垂直起降固定翼飞机过渡过程指令轨迹分段式设计与跟踪控制

1.本发明属于垂直起降飞机导航及控制技术领域，涉及垂直起降固定翼飞机过渡过程指令轨迹分段式设计与跟踪控制。


背景技术：

2.垂直起降固定翼飞机是一种新型的飞行器，主要包括倾转旋翼式、倾转机翼式、推力矢量式等不同构型，该类飞机可以从地面垂直起飞，在空中从悬停模式转换到巡航平飞模式(悬停转巡航，ft)，在完成飞行任务后，再从巡航平飞模式转换到悬停模式(巡航转悬停，bt)，进而从悬停模式垂直降落至地面，完成全过程任务。相比于传统的固定翼飞机，垂直起降固定翼飞机既拥有旋翼飞机的方便起飞降落的优点，也具有固定翼飞机飞行速度快、飞行航程长的特点。相比于传统的垂直起降飞机，垂直起降固定翼飞机在巡航平飞模式时，主要由固定机翼提供升力，能量利用效率更高。因此，垂直起降固定翼飞机具有功耗低，航程长等优点。综上所述，垂直起降固定翼飞机在物流、救灾等工业领域具有无可替代的应用背景。
3.垂直起降固定翼飞机的很多优势同时也会带来各种困难。其中最主要的困难是如何建立过渡过程中的轨迹及控制方法。对于悬停阶段和巡航阶段，垂直起降固定翼飞机都有现成、完整的控制策略可以参考，但针对过渡阶段，还没有可靠、通用的控制策略。基于垂直起降固定翼特有的过渡走廊，需要从中选取一条过渡路线以保证过渡过程的安全性和可行性。现有的研究大部分采用简单的过渡策略而侧重于控制器的设计。另外，优化算法可以综合考虑模型动力学、作动器约束等，但轨迹优化时间长，难以在线求解，无法实际应用在工程技术。


技术实现要素：

4.针对已有过渡过程过渡轨迹存在的上述问题，本发明新提出了垂直起降固定翼飞机过渡过程指令轨迹分段式设计与跟踪控制。为实现该目的，本发明采用以下具体技术方案。
5.s1.针对垂直起降固定翼飞机悬停转巡航过渡过程，建立倾转部件的“预加速段—慢倾转段—快倾转段”的三段式开环指令轨迹；
6.s2.针对悬停转巡航的“预加速段—慢倾转段—快倾转段”三段过渡过程，分别对俯仰角、飞行速度、飞行高度设计闭环控制规律；
7.s3.针对垂直起降固定翼飞机巡航转悬停过渡过程，建立倾转部件的“预减速段—快倾转段—慢倾转段”的三段式开环指令轨迹；
8.s4.针对巡航转悬停的“预减速段—快倾转段—慢倾转段”三段过渡过程，分别对俯仰角、飞行速度、飞行高度设计闭环控制规律；
9.进一步地，所述步骤s1垂直起降固定翼飞机悬停转巡航过渡过程，建立倾转部件
的“预加速段—慢倾转段—快倾转段”的三段式开环指令轨迹和s2悬停转巡航的“预加速段—慢倾转段—快倾转段”三段过渡过程，分别对俯仰角、飞行速度、飞行高度设计闭环控制规律的具体实现为：
10.s1_1、预加速段：垂直起降固定翼飞机“倾转部件”从悬停状态的90
°
倾转到角度β
m,ac
并保持，倾转角指令由式(1)给定：
[0011][0012]
其中，是倾转角指令，ω
max
是允许的最大倾转角速度；对于倾转旋/机翼飞机，倾转部件代表旋/机翼，倾转角为短舱角；对于推力矢量飞机，倾转部件代表推力喷管，倾转角为推力喷管偏转角；
[0013]
s2_1、在该阶段：
[0014]
①
高度指令值给定为h
cmd
，由主动力系统控制，实现定高保持；
[0015]
②
俯仰角指令给定为θ
ac
《0，不主动控制速度，给定负俯仰角使飞机自行加速到指定速度v
cmd,ac
；俯仰角由辅助动力系统提供的推力实现稳定控制；
[0016]
③
当垂直起降固定翼飞机速度达到v
cmd,ac
或者加速时间超过t
ac,ft
，转入步骤s1_2；s1_2、慢倾转段：垂直起降固定翼飞机倾转部件从角度β
m,ac
倾转到临界角度β
m,ft
，倾转角指令由式(2)根据时间给定：
[0017][0018]
其中是倾转角的开环指令，β
m,ac
是s1_1中保持的倾转角，t
ft,s
是设计的悬停转巡航过渡过程s1_2消耗的时间；
[0019]
s2_2、在该阶段：
[0020]
①
高度指令值给定为h
cmd
，由主动力系统控制，实现定高保持；
[0021]
②
俯仰角指令给定为θ
ft
《0，不主动控制速度，给定负俯仰角使飞机自行加速；俯仰角由辅助动力系统提供的推力实现稳定控制；
[0022]
③
当垂直起降固定翼飞机倾转角达到临界角度β
m,ft
，转入步骤s1_3；
[0023]
s1_3、快倾转段：垂直起降固定翼飞机倾转部件从角度β
m,ft
倾转到水平的0
°
，倾转角指令由式(3)根据时间给定：
[0024][0025]
其中是倾转角的开环指令，β
m,ft
是临界倾转角，t
ft,q
是设计的悬停转巡航过渡过程s1_3消耗的时间；
[0026]
s2_3、在该阶段：
[0027]
①
速度指令由式(4)线性给出：
[0028][0029]
其中v
set
(t)是速度指令，vc是悬停转巡航过渡过程的目标巡航速度，v
ft
是第二步结束时的瞬时速度，t
s,ft
是s1_2所花费的时间，t
ft-t
s,ft
为s1_3的预计完成时间，速度由主
动力系统实现稳定控制；
[0030]
②
给定爬升角γ
ft
》0，高度向速度指令也可以由式(5)得到：
[0031]wset
(t)＝v
set
(t)
×
tan(γ
ft
)#(5)
[0032]
保持爬升飞行。俯仰角控制高度，俯仰角由辅助动力系统提供的推力和舵面实现稳定控制，具体控制分配策略为：在倾转角大于β
m,in,ft
时，俯仰角由辅助动力系统提供的推力单独控制，之后在时间间隔t
in,ft
内，辅助动力系统提供的推力线性淡出而舵面线性淡入，直至俯仰角由舵面单独控制；
[0033]
③
当垂直起降固定翼飞机倾转角达到水平的0
°
状态，结束过渡过程。
[0034]
所述步骤s3垂直起降固定翼飞机巡航转悬停过渡过程，建立倾转部件的“预减速段—快倾转段—慢倾转段”的三段式开环指令轨迹和s4巡航转悬停的“预减速段—快倾转段—慢倾转段”三段过渡过程，分别对俯仰角、飞行速度、飞行高度设计闭环控制规律的具体实现为：
[0035]
s3_1、预减速段：垂直起降固定翼飞机倾转部件保持水平的0
°
；
[0036]
s4_1、在该阶段：
[0037]
①
高度指令值给定为h
cmd
，由俯仰角控制，俯仰角由舵面实现稳定控制；
[0038]
②
速度指令值给定为v
cmd,bt
《vc，其中vc是巡航速度，速度由主动力系统控制；
[0039]
③
当垂直起降固定翼飞机速度达到v
cmd,bt
或者时间超过t
de,bt
，转入步骤s3_2；
[0040]
s3_2、快倾转段：垂直起降固定翼飞机倾转部件从水平的0
°
倾转到临界角度β
m,bt
，倾转角指令由式(6)根据时间给定：
[0041][0042]
其中是倾转角的开环指令,β
m,bt
是临界倾转角，t
bt,q
是设计的巡航转悬停过渡过程过渡时间，90代表过渡过程的目标倾转角；
[0043]
s4_2、在该阶段：
[0044]
①
高度指令值给定为h
cmd
，由俯仰角控制，俯仰角由辅助动力系统提供的推力和舵面实现稳定控制，具体控制分配策略为：在倾转角小于β
m,in,bt
时，俯仰角由舵面单独控制，之后在时间间隔t
in,bt
内，舵面线性淡出而辅助动力系统提供的推力线性淡入，直至俯仰角由辅助动力系统提供的推力单独控制；
[0045]
②
速度指令值由式(7)按时间给定：
[0046]vset
(t)＝-a
bt
×
t v
cmd,bt
#(7)
[0047]
其中v
set
(t)是速度指令，a
bt
是加速度，v
cmd,bt
是s3_1结束时飞机的速度；速度由主动力系统控制；
[0048]
③
当垂直起降固定翼飞机倾转角达到β
m,bt
，转入步骤s3_3；
[0049]
s3_3、慢倾转段：垂直起降固定翼飞机倾转部件从临界角度β
m,bt
倾转直至悬停的90
°
，倾转角指令由式(8)根据时间给定：
[0050][0051]
其中是倾转角的开环指令,t
bt,s
是s3_3“慢倾转段”所用的时间，β
m,bt
代表
临界倾转角；
[0052]
s4_3、在该阶段：
[0053]
①
高度指令值给定为h
cmd
，由主动力系统控制，实现定高保持；
[0054]
②
俯仰角指令给定为θ
bt
》0，不主动控制速度，正俯仰角使飞机自行减速；俯仰角由辅助动力系统提供的推力实现稳定控制；
[0055]
③
当垂直起降固定翼飞机倾转角达到悬停的90
°
，结束过渡过程。
[0056]
本发明的优点在于：
[0057]
(1)相比于线性过渡轨迹，本方法充分考虑了飞行过渡走廊对于过渡过程的约束条件，并基于飞机模型动力学设计了分段式过渡轨迹，符合飞机加速、减速规律，同时也满足了过渡时间的约束。
[0058]
(2)本方法设计的分段式过渡轨迹更符合飞行器的动力学规律，并考虑了各执行器和状态的动态，相比于优化的过渡轨迹设计方法，本方法可以离线设计在线求解，满足飞机实时性的要求。
[0059]
(3)本方法可以被各种不同大小和类型的垂直起降固定翼飞机所使用，具有普遍的适用性。
附图说明
[0060]
图1本发明垂直起降固定翼飞机过渡过程指令轨迹分段式设计与跟踪控制流程图
[0061]
图2分布式推进倾转旋翼型垂直起降固定翼飞机
[0062]
图3悬停转巡航过渡过程分段式轨迹与跟踪控制结果
[0063]
图4巡航转悬停过渡过程分段式轨迹与跟踪控制结果
具体实施方式
[0064]
为清楚、完整地展示本发明所述技术方案及其具体工作过程，结合说明书附图，对本发明作具体实施方式举例。
[0065]
本实例以一分布式推进倾转旋翼型垂直起降固定翼飞机(图1)为例，该飞机设计参数如表1所示，其作动器包括安装在机翼上随短舱倾转的主桨、安装水平安定面上的尾桨、安装在外段翼上的副翼、安装在水平安定面上的升降舵、安装在机身底部的方向舵。
[0066]
表1飞机设计参数
[0067]
[0068][0069]
针对悬停转巡航过渡过程设计了一种“预加速段—慢倾转段—快倾转段”的三段式指令轨迹设计与跟踪控制方法。
[0070]
第一步、预加速段:短舱从悬停状态的90
°
倾转到角度β
m,ac
＝75deg并保持，短舱角指令由式(1)给定：
[0071][0072]
其中是短舱角的开环指令，单位为度。在该阶段：
[0073]
①
高度指令值给定为h
cmd
＝-30m，由主螺旋桨桨距角控制，实现定高保持。
[0074]
②
俯仰角指令给定为θ
ac
＝-3deg，不主动控制速度，负俯仰角使飞机自行加速到指定速度v
cmd,ac
＝20m/s；俯仰角由尾桨转速实现稳定控制；
[0075]
③
当飞机速度达到v
cmd,ac
或者加速时间超过t
ac,ft
＝20s，转入第二步。
[0076]
第二步、慢倾转段:短舱从角度β
m,ac
＝75deg倾转到临界角度β
m,ft
＝40deg，短舱角指令由式(2)根据时间给定：
[0077][0078]
其中是短舱角的开环指令，单位为度。在该阶段：
[0079]
①
高度指令值给定为h
cmd
＝-30m，由主动力系统控制，实现定高保持。
[0080]
②
俯仰角指令给定为θ
ft
＝-3deg，不主动控制速度，负俯仰角使飞机自行加速；俯仰角由尾桨转速实现稳定控制；
[0081]
③
当短舱角达到临界角度β
m,ft
，转入第三步。
[0082]
第三步、快倾转段:短舱从角度β
m,ft
＝40deg倾转到水平的0
°
，短舱角指令由式(3)根据时间给定：
[0083][0084]
在该阶段：
[0085]
①
速度指令由式(4)线性给出：
[0086][0087]
其中v
set
(t)是速度指令，v
ft
是s1_2结束时的瞬时速度，t
s,ft
是s1_2所花费的时间。
速度由主螺旋桨桨距角实现稳定控制；
[0088]
②
给定爬升角γ
ft
＝3deg，高度向速度指令也可以由式(5)得到：
[0089]wset
(t)＝v
set
(t)
×
tan(γ
ft
)#(5)
[0090]
保持爬升飞行。俯仰角控制高度，俯仰角由尾桨转速和升降舵实现稳定控制，具体控制分配策略为：在倾转角大于β
m,in,ft
＝20deg时，俯仰角由尾桨转速单独控制，之后在时间间隔t
in,ft
＝5s内，尾桨转速线性淡出而升降舵线性淡入，直至俯仰角由升降舵单独控制；
[0091]
③
当短舱角达到水平的0
°
状态，结束过渡过程。
[0092]
仿真初始条件为悬停状态静止于30m高空，总体的仿真结果如图2所示。
[0093]
针对巡航转悬停过渡过程同样设计了一种“预减速段—快倾转段—慢倾转段”的三段式指令轨迹设计与跟踪控制方法。
[0094]
第一步、预减速段:短舱保持水平的0
°
。在该阶段：
[0095]
①
高度指令值给定为h
cmd
＝-30m，由俯仰角控制，俯仰角由升降舵实现稳定控制；
[0096]
②
速度指令值给定为v
cmd,bt
＝40m/s，原巡航速度vc＝50m/s。速度由主螺旋桨桨距角控制；
[0097]
③
当飞机速度达到v
cmd,bt
或者时间超过t
de,bt
＝20s，转入步骤第二步。
[0098]
第二步、快倾转段:短舱从水平的0
°
倾转到临界角度β
m,bt
＝40deg，短舱角指令由式(6)根据时间给定：
[0099][0100]
其中是短舱角的开环指令。在该阶段：
[0101]
①
高度指令值给定为h
cmd
＝-30m，由俯仰角控制，俯仰角尾桨转速和升降舵实现稳定控制，具体控制分配策略为：在倾转角小于β
m,in,bt
＝20deg时，俯仰角由舵面单独控制，之后在时间间隔t
in,bt
＝5s内，舵面线性淡出而辅助动力系统提供的推力线性淡入，直至俯仰角由辅助动力系统提供的推力单独控制；
[0102]
②
速度指令值由式(7)按时间给定：
[0103]vset
(t)＝-0.3
×
t 40#(7)
[0104]
其中v
set
(t)是速度指令。速度由主动力系统控制；
[0105]
③
当短舱角达到β
m,bt
，转入步骤第三步。
[0106]
第三步、慢倾转段:短舱从临界角度β
m,bt
＝40deg倾转直至悬停的90
°
，短舱角指令由式(8)根据时间给定：
[0107][0108]
短舱角的开环指令与第二步是相同的。在该阶段：
[0109]
①
高度指令值给定为h
cmd
＝-30m，由主螺旋桨桨距角控制，实现定高保持。
[0110]
②
俯仰角指令给定为θ
bt
＝3deg，不主动控制速度，正俯仰角使飞机自行减速；俯仰角由尾桨转速实现稳定控制；
[0111]
③
当短舱角达到悬停的90
°
，结束过渡过程。
[0112]
仿真初始条件为巡航状态以50m/s速度巡航于30m高空，总体的仿真结果如图3所示。
[0113]
综上所述，本发明所述的过渡过程指令轨迹分段式设计与跟踪控制方法可适用于分布式推进倾转旋翼型垂直起降固定翼飞机，飞机能按照该方法进行悬停转巡航、巡航转悬停模式过渡，并且保证过渡过程的安全，满足飞机的状态、执行器的约束，同时也保证了飞机过渡过程实时性的要求。对于一般的垂直起降固定翼飞机，该方法同样适用于其过渡过程，并满足过渡过程的安全需求。
[0114]
以上所述的具体实施方法，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。