一种飞行器的单侧升力旋翼组失效处置方法与流程

本发明涉及飞行器飞行控制，具体涉及一种飞行器在一侧升力旋翼组失效后的承载移交与配平处置方法，以及实现该方法的飞控系统。

背景技术：

1、四旋翼组复合翼飞行器按四个旋翼组计数，即分设于机身左右两侧的第一升力旋翼组与第二升力旋翼组、以及分设于机翼左右两侧而构成前向推进旋翼组的左前推进旋翼组与右前推进旋翼组；其中"前向推进旋翼组"是左前推进旋翼组与右前推进旋翼组的合称。该构型在垂直起降与低速段由两组升力旋翼组提供主要垂向力、在巡航段由机翼承载，其机身构成中央升力体，在大迎角低速段亦分担一部分气动升力；前向推进旋翼组的推力轴相对机身纵轴倾斜安装，其推力矢量同时具有沿机身竖直方向的分量与沿机身纵轴方向的分量。当其中一侧升力旋翼组整体失效（例如该组的电子调速器、供电支路或桨轴机构失效）时，两侧升力旋翼组的推力与旋翼反扭矩同时失去对称性，机体被施加一个滚转力矩源与一个偏航力矩源，留给飞控系统的处置窗口以秒计。

2、常规做法之一是"由剩余的旋翼组共同承担"：确认一侧旋翼组失效后，把失效侧的推力输出清零，由剩余可用旋翼按降级推力继续承载，并保持动力承载状态直至着陆。该做法在单个旋翼失效的场合尚有冗余可用，但在四个旋翼组中有一个旋翼组整体失效的场合存在固有缺陷：此时可作为未知量求解的推力只有剩余三组的推力共三个，而需要同时满足的配平约束是垂向力约束、俯仰力矩约束、滚转力矩约束与偏航力矩约束共四个，未知量数目小于约束数目，配平方程组超定，在一般情况下不存在使四个约束的残差同时趋零的解。其后果是残余的滚转力矩与偏航力矩只能依靠姿态环以持续的姿态偏差去平衡，而旋翼反扭矩的不对称本身又持续消耗偏航权限，二者相互助长——剩余的动力越出力、不对称越显著。

3、常规做法之二是"由布局本身容错"：把各旋翼与旋翼组按镜像对称布置，使任一单具旋翼失效后整机的力与力矩仍可零和、仍可配平。该做法的固有缺陷是它把容错建立在"失效对象是一具旋翼"这一前提上：当失效对象是整整一个升力旋翼组时，镜像对侧并没有与之对应的单具旋翼可供补偿，布局对称带来的零和关系被整体破坏，该前提不再成立。

4、常规做法之三是"以质量转移辅助配平"：通过机内可移动质量或重心调节装置改变整机重心的位置，由重心相对推力线的偏移产生配平力矩。该做法的固有缺陷在于移动重心只能做慢回路：可移动质量的质量份额受结构重量与容积限制、平移行程受机内容积限制，其在单位时间内可产生的力矩变化率远低于推力差动或气动操纵面，故重心位移只适用于配平量的缓慢调整（例如按飞行模式适配、按燃料余量适配），不能在失效瞬间与不对称力矩源对抗；而且常规做法的重心调节终点是一个笼统的"配平位置""按静稳定裕度目标设定的位置"或"与模态切换相配合的位置"，并不以"使失效后的配平方程重新可解"为设计目标。

5、上述三种做法背后还存在认识上的偏见：其一，认为"失效之后必须保住健全的动力、并让它多出力"，把主动关断另一侧健全的升力旋翼组视为不可接受的自损；其二，把旋翼的推力差动只当作姿态操纵手段，不把它看作配平方程中未知量的来源；其三，认为整机重心的纵向位置属于质量特性、只能由装载状态被动给定，不能作为配平方程中的可解算变量。此外，上述四个配平约束在常规处置中通常被视为不得同时放松，于是普遍采用"放弃部分通道"的做法（例如放弃偏航、只保姿态），残余残差被长期容忍。

6、因此，需要一种飞行器的单侧升力旋翼组失效处置方法：在一侧升力旋翼组被确认失效后，不沿用"由剩余动力继续承载"的路线，而是把不对称力矩源整体移除、把垂向承载移交前向推进旋翼组，并由可移动重心装置为配平方程补回一个未知量，使四个配平约束的残差同时趋于零。

技术实现思路

1、本发明所要解决的技术问题在于：提供一种飞行器的单侧升力旋翼组失效处置方法，使四个旋翼组中有一侧升力旋翼组整体失效后，配平方程重新具有足以同时满足垂向力约束、俯仰力矩约束、滚转力矩约束与偏航力矩约束的可解算未知量，从而把失效瞬间的不对称滚转力矩源与偏航力矩源整体移除、把垂向承载完整移交前向推进旋翼组，并在关断与移交过程中保持垂向承载不间断、姿态可控。

2、为解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案：一种飞行器的单侧升力旋翼组失效处置方法，所述飞行器包括机身、机翼、平尾、第一升力旋翼组与第二升力旋翼组、以及构成前向推进旋翼组的左前推进旋翼组与右前推进旋翼组，所述第一升力旋翼组与所述第二升力旋翼组分设于所述机身的左右两侧，所述左前推进旋翼组与所述右前推进旋翼组分设于所述机翼的左右两侧或所述机身的左右两侧，所述第一升力旋翼组、所述第二升力旋翼组、所述左前推进旋翼组与所述右前推进旋翼组构成所述飞行器的四个旋翼组，所述前向推进旋翼组的各旋翼的推力轴相对所述机身的纵轴倾斜安装，使所述前向推进旋翼组的推力矢量同时具有沿所述机身的竖直方向的分量与沿所述机身的纵轴方向的分量，所述飞行器设有可移动重心装置，所述前向推进旋翼组的推力线为所述前向推进旋翼组中各旋翼的推力矢量在所述机身的纵向基准面上的投影所合成的合推力的作用线，所述推力线邻域为所述飞行器的整机重心在所述纵向基准面上的投影与所述推力线之间的距离不大于规定距离的区域；其特征在于，包括以下步骤：步骤 1：在确认所述第一升力旋翼组与所述第二升力旋翼组中的一侧升力旋翼组失效后，对称关断另一侧升力旋翼组，使所述第一升力旋翼组与所述第二升力旋翼组的推力输出同时归零，由所述两侧升力旋翼组的推力与旋翼反扭矩的不对称所构成的滚转力矩源与偏航力矩源被同时移除；步骤 2：在被移除所述滚转力矩源与所述偏航力矩源的构型下，由所述前向推进旋翼组承担所述飞行器的垂向承载：在所述飞行器的各气动升力面所分担的气动升力可忽略的悬停与低速段，所述垂向承载全部由所述前向推进旋翼组的推力矢量的竖直分量提供；在带速前飞段，所述垂向承载中除去所述各气动升力面所分担的气动升力之后的部分，由所述前向推进旋翼组的推力矢量的竖直分量提供，所述各气动升力面包括所述机翼、所述平尾以及构成中央升力体的升力体构件，所述升力体构件为所述机身、与所述机身分体的独立升力体舱段、或者所述机身与短舱的组合；所述第一升力旋翼组与所述第二升力旋翼组均不提供垂向力；步骤 3：驱动所述可移动重心装置，使所述飞行器的整机重心自其初始位置沿所述机身的纵轴移动至所述前向推进旋翼组的推力线邻域，所述整机重心的横向位置位于所述左前推进旋翼组的推力线与所述右前推进旋翼组的推力线之间，所述整机重心的纵向位置由此成为所述飞行器的配平方程中独立于所述前向推进旋翼组各旋翼推力的一个未知量；步骤 4：由所述配平方程解算所述前向推进旋翼组各旋翼的推力与所述整机重心的纵向位置，使所述配平方程的垂向力约束的残差、俯仰力矩约束的残差、滚转力矩约束的残差与偏航力矩约束的残差同时趋于零，所述垂向力约束、所述俯仰力矩约束、所述滚转力矩约束与所述偏航力矩约束构成所述飞行器在所述第一升力旋翼组与所述第二升力旋翼组的推力输出归零后的全部配平约束。

3、进一步地，步骤 3 中，所述整机重心沿所述机身的纵轴自其初始位置向后移动而进入所述推力线邻域，所述整机重心的纵向投影落在所述前向推进旋翼组的推力线上，所述整机重心的横向投影落在所述左前推进旋翼组的推力线与所述右前推进旋翼组的推力线之间，且所述整机重心在所述机身的横向上与所述左前推进旋翼组的推力线和所述右前推进旋翼组的推力线等距。；所述可移动重心装置的可移动配重的平移量由所述配平方程所解算出的所述整机重心的纵向位置反解给出，所述反解使所述整机重心的纵向投影与所述前向推进旋翼组的推力线之间的距离不大于所述规定距离，且所述可移动配重的平移量在所述配平方程的求解中与所述前向推进旋翼组各旋翼的推力同时解出。

4、进一步地，步骤 4 中，所述同时趋于零为：所述垂向力约束的残差与所述整机重力之比、所述俯仰力矩约束的残差、所述滚转力矩约束的残差与所述偏航力矩约束的残差均落入各自的残差容差带内，且所述四个约束的残差在同一控制周期内同时落入各自的所述残差容差带内，所述残差容差带按所述前向推进旋翼组各旋翼的推力分辨率与所述可移动重心装置的最小移动步长标定。

5、进一步地，所述配平方程在所述第一升力旋翼组与所述第二升力旋翼组的推力输出归零后的未知量包括所述前向推进旋翼组各旋翼的推力与所述整机重心的纵向位置，所述配平约束包括所述垂向力约束、所述俯仰力矩约束、所述滚转力矩约束与所述偏航力矩约束；步骤 3 与步骤 4 的执行使所述配平方程在所述四个旋翼组中的一个旋翼组失效后仍具有与所述配平约束的数目相等的未知量。

6、进一步地，步骤 1 与步骤 2 中，所述另一侧升力旋翼组的推力输出按给定的降推斜率减小，所述前向推进旋翼组的推力在同一控制周期内按所述垂向承载的要求同步增加，所述第一升力旋翼组与所述第二升力旋翼组的推力输出归零的过程中所述飞行器的垂向承载不间断，所述飞行器的垂向加速度偏差被限制在规定范围内。

7、进一步地，步骤 2 中，所述左前推进旋翼组与所述右前推进旋翼组按使所述飞行器的滚转力矩为零的推力配比分担所述垂向承载中由所述前向推进旋翼组承担的部分，所述推力配比由所述左前推进旋翼组的推力线与所述右前推进旋翼组的推力线相对所述整机重心的横向力臂之比确定。

8、进一步地，步骤 4 之后，所述飞行器的滚转通道由所述左前推进旋翼组与所述右前推进旋翼组的差动推力承担，所述机翼的副翼偏转权限小于所述差动推力的滚转权限；所述飞行器的俯仰通道与偏航通道由所述前向推进旋翼组的推力矢量与所述整机重心的纵向位置共同配平。

9、进一步地，步骤 1 与步骤 3 中，所述飞行器的姿态指令在所述对称关断与所述整机重心移动的期间保持为所述一侧升力旋翼组失效时的当期姿态，所述前向推进旋翼组的推力分配与所述可移动重心装置的移动以维持所述当期姿态为约束，所述当期姿态的维持以所述飞行器的姿态相对于所述当期姿态的偏离量落入规定范围为准。

10、进一步地，所述第一升力旋翼组、所述第二升力旋翼组、所述左前推进旋翼组与所述右前推进旋翼组由同一种推力单元构成，所述推力单元包括旋翼、驱动所述旋翼的电子调速器与使所述旋翼的桨轴倾转的倾转驱动装置；所述推力单元按其桨轴的指向既以其推力矢量的竖直分量提供升力、又以其推力矢量的纵向分量提供推进推力；步骤 2 中，所述左前推进旋翼组与所述右前推进旋翼组经所述倾转驱动装置倾转，使其推力矢量具有沿所述机身的竖直方向的分量并承担所述垂向承载，所述倾转驱动装置使所述桨轴的倾转与所述可移动重心装置的移动在同一控制周期内相配合。

11、本发明还提供一种飞行器的单侧升力旋翼组失效处置飞控系统，所述飞行器包括机身、机翼、分设于所述机身左右两侧的第一升力旋翼组与第二升力旋翼组、分设于所述机翼左右两侧或所述机身左右两侧并构成前向推进旋翼组的左前推进旋翼组与右前推进旋翼组，以及可移动重心装置，所述前向推进旋翼组的各旋翼的推力轴相对所述机身的纵轴倾斜安装，使所述前向推进旋翼组的推力矢量同时具有沿所述机身的竖直方向的分量与沿所述机身的纵轴方向的分量；所述飞控系统包括：飞控计算机；所述第一升力旋翼组、所述第二升力旋翼组、所述左前推进旋翼组与所述右前推进旋翼组各自的电子调速器，各所述电子调速器的控制输入端与所述飞控计算机的控制输出端连接；所述可移动重心装置的驱动机构，所述驱动机构的控制输入端与所述飞控计算机的控制输出端连接；姿态惯性测量单元，与所述飞控计算机的信号输入端连接，用于提供所述飞行器的姿态与姿态角速度；所述飞控计算机被配置为执行权利要求 1 至 9 任一项所述的单侧升力旋翼组失效处置方法。

12、本发明的有益效果在于：其一，不对称力矩源被整体移除——确认一侧升力旋翼组失效后对称关断另一侧，使由推力与旋翼反扭矩的不对称所构成的滚转力矩源与偏航力矩源被同时移除，残余力矩不再需要姿态环以持续的姿态偏差去平衡，克服了"失效后只能与残余力矩长期对抗"的固有缺陷；其二，承载主体明确——由前向推进旋翼组承担垂向承载，承载与配平的归属清晰：在各气动升力面所分担的气动升力可忽略的悬停与低速段，整机的垂向力来源唯一；在带速前飞段，机翼、平尾以及构成中央升力体的机身所分担的气动升力之外的部分由前向推进旋翼组的推力矢量的竖直分量提供，垂向力约束与俯仰、滚转、偏航三个力矩约束的归属清晰，避免了多个升力源在同一控制拍内争夺推力权限而相互干扰；其三，配平自由度补回——由可移动重心装置使整机重心自其初始位置移动至前向推进旋翼组的推力线邻域，整机重心的纵向位置成为配平方程中独立于前向推进旋翼组各旋翼推力的一个未知量，配平方程的可解算未知量数目与配平约束的数目由"未知量少于约束"变为"数目相等"，配平方程由超定变为闭合；其四，四个约束同时收口——垂向力、俯仰力矩、滚转力矩与偏航力矩四个约束的残差在同一控制周期内同时落入各自的残差容差带内，飞行器不残留任何通道上的持续偏差，四个约束的残差由"不收敛"转为"同时入带"；其五，垂向承载不间断——另一侧升力旋翼组按降推斜率减小、前向推进旋翼组在同一控制周期内按所述垂向承载的要求同步增加，关断过程中垂向承载不中断、垂向加速度偏差被限制在规定范围内，回答了"四组变两组后瞬间掉高不可接受"的可行性疑问；其六，姿态可控——对称关断与整机重心移动期间把姿态指令冻结为当期姿态，前向推进旋翼组的推力分配与整机重心的移动以维持当期姿态为约束，且处置前后横向通道均不作重新指派，避免姿态指令、横向通道与承载移交三者相互争夺权限。

13、按设计取值，上述处置带来的变化是方向性的：配平方程的可解算未知量数目由小于约束数目变为与约束数目相等；整机重心自其初始位置沿机身纵轴向后移动 326.5mm 即进入前向推进旋翼组的推力线邻域；由配平方程解析求得的前向推进旋翼组各旋翼推力为 263.3 n 量级，四个约束的残差在该口径下同时落入各自的残差容差带内。上述数值均为在动量理论并以悬停功率为锚点的估算桨推力表口径下的设计估算与解析解，并非旋翼台架实测，亦非经数值仿真核算，仅用于说明各约束之间的关系与变化方向，不作为对本发明保护范围的限定；对称关断与承载移交过程的瞬态数据尚无，待仿真与试验标定后回填。

14、需要说明的是本发明与申请人同族申请的主张边界：以电子调速器的遥测回读等推力回读装置回读实发推力为确认证据、判定疑似旋翼失效并锁存失效侧，已由同族在先申请主张，本发明仅引用其作为失效侧确认手段，不重复主张该检测与锁存方法本身；升力旋翼系统部分失效时以剩余可用旋翼按降级推力介入并保持动力承载状态直至着陆，以及由升力旋翼系统与推进系统的推力垂直分量共同承担整机重力的动力承载，均已由同族在先申请主张，本发明不重复主张以剩余旋翼继续承载的路线，亦不重复主张失速兜底方法本身，本发明的处置方向与该同族在先申请相反，为将健全侧升力旋翼组一并关断、并由前向推进旋翼组单独承担垂向承载；触发失效或失速处置时由重心调节装置驱动重心向动力承载配平位置移动、与推力接管相配合，已由同族在先申请主张；设于机身内的可移动载荷、载荷位置调节装置与直线电机驱动机构，其沿机身纵轴的连续平移、其以力矩平衡关系调节整机重心纵向投影、其位置与飞行模式相对应、其按静稳定裕度目标设定、其按模态指令与燃料余量驱动、以及其在模态切换时与尾部旋翼的推力或倾转调节相配合，亦已由同族在先申请主张，本发明不重复主张该重心调节装置本身及其上述触发条件与调节目标，仅主张其在判定一侧升力旋翼组失效后、与前向推进旋翼组单独承担垂向承载相配合，使全机重心自其初始位置纵向移动至所述前向推进旋翼组的推力线邻域，从而为配平方程补回一个未知量；四旋翼组构型、左右对称布置的两组升力旋翼组与一对前向推进旋翼、尾部升力桨组在巡航模态下承担升力分担与俯仰配平、以及以左右两侧升力旋翼推力的同步增减产生俯仰力矩，均由同族在先申请主张，本发明不重复主张该构型本身、不重复主张俯仰通道与巡航升力分担的分配、亦不重复主张模态转换方法；滚转通道由左右对称布置的推力单元之间的差动推力承担已由同族在先申请主张，本发明在处置后以前向推进旋翼左右差动承担滚转，系在该构型下的复用，不重复主张滚转通道的上位分配；腹部嵌入式任务吊舱的挂载与投放结构、以及燃料箱吊舱所构成的外挂内嵌油箱，均由同族在先申请主张，本发明不重复主张上述吊舱结构，亦不主张以燃料箱、油电转换设备与电池构成的可移动质量单元；附面层抽吸、设备冷却与推进排气一体化内流系统，尾部旋翼倾转机构与倾转角联动，尾部斜切口矢量姿态桨与控制分配，尾部旋翼动态平尾布局与平尾上置升力桨布局，以及回型收放起落架收放结构，均由同族在先申请主张，本发明不涉及上述内流主题、倾转机构、矢量姿态桨、平尾布局与起落架结构，仅引用本构型与其低速段的承载状态作为环境特征；机翼失速后由中央升力体承接升力、以旋翼升力余量作为唯一包线保护判据与退出判据并由该余量的下限反解机身迎角目标值的受控失速升力分配方案，已由同族在先申请主张，本发明不主张其包线保护判据、迎角目标值的反解与承载份额的分配，亦不主张机翼有意失速这一状态本身；与同族另一件以两组升力旋翼组的左右等量反向推力差动承担滚转、并使该差动在左右等量反向施加时全机垂向推力总和不变、其滚转增益与偏航增益之比及其在全空速范围内的变化满足给定关系、并由固定安装角形成固定的滚转与偏航耦合比的方案的区别在于，该同族方案解决无副翼构型的横向通道与全空速范围内的免通道交接，本发明解决一侧升力旋翼组失效后的承载移交与配平自由度的补回，本发明不主张滚转通道的分配律、不主张差动的施加方式与增益比、不主张使全机垂向推力总和不变的分配约束、不主张偏航通道与限幅的优先级次序，亦不主张处置前构型的滚转通道；起落架与整机的外观设计申请只提交视图与简要说明、不公开构造与原理，不构成本发明的技术公开；本发明主张的是：在确认一侧升力旋翼组失效后，对称关断另一侧升力旋翼组，使两侧升力旋翼组的推力与旋翼反扭矩的不对称所构成的滚转力矩源与偏航力矩源被同时移除，由前向推进旋翼组单独承担整机重力所要求的垂向承载，并驱动可移动重心装置使整机重心自其初始位置沿机身纵轴移动至所述前向推进旋翼组的推力线邻域、其横向位置位于左右两个前推进旋翼组的推力线之间，以整机重心的纵向位置作为配平方程中独立于前向推进旋翼组各旋翼推力的一个未知量，使垂向力约束、俯仰力矩约束、滚转力矩约束与偏航力矩约束的配平残差同时趋于零。