CN104460681B - 倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行控制方法 - Google Patents

Abstract

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***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。

Description

倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行控制方法

技术领域

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

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。

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***的要求相比有人倾转旋翼机更为苛刻。

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***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***当前的信息，还根据***的未来信息来决定当前的控制方案，因此可以改善***的控制性能。

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

所要解决的技术问题：

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。

技术方案：

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***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。

具体的讲，所述不同短舱倾角状态为β_M的0°:15°，15°:30°，30°:45°，45°:60°，60°:75°，75°:90°；在β_M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，上述Ai、Bi、Ci、Di分别表示线性模型的***矩阵，所述每一阶段的{Ai，Bi，Ci，Di}包括纵向模型{Ai_lon,Bi_lon,Ci_lon,Di_lon}和横侧向模型{Ai_lat,Bi_lat,Ci_lat,Di_lat}。

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δ_c和纵向周期变距δ_lon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δ_dlon联合控制；则前三个阶段的纵向控制律形式为

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；δ_c为总距，δ_lon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

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；δ_lat为横向周期变距，δ_dlon为纵向差动周期变距

作为一种优选，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_c和升降舵δ_e联合控制，横侧向为副翼δ_a和方向舵δ_r联合控制；则后三个阶段的纵向控制律形式为

X₀(k)＝[^*u ^*w ^*q u w q θ H]^T，R(k)＝[u w q]^T

式中，δ_e为升降舵偏角；

后三个阶段的横侧向控制律形式为

X₀(k)＝[^*β ^*p ^*r β p r φ]^T，R(k)＝[β p r]^T。

式中，δ_a为副翼偏角，δ_r为方向舵偏角。

具体的讲，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U_A(t)，重构控制律的输出为U_B(t)，切换控制律的输出为U(t)；假设在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。

有益效果：

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、高度和姿态角信息，完成倾转旋翼无人直升机模态之间的安全切换。

本发明所述的一种倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行控制方法，采用最优预见控制通过融合***运动方程硬约束、可预见的理想状态软约束以及最优性能指标软约束等信息，对倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行进行控制。

附图说明

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明：

图1为倾转旋翼无人直升机过渡段速度安全范围；

图2为本发明所述的倾转旋翼无人直升机过渡段前三个阶段纵向最优预见控制器结构；

图3为本发明所述控制律切换淡化器仿真曲线图；

图4为采用本发明所述的飞行控制方法得到的短舱倾角15度的纵向速度响应曲线；

图5为采用本发明所述的飞行控制方法得到的短舱倾角45度的纵向速度响应曲线；

图6为采用本发明所述的飞行控制方法得到的短舱倾角60度的纵向速度响应曲线；

图7为采用本发明所述的飞行控制方法得到的一维轨迹仿真曲线；

图8为采用本发明所述的飞行控制方法得到的二维轨迹仿真曲线。

具体实施方式

本发明提供一种倾转旋翼无人直升机过渡段的最优预见飞行控制方法，为使本发明的目的，技术方案及效果更加清楚，明确，以及参照附图并举实例对本发明进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

采用本发明的倾转旋翼无人直升机过渡段的最优预见飞行控制方法，具体按照以下步骤。

步骤1、首先建立倾转旋翼无人直升机过渡段的非线性模型。在机体坐标系下，飞行器动力学及运动学六自由度方程组可采用如下形式。

在计算力和力矩时，要考虑机身、旋翼、机翼、平尾和垂尾等每一部分的作用。如机体轴y轴方向的侧力的构成如下

Y＝Y_fuse+Y_wing+Y_ROT+Y_HT+Y_VT

式中，Y_fuse是机身产生的侧力，Y_wing是机翼产生的侧力，Y_ROT是旋翼产生的侧力，Y_HT是平尾产生的侧力，Y_VT是垂尾产生的侧力。

分别对机身、旋翼、机翼、平尾和垂尾进行数学建模后，在MATLAB/Simulink中搭建倾转旋翼无人直升机的非线性数学模型。

然后使用MATLAB/Simulink中的trim函数来实现不同短舱角下对***的配平，再利用linmod函数，将配平输入量和配平状态量作为linmod函数的参数，在配平点附近将非线性模型线性化。由于倾转旋翼无人直升机过渡段的运动具有很强的时变特性，将过渡段划分六个阶段，分别对应短舱倾角β_M的0°:15°，15°:30°，30°:45°，45°:60°，60°:75°，75°:90°。在β_M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}}。其中每一阶段的{Ai,Bi,Ci,Di}包括以x＝[u w q θ H]^T为状态变量、以U＝[δ_c δ_lon δ_e]为控制量的纵向模型{Ai_lon,Bi_lon,Ci_lon,Di_lon}和以x＝[β p r φ]^T为状态变量、以U＝[δ_lat δ_dlonδ_a δ_r]为控制量的横侧向模型{Ai_lat,Bi_lat,Ci_lat,Di_lat}。

为了便于公众了解本发明的技术方案，用下表1将本发明涉及的物理量进行说明：

表1

步骤2、基于上述六个线性模型，设计最优预见控制器。

首先确定控制方案，如下：

(1)在短舱倾角不超过45°时，倾转旋翼无人直升机过渡段的纵向方式为总距δ_c和纵向周期变距δ_lon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δ_dlon联合控制。

(2)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_c和升降舵δ_e联合控制，横侧向为副翼δ_a和方向舵δ_r联合控制。

根据上述控制方案，对步骤1中的六个阶段的状态方程进行划分，得到前三个阶段的纵向运动状态方程为

前三个阶段的横侧向运动状态方程为

后三个阶段的纵向运动状态方程为

后三个阶段的横侧向运动状态方程为

以一定的采样时间把上述的线性模型进行离散化。得到下式表示的线性离散时间***。

x(k+1)＝Ax(k)+BU(k)

y(k)＝Cx(k)

设目标值信号为R(k)，定义误差信号为

e(k)＝R(k)-y(k)

然后导出下面的误差信号***

或者

X₀(k+1)＝ΦX₀(k)+GΔU(k)+G_RΔR(k+1)

对于误差***，假设已知其从现在时刻开始直到未来M_R步的目标值，定义评价函数为如下包含误差项和输入项的二次型：

其中：Q是半正定矩阵；Q_e,H为正定矩阵。Q和H是由设计者决定的权重矩阵。

对于求解误差***的最优控制问题有几种解法，常用的一种是依据偏微分最优化法，该方法是先假定控制输入的形式，代入评价函数中，依据偏微分要求此函数取最小值，从而求出预见前馈系数。

设最优预见控制的控制输入形式为

这里，F_R(j)为待定的系数。利用上述方法求解结果为

F₀＝-[H+G^TPG]^-1G^TPΦ

F_R(j)＝-[H+G^TPG]^-1G^T(ξ^T)^j-1PG_R (j≥1)

(ξ＝Φ+GF₀)

P＝Q+Φ^TPΦ-Φ^TPG[H+G^TPG]^-1G^TPΦ

如果令F₀＝[F_e,F_x]，***初始值为零，得到

在每个阶段控制器的目的在于使飞行器在该阶段内前飞速度达到安全过渡的范围，即处于如图1所示的安全范围内。结合控制方案设计的控制器结构为

前三个阶段的纵向控制律形式为

X₀(k)＝[^*u ^*w ^*q u w q θ H]^T，R(k)＝[u w q]^T

前三个阶段的纵向控制器结构图如图2所示。

前三个阶段的横侧向控制律形式为

X₀(k)＝[^*β ^*p ^*r β p r φ]^T，R(k)＝[β p r]^T

后三个阶段的纵向控制律形式为

X₀(k)＝[^*u ^*w ^*q u w q θ H]^T，R(k)＝[u w q]^T

后三个阶段的横侧向控制律形式为

X₀(k)＝[^*β ^*p ^*r β p r φ]^T，R(k)＝[β p r]^T

步骤3、六个阶段控制器之间实现平滑过渡，为此设计了惯性延迟式淡化器，设原控制律的输出为U_A(t)，重构控制律的输出为U_B(t)，切换控制律的输出为U(t)。假设在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。

假设切换时刻为5s，对于输入的控制量，切换前为-5，切换后为8，这里a＝1.5，切换时间为2s，则淡化器的切换过程如图3所示。此时淡化器的算法如下

为了验证本发明在倾转旋翼过渡段飞行控制上的有效性，进行如下仿真实验。仿真工具采用MATLAB软件，对象采用XV-15倾转旋翼飞行器进行分析。仿真参数设置如表2所示。

表2

在0～5s内以β_M＝15°时的配平线性模型进行控制，在5～15s内以β_M＝30°时的配平线性模型进行控制，在15～55s内以β_M＝60°时的配平线性模型进行控制，表2中前飞速度u的设定安全落在图1所示的安全范围内。设置速度的跟踪方式为前15s内，u以加速度a_u＝2m/s²，w以加速度a_w＝0.12m/s²的爬升；在15s时刻u输入幅值为10的阶跃信号，w输入幅值为2.95的阶跃信号。设初始高度为100m，按照上述步骤设计控制最优预见控制器，控制效果如图4到图8所示，其中图7、8所示的整个阶段轨迹根据图4到图6的速度曲线计算得到。在图4到图6的纵坐标表示当前速度减去初始速度的差值，在图4中，虽然u的控制结果出现稳态误差，但是在安全过渡范围内，不会影响倾转旋翼的过渡。在图6中w的控制初始时有个下降的过程，但是由于w初值大于0，所以会出现短时间内的高度下降现象，之后会恢复爬升状态，从图7的高度曲线变化中也可以看出。本仿真中控制的目的主要在于速度控制，不是轨迹跟踪，因此轨迹会跟理想轨迹有偏差。上述仿真结果充分表明，基于最有预见控制的倾转旋翼无人直升机***具有良好的响应性能。

可以理解的是，对本领域普通技术人员来说，可以根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，而所有这些改变或替换都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。

Claims (1)

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***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β_M的0°:15°，15°:30°，30°:45°，45°:60°，60°:75°，75°:90°；在β_M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***矩阵，每一阶段的{Ai,Bi,Ci,Di}包括纵向模型{Ai_lon,Bi_lon,Ci_lon,Di_lon}和横侧向模型{Ai_lat,Bi_lat,Ci_lat,Di_lat}；

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_c和纵向周期变距δ_lon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δ_dlon联合控制；则前三个阶段的纵向控制律形式为

$\mathrm{\Δ}U\left(k\right)=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_c\\ {\mathrm{\δ}}_{lon}\end{array}\right]=F_0{X}_0\left(k\right)+\underset{j=0}{\overset{M_R}{\mathrm{\Σ}}}{F}_R\left(j\right)\mathrm{\Δ}R(k+j)$

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；δ_c为总距，δ_lon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

$\mathrm{\Δ}U\left(k\right)=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_{lat}\\ {\mathrm{\δ}}_{dlon}\end{array}\right]=F_0{X}_0\left(k\right)+\underset{j=0}{\overset{M_R}{\mathrm{\Σ}}}{F}_R\left(j\right)\mathrm{\Δ}R(k+j)$

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；δ_lat为横向周期变距，δ_dlon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δ_c和升降舵δ_e联合控制，横侧向为副翼δ_a和方向舵δ_r联合控制；则后三个阶段的纵向控制律形式为

$\mathrm{\Δ}U\left(k\right)=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_c\\ {\mathrm{\δ}}_e\end{array}\right]=F_0{X}_0\left(k\right)+\underset{j=0}{\overset{M_R}{\mathrm{\Σ}}}{F}_R\left(j\right)\mathrm{\Δ}R(k+j)$

X₀(k)＝[*u *w *q u w q θ H]^T，R(k)＝[u w q]^T

式中，δ_e为升降舵偏角；

后三个阶段的横侧向控制律形式为

$\mathrm{\Δ}U\left(k\right)=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_a\\ {\mathrm{\δ}}_r\end{array}\right]=F_0{X}_0\left(k\right)+\underset{j=0}{\overset{M_R}{\mathrm{\Σ}}}{F}_R\left(j\right)\mathrm{\Δ}R(k+j)$

X₀(k)＝[*β *p *r β p r φ]^T，R(k)＝[β p r]^T

式中，δ_a为副翼偏角，δ_r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U_A(t)，重构控制律的输出为U_B(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

$U\left(t\right)=\left\{\begin{array}{cc}{U}_A\left(t\right)& t\&le;t_0\\ U_A\left(t\right)e^{-a(t-t_0)}+U_B\left(t\right)(1-e^{-a(t-t_0)})& t_0<t\&le;t_1\\ U_B\left(t\right)& t>t_1\end{array}\right.$

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。