一种飞行器的受控失速升力分配控制方法与流程

本发明涉及飞行器飞行控制，具体涉及一种飞行器在低速段由机翼与中央升力体共同承担升力的受控失速升力分配控制方法，以及实现该方法的控制系统。

背景技术：

1、现有的尾座式复合翼飞行器兼具垂直起降能力与固定翼巡航能力，其机身、机翼与旋翼系统在整机升力上存在分工。常规飞控把"机翼迎角不得越过失速门"当作不可逾越的硬保护：机翼迎角或整机迎角一旦接近失速门即触发告警、限幅、改平或降级。该规则在以机翼为主升力面、旋翼仅作推进与姿态的常规构型上成立，但在以旋翼推力份额换取载荷能力的这类构型上，它把整个低速大载荷段划为禁区。

2、上述硬保护所选取的物理量不当。机翼失速的后果是机翼升力不再随迎角增长，而不是机翼升力消失；已经获得的升力在失速后仍然保留。以迎角作判据，会把"升力已饱和但仍在贡献"的状态误判为危急状态，而真正决定飞行器能否维持飞行的，是继续增大的升力需求由谁承担、以及旋翼还剩多少垂向可用推力。

3、相应地，低速段的设计路线普遍把旋翼推力当作唯一承力源：按最恶劣的悬停工况为旋翼与电机选定功率上限，用旋翼推力单独兜住全部整机重量。结构重量与电池重量随功率上限一同增大，载荷能力被挤占，而机翼与机身在本可贡献升力的迎角段却被保护逻辑排除在外。

4、此外，在需要把承载由机翼移交给旋翼的工况，常规做法依靠迎角计划表或空速计划表确定升力源的交接点；交接点误判、两个升力源在同一控制拍内互搏，均是既有的失效模式。

5、上述做法背后存在两条本领域的技术偏见：一是"机翼失速等于危险"，即把机翼失速一律视为必须立即脱离的异常状态；二是"旋翼只负责推进与姿态、不参与升力分配"，即把旋翼推力排除在整机升力账之外。两条成见共同导致低速大载荷段被设计成旋翼独力承担。

技术实现思路

1、本发明所要解决的技术问题在于：提供一种飞行器的受控失速升力分配控制方法，使低速大载荷段能够在机翼已进入失速、且机身迎角大于机翼失速门的条件下被设定为稳定工作点，并使该工作点的包线保护判据落在旋翼的升力余量上而不是落在迎角上，从而在不增大旋翼与电机功率上限的前提下提高低速段的气动承载份额，并消除保护逻辑与正常工作点互搏这一类失效。

2、为解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案：一种飞行器的受控失速升力分配控制方法，所述飞行器包括机身、机翼与旋翼系统，所述机身构成所述飞行器的中央升力体，所述机翼的失速迎角与所述机翼相对所述机身的安装角之差构成所述机翼的失速门，所述失速门为所述机身迎角形式的门限值；所述飞行器在空速低于预设阈值的低速段处于受控失速状态，在所述受控失速状态下所述机身迎角大于所述机翼失速门、所述机翼的升力饱和于所述机翼的可用升力系数上限，继续增大的升力需求由所述中央升力体承接；包括以下步骤：步骤 1：实时采集所述飞行器的空速、机身迎角与整机重量，按所述空速与所述机身迎角解算所述飞行器的当前气动升力，并按所述旋翼系统的功率预算与桨盘状态解算所述旋翼系统的旋翼垂向可用推力；步骤 2：解算旋翼升力余量，所述旋翼升力余量为所述旋翼垂向可用推力与旋翼垂向需要推力之差同所述旋翼垂向可用推力之比，所述旋翼垂向需要推力由所述整机重量与所述当前气动升力之差确定；以所述旋翼升力余量作为所述受控失速状态唯一的包线保护判据与唯一的退出判据，所述飞行器不以所述机身迎角或所述机翼的迎角作为包线保护判据、不设定按所述机翼失速门或按失速速度标定的介入边界，由机翼迎角类失速告警与越门降级链路构成的判据链被移出所述受控失速状态的包线保护、并由所述旋翼升力余量取代，所述机身迎角大于所述机翼失速门由此不构成异常事件；步骤 3：由所述旋翼升力余量的下限按气动升力随所述机身迎角单调变化的关系反解，得到所述机身迎角的目标值，所述机身迎角的目标值由所述旋翼升力余量的下限反解给出，而非由预设的模态迎角或空速计划表给出；步骤 4：按所述机身迎角的目标值控制所述飞行器的俯仰，使所述机身迎角跟踪所述机身迎角的目标值；并在所述旋翼升力余量低于所述下限时退出所述受控失速状态。

3、进一步地，步骤 3 中，所述反解以所述旋翼升力余量的下限所对应的气动升力为反解目标，按当前空速下气动升力随所述机身迎角单调变化的关系，得到使所述气动升力不小于所述反解目标的最小机身迎角，并以该最小机身迎角作为所述机身迎角的目标值。

4、进一步地，步骤 2 中，所述机翼迎角类失速告警与越门降级链路被移出所述受控失速状态的包线保护，具体为：所述飞行器在所述受控失速状态期间置位模态声明标志，由所述模态声明标志使机翼迎角类失速告警、越门降级链路与按所述机翼失速门标定的介入边界不参与包线保护判据与退出判据的运算，并禁止上述各项在所述受控失速状态期间重新武装；所述受控失速状态期间仅保留以所述旋翼升力余量为输入的一条包线保护链，所述包线保护链的输出为退出所述受控失速状态的指令；所述受控失速状态的进入与退出按所述旋翼升力余量的下限及其回差判定。

5、进一步地，还包括收益可用性判据：在所述受控失速状态下在线解算所述气动升力中扣除所述中央升力体所贡献的升力后占所述整机重量的份额，得到剔除所述中央升力体后的气动承载份额，并解算由所述旋翼系统补足所述气动承载份额所需的旋翼承载份额；当所述旋翼承载份额超过预设份额时，判定所述受控失速状态的收益不可用并退出所述受控失速状态。

6、进一步地，步骤 3 中，所述反解还使所述机身迎角的目标值落入下述迎角区间，在所述迎角区间内，每增加单位机身迎角所增加的整机升力中所述中央升力体所占的份额大于所述机翼所占的份额。

7、进一步地，步骤 4 中，所述退出所述受控失速状态的条件还包括所述机身迎角达到按所述中央升力体的气动特性有效域与所述飞行器的俯仰配平能力标定的迎角上限；以及所述空速升入气动满载区、所述旋翼系统所承担的垂向推力份额低于预设份额时，退出所述受控失速状态；以及接收到任务层或驾驶员的模态退出指令时，退出所述受控失速状态。

8、进一步地，所述旋翼系统包括前向推进旋翼组与升力旋翼组；步骤 1 与步骤 2中，所述旋翼垂向可用推力与所述旋翼垂向需要推力按所述前向推进旋翼组与所述升力旋翼组各自桨盘的对地推力方向分解为垂向分量后合成；所述前向推进旋翼组与所述升力旋翼组按使所述飞行器的整机俯仰力矩为零的推力配比分担所述旋翼垂向需要推力，所述推力配比由所述前向推进旋翼组与所述升力旋翼组的桨盘中心相对整机重心的俯仰增益之比确定。

9、进一步地，在所述受控失速状态下，滚转通道由所述旋翼系统中左右对称布置的升力旋翼的等量反向推力差动承担，所述飞行器的副翼偏转权限小于所述等量反向推力差动的滚转权限；所述滚转通道在进入与退出所述受控失速状态时不作通道交接。

10、进一步地，步骤 3 与步骤 4 中，所述机身迎角的目标值使所述气动升力所承担的重量份额升至预设份额以上，并使所述旋翼系统所承担的垂向推力份额降至与所述旋翼升力余量的下限相对应的份额以下；在所述受控失速状态下所述旋翼系统处于低推力配平状态，所述旋翼系统的垂向推力仅承担所述整机重量与所述当前气动升力之差所对应的垂向分量以及所述飞行器的配平与控制需求。

11、本发明还提供一种飞行器的受控失速升力分配控制系统，所述飞行器包括机身、机翼与旋翼系统，所述机身构成所述飞行器的中央升力体，所述机翼的失速迎角与所述机翼相对所述机身的安装角之差构成所述机翼的失速门，所述失速门为所述机身迎角形式的门限值，包括：飞控计算机；姿态惯性测量单元、空速传感器与迎角传感器，分别与所述飞控计算机的信号输入端连接；推力回读装置，用于回读所述旋翼系统中各旋翼的实发推力，所述推力回读装置为所述旋翼系统的电子调速器的遥测回读、电流传感器、电压传感器、转速传感器与拉力传感器中的至少一种，所述推力回读装置的信号输出端与所述飞控计算机的信号输入端连接；所述旋翼系统的各旋翼分别由电子调速器驱动，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；所述飞控计算机被配置为执行权利要求 1至 9 任一项所述的受控失速升力分配控制方法。

12、本发明的有益效果在于：其一，判据替换使保护逻辑与正常工作点不再互搏——在受控失速状态下以旋翼升力余量作为唯一的包线保护判据与唯一的退出判据，机翼迎角类失速告警、越门降级链路与按机翼失速门标定的介入边界被移出该包线保护，机身迎角大于机翼失速门不再构成异常事件，机翼失速后仍然保留的升力得以计入整机升力账；其二，工作点可算、可退——机身迎角的目标值由旋翼升力余量的下限按气动升力随机身迎角单调变化的关系反解给出，不需按空速计划表或预设模态迎角取值，也不存在升力源交接点的误判；其三，收益可在线核账——剔除中央升力体后旋翼系统必须补足的承载份额被在线解算，该判据可以被关掉，故其结论是可证伪的；其四，不新增硬件——中央升力体、机翼与旋翼系统均为既有的机体结构，上述判据可由既有的整机重量、空速、机身迎角估计与旋翼推力回读量直接算出；其五，与横向通道相容——滚转通道沿用左右对称布置的升力旋翼的等量反向推力差动，本状态不为横向重新做通道交接。

13、进一步地，按设计取值，受控失速状态在低速段带来承载份额的方向性变化：在同一条旋翼承载线上把机身迎角由常规配平提高至本状态的迎角上限，气动升力所承担的重量份额由约 9.9% 升至约 19.0%，旋翼系统所承担的垂向推力份额由约 90.1% 降至约81.0%，例如旋翼所需承担的垂向推力可减少约 44.4 n，即旋翼与电机按较低的功率上限选型即可覆盖原本需要更高功率上限的工况，同功率下可多拿载荷；该状态下旋翼升力余量约为 0.382，高于悬停状态的约 0.237，并随空速升高单调增大至约 0.999，即该状态比悬停更安全；空速升入气动满载区后旋翼退到低推力配平状态，耗功相对悬停的比值按设计估算约为 0.135~0.194，即省功约 5.2~7.4 倍。上述余量与耗功均为设计估算口径：旋翼的垂向可用推力按动量理论并以悬停功率为锚点算出，并非旋翼台架实测，上述数值仅用于说明比值与趋势，不作为对保护范围的限定。

14、需要说明的是本发明与申请人同族申请的主张边界：使机身迎角超过机翼失速迎角并使机翼处于失速状态，以及在悬停模态、起飞悬停模态与由巡航向悬停的过渡中将机翼迎角拉过其失速迎角后由动力单元或升力旋翼承担整机升力，均已由同族在先申请主张，本发明不重复主张"允许失速"或"受控失速"这一状态本身，亦不重复主张将迎角拉过失速迎角这一动作本身，本发明主张的是该状态被设定为低速段的稳定工作点、且以旋翼升力余量作为该工作点的判据；机翼失速后由机身升力体持续提供升力、整机承载由机身与桨共同维持，已由同族在先申请在说明书中记载，本发明仅引用其为本构型既有的气动特性，不重复主张该气动特性本身，本发明主张的是以机翼升力饱和后升力增量的边际归属作为该模态工作点的设计依据、并据此由所述余量反解机身迎角的目标值；以旋翼的竖向推力分量之合力补足整机重量与机翼及平尾所分担升力之差，已由同族在先申请在推力分配与配平方程中主张，本发明不重复主张该配平关系，仅将该差值作为所述旋翼垂向需要推力的定义量、并以该差值相对于旋翼垂向可用推力的比值作为该模态唯一的包线保护判据与退出判据；升力旋翼失速兜底动力保护及其按失速迎角或失速速度标定的预警边界与介入边界、失速后向动力承载状态的切换、以迎角回落至安全迎角为目标的压杆处置、以及模态过渡期间挂起以空速与升降速率为对象的失速判据而保留以迎角为对象的失速判据并临时放宽其阈值的过渡禁触发逻辑，均由同族在先申请主张，本发明与该同族在先申请的分界在于：本发明不设按失速迎角或失速速度标定的介入边界，不设使迎角回落至安全迎角的压杆处置链，亦不以机翼迎角或机身迎角为包线保护判据，机翼迎角越门在本发明中不构成异常事件、不触发失速告警亦不触发越门降级；所述同族在先申请的动力承载状态为整机重力全部或大部由升力旋翼系统与推进系统共同承担，而本发明在该模态下使气动升力所承担的重量份额上升、使旋翼所承担的垂向推力份额下降，二者在承载份额的变化方向上相反；以旋翼的竖向推力分量补足升力缺口并据此进行推力分配、以及在若干模态之间以机身迎角相互区别并做模态转换、以过渡走廊限定的到位判据与异常回退，均由同族在先申请主张，本发明不重复主张模态集合、过渡走廊、转换可行性判定与异常回退，也不重复主张以预设模态迎角给出俯仰目标；机翼后缘未设置副翼、平尾后缘未设置升降舵、以及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，均由同族在先申请主张，本发明不重复主张该上位内容，本发明在该模态下的横向通道系对该同族在先申请所主张通道的直接沿用，本模态不为横向重新做通道交接；尾部升力旋翼组在巡航模态下保持运转并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，本发明不重复主张俯仰通道与巡航升力分担的分配；沿机身纵轴平移的可移动载荷、其载荷位置调节装置与直线电机驱动机构、按力矩平衡关系调节整机重心的纵向投影、使整机重心位置按静稳定裕度目标设定、以及在触发失速介入或失效处置时驱动重心向动力承载配平位置移动，均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、不重复主张静稳定裕度目标的设定、亦不重复主张重心向动力承载配平位置的移动；尾部旋翼倾转机构及其倾转角与整机迎角的反向配比、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、以及以平尾上表面为升力旋翼驱动电机安装基准面的平尾上置升力桨布局，均由同族在先申请主张，本发明不涉及倾转机构、倾转角联动、斜切口矢量姿态桨与尾部动态平尾布局，亦不重复主张平尾上置升力桨的布局本身；附面层抽吸、设备冷却与推进排气一体化内流系统，尾座式共轴双旋翼飞行器单旋翼失效的检测、锁存与分级处置方法，回型收放起落架收放结构，以及腹部嵌入式任务吊舱的挂载与投放结构，均由同族在先申请主张，本发明不重复主张上述内流主题、旋翼失效检测与处置方法、起落架结构与任务吊舱结构，仅引用其停驻与大迎角着陆工况作为环境特征；起落架与整机的两项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；与同族另一件以旋翼左右差动替代副翼承担滚转的方案的区别在于，该同族方案解决无副翼构型的横向通道、本发明解决纵向与升力分配通道，二者为对同一飞行器的互补分工而非同一路线，本发明不主张滚转通道的分配律、不主张差动施加方式与增益比；本发明主张的是：在空速低于预设阈值的低速段，将机身迎角的目标值设定为大于机翼失速门、使机翼升力有意饱和于其可用升力系数上限、并使继续增大的升力需求由中央升力体承接，以旋翼升力余量即旋翼垂向可用推力与旋翼垂向需要推力之差同所述旋翼垂向可用推力之比作为该模态唯一的包线保护判据与退出判据、所述旋翼垂向需要推力由整机重量与当前气动升力之差确定，由该比值的下限或给定的旋翼承载份额按气动升力对迎角的单调关系反解所述机身迎角的目标值，所述判据使机翼迎角越门不构成异常事件。