[发明专利]倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行控制方法

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。

主权项

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；所述不同短舱倾角状态为βM的0°:15°，15°:30°，30°:45°，45°:60°，60°:75°，75°:90°；在βM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{{A1,B1,C1,D1},{A2,B2,C2,D2},…,{A6,B6,C6,D6}}；其中，Ai、Bi、Ci、Di分别表示线性模型的系统矩阵，每一阶段的{Ai,Bi,Ci,Di}包括纵向模型{Ailon,Bilon,Cilon,Dilon}和横侧向模型{Ailat,Bilat,Cilat,Dilat}；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δc和纵向周期变距δlon联合控制，横侧向为横向周期变距δlat和纵向差动周期变距δdlon联合控制；则前三个阶段的纵向控制律形式为ΔU(k)=δcδlon=F0X0(k)+Σj=0MRFR(j)ΔR(k+j)]]>X0(k)＝[*u *w *q u w q θ H]T，R(k)＝[u w q]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；δc为总距，δlon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ΔU(k)=δlatδdlon=F0X0(k)+Σj=0MRFR(j)ΔR(k+j)]]>X0(k)＝[*β *p *r β p r φ]T，R(k)＝[β p r]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；δlat为横向周期变距，δdlon为纵向差动周期变距；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δc和升降舵δe联合控制，横侧向为副翼δa和方向舵δr联合控制；则后三个阶段的纵向控制律形式为ΔU(k)=δcδe=F0X0(k)+Σj=0MRFR(j)ΔR(k+j)]]>X0(k)＝[*u *w *q u w q θ H]T，R(k)＝[u w q]T式中，δe为升降舵偏角；后三个阶段的横侧向控制律形式为ΔU(k)=δaδr=F0X0(k)+Σj=0MRFR(j)ΔR(k+j)]]>X0(k)＝[*β *p *r β p r φ]T，R(k)＝[β p r]T式中，δa为副翼偏角，δr为方向舵偏角；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)；在t0时刻进行控制律切换，到t1时刻，经过指数衰减作用，而完成控制律切换，该淡化器的具体算法为U(t)=UA(t)t≤t0UA(t)e-a(t-t0)+UB(t)(1-e-a(t-t0))t0<t≤t1UB(t)t>t1]]>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。