求 相比有人倾转旋翼机更为苛刻。
[0004] 针对倾转旋翼机过渡段的研究，特别是过渡段控制方案的研究，国内外学者提出 了多种的控制方法。除了多数的经典控制方法外，Dr. Anthony J. Calise和Rolf T. Rysdyk 提出了自适应非线性控制方法，该方法采用网络和模型结合。然而，这些控制方法往往只利 用了系统过去和现在的信息。但对于飞机控制来讲，未来轨迹信息是实现规划和设计的。预 见控制不仅考虑系统当前的信息，还根据系统的未来信息来决定当前的控制方案，因此可 以改善系统的控制性能。
[0005] 目前，预见控制已成功应用在一些领域。如机械装置主动制振时，可应用预见控 制在振动产生前或干扰信号出现前就加入控制作用，使控制能量减少很多；又如在机床、机 器人等的路径跟踪控制中，由于路径大都事先知道，应用预见控制可大大减少轨迹跟踪误 差。而在飞行器控制【技术领域】的应用很少。
【发明内容】
[0006] 所要解决的技术问题：
[0007] 本发明的目的是提供一种倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行控制方法，融合可预 见的期望轨迹和期望速度等信息，完成倾转旋翼无人直升机模态之间的安全切换。
[0008] 技术方案：
[0009] 为了实现以上功能，本发明提供了一种倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行控制方 法，其特征在于，该方法采用最优预见控制通过融合系统运动方程约束、可预见的理想状 态以及最优性能指标约束信息，对倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行进行控制；具体方法 为：
[0010] 首先对倾转旋翼无人直升机过渡段建立非线性模型，然后在不同短舱倾角下配平 线性化得到状态空间描述的线性方程；
[0011] 其次，基于线性模型，设计最优预见控制器，控制过渡过程中的飞行速度、高度和 姿态角；
[0012] 最后为倾转旋翼无人直升机在不同短舱倾角之间形成平滑过渡设计惯性延迟式 淡化器。
[0013] 具体的讲，所述不同短舱倾角状态为βΜ的0° :15°，15° :30°，30° :45°， 45 ° :60 °，60 ° :75 °，75 ° :90 ° ;在 β Μ为 15 °、30 °、45 °、60 °、75 °、90 °， 建立对应于上述六个阶段的倾转旋翼无人直升机过渡段的线性模型，分别表示为 {^1，81，（：1，01}，认2,82，〇2,02}，?，认6,86，〇6,06}} ;其中，上述六1、81、（^、01分别表示 线性模型的系统矩阵，所述每一阶段的{Ai，Bi, Ci，Di}包括纵向模型{Ailm，Bilm，Cilm，Di 1 。"}和横侧向模型{Ailat，Bilat，Cilat，Di 1J。
[0014] 作为一种优选，当所述短舱倾角不超过45°时，倾转旋翼无人直升机过渡段的纵 向方式为总距S。和纵向周期变距δ 1。"联合控制，横侧向为横向周期变距δ lat和纵向差动 周期变距Sdlm联合控制；则前三个阶段的纵向控制律形式为
【权利要求】
1. 一种倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行控制方法，其特征在于，该方法采用最优预 见控制通过融合系统运动方程约束、可预见的理想状态以及最优性能指标约束信息，对倾 转旋翼无人直升机过渡段的飞行进行控制；具体方法为： 首先对倾转旋翼无人直升机过渡段建立非线性模型，然后在不同短舱倾角下配平线性 化得到状态空间描述的线性方程； 其次，基于线性模型，设计最优预见控制器，控制过渡过程中的飞行速度、高度和姿态 角； 最后为倾转旋翼无人直升机在不同短舱倾角之间形成平滑过渡设计惯性延迟式淡化 器。
2. 根据权利要求1所述的一种倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行控制方法， 其特征在于：所述不同短舱倾角状态为βΜ的0° :15°，15° :30°，30° :45°， 45 ° :60 °，60 ° :75 °，75 ° :90 ° ;在βΜ为 15 °、30 °、45 °、60 °、75 °、90 °， 建立对应于上述六个阶段的倾转旋翼无人直升机过渡段的线性模型，分别表示为 {^1，81，（：1，01}，认2,82，〇2,02}，?，认6,86，〇6,06}};其中，上述六1、81、（^、01分别表示 线性模型的系统矩阵，所述每一阶段的{Ai，Bi,Ci，Di}包括纵向模型{Ailm，Bilm，Cilm，Di1 。"}和横侧向模型{Ailat，Bilat，Cilat，Di1J。
3. 根据权利要求2所述的一种倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行控制方法，其特征在 于：当所述短舱倾角不超过45°时，倾转旋翼无人直升机过渡段的纵向方式为总距δ。和 纵向周期变距Slm联合控制，横侧向为横向周期变距δlat和纵向差动周期变距δdlm联合 控制；则前三个阶段的纵向控制律形式为
X0(k) =[*u*w*quwqΘH]T,R(k) =[uwq]T 式中，u为沿机体坐标x轴方向的飞行速度，w为沿机体坐标z轴方向的飞行速度，q为 俯仰角速度，变量前加*表示该变量测量值与理想值的差；S。为总距，Slm为纵向周期变 距，Θ为俯仰角；H为飞行高度； 前三个阶段的横侧向控制律形式为
X0GO=[*β*p*rβpr<J>]T,R(k) =[βpr]T。 式中，β为侧滑角，P为滚转角速度，r为偏航角速度，Φ为滚转角，变量前加*表示该 变量测量值与理想值的差；Slat为横向周期变距，δdl(J^纵向差动周期变距。
4. 根据权利要求3所述的一种倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行控制方法，其特征在 于：当所述短舱倾角超过45°后，倾转旋翼无人直升机过渡段的纵向方式为总距δ。和升 降舵\联合控制，横侧向为副翼δ3和方向舵δ 合控制；则后三个阶段的纵向控制律 形式为
X0(k) =[*u*w*quwqΘH]T,R(k) =[uwq]T 式中，δ6为升降舵偏角； 后三个阶段的横侧向控制律形式为
X〇(k) =[*β*p*rβprΦ]τ,R(k) =[βρr]T〇 式中，牝为副翼偏角，S 方向舵偏角。
5.根据权利要求1至4所述的任意一种倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行控制方法， 其特征在于：惯性延迟式淡化器的设计方法具体为： 设原控制律的输出为Ua(t)，重构控制律的输出为Ub (t)，切换控制律的输出为U(t); 假设在h时刻进行控制律切换，到ti时刻，经过指数衰减作用，％，而 ?%(0，完成控制律切换。该型淡化器的具体算法为
参数a是影响淡化性能的主要因素，其值越大，淡化时间越短，反之，其值越小，淡化时 间越长。
【文档编号】G05D1/10GK104460681SQ201410495971
【公开日】2015年3月25日 申请日期:2014年9月24日 优先权日:2014年9月24日
【发明者】浦黄忠, 甄子洋, 郜晨 申请人:南京航空航天大学