CN106970531B - 倾转翼垂直起降无人机模态转换控制策略确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种倾转翼垂直起降无人机模态转换控制策略的确定方法，包括建立倾转翼无人机非线性模型，通过推导纵向对称平面内的力和力矩平衡方程，确定模态转换阶段过渡走廊，通过前向转换和反向转换的约束条件进行配平计算，依据配平结果确定模态转换控制策略。本发明方法计算简单、有效、物理意义清晰，且调整模态转换控制策略对转换过程的影响明显，可以根据对象特性调整转换控制策略，使其更具鲁棒性和更好的工程使用价值。

Description

倾转翼垂直起降无人机模态转换控制策略确定方法

技术领域

本发明属于无人机控制领域，具体涉及一种倾转翼垂直起降无人机模态转换控制策略的确定方法。

背景技术

倾转翼无人机采用机翼-螺旋桨一体式倾转，兼具固定翼无人机气动效率高、旋翼无人机具备垂直起降能力的优点，在军事作战和民用救灾等领域都有很高的应用价值和广阔的发展前景。类似美国NASA的GL-10分布式动力倾转翼垂直起降无人机，在机翼两侧各安装四个电动机，尾翼两侧各安装一个电动机，模态转换过程中机翼及尾翼在水平向前和竖直向上之间倾转，通过机翼及尾翼螺旋桨拉力和气动力的共同作用实现倾转翼飞行模态的转换。

模态转换过程中气动承载和动力承载的比重与机翼倾转角度、飞行速度密切相关。相同的机翼倾角条件下，不同螺旋桨拉力对应的速度范围不同，受螺旋桨最大拉力和机翼失速等条件的限制，机翼倾转角度和飞行速度共同确定倾转翼无人机的可用飞行包线，定义为过渡走廊。倾转翼的前向转换是机翼及尾翼由竖直向上转至水平的过程，反向转换则是由水平转至竖直向上的过程。过渡走廊的确定主要采用俯仰角配平方法，首先建立倾转翼无人机的非线性仿真模型，接着根据前向转换与后向转换的不同指标要求选取合适的配平约束条件，最后在不同机翼倾转角度下进行配平计算，寻求可行的尾翼偏转范围、机体俯仰角变化范围和螺旋桨油门(推力归一化)变化范围。

倾转翼无人机的飞行过程可以分为垂直起降、过渡和固定翼三个模式，在垂直起降模式时完全依靠动力承载，固定翼模式时完全依靠气动承载，过渡模式时依靠动力承载和气动承载的相互转换。机翼倾转角度越大，越接近垂直起降模态，动力承载的比重越大，基于尾翼螺旋桨的俯仰姿态的调节效率更高；相反的，机翼倾转角度越小，越接近巡航状态，飞行速度越高，气动承载比重越大，基于尾翼倾转的俯仰姿态调节更有效。倾转翼无人机控制的难点在于确定模态转换控制策略与控制方法，并在过渡走廊内选取一条优化的转换轨迹，使倾转翼平稳且快速地实现模态转换。

发明内容

要解决的技术问题

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种倾转翼垂直起降无人机模态转换控制策略的确定方法，实现垂直起降模态与巡航模态之间平稳且快速的转换。

技术方案

一种倾转翼垂直起降无人机模态转换控制策略确定方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：根据倾转翼无人机在过渡模式的受力分析，得出倾转过程中力和力矩方程的表达式，建立倾转翼无人机的非线性仿真模型；

所述的倾转过程中沿机体轴的力和力矩方程的表达式如下：

其中：

F_x、F_y、F_z分别为沿机体轴的分力，M_x、M_y、M_z分别为绕机体轴的力矩，θ表示机体俯仰角，i表示螺旋桨的编号，T_i表示机翼或尾翼上各螺旋桨拉力；loc_propi为机翼或尾翼上各螺旋桨相对于机体质心的位置坐标；θ_F表示机翼倾转角度，θ_B表示尾翼倾转角度，所述倾转角度定义为与机体x轴的夹角；G表示机体重量，L表示升力且

D表示阻力且ρ为大气密度，V_a为空速，S_w为机翼面积，C_L为升力系数，C_D为阻力系数，M_x_aero、M_y_aero、M_z_aero分别为绕机体轴的气动力矩；

步骤2：根据机翼失速边界和螺旋桨最大可用推力限制，基于非线性仿真模型通过配平计算得到过渡走廊边界，具体过程如下：

根据公式(1)和(2)得到无人机在倾转过程中纵向力F_x、法向力F_z和俯仰力矩M_y的动态平衡需满足如下关系：

假设过渡过程中θ_F＝θ_B，机翼上各螺旋桨的拉力大小相等，尾翼上各螺旋桨的拉力大小相等，取机翼上各螺旋桨为最大拉力值T_max；则机翼螺旋桨力臂的取值如下：x_prop＝x_prop1，机尾各螺旋桨推力线在机体坐标系下的x坐标相同，机翼各螺旋桨俯仰力臂与尾翼各螺旋桨俯仰力臂之比为1:4，则机尾螺旋桨力臂的取值x_prop＝4x_prop1，解方程组(3)可分别求得过渡走廊的最大倾转边界与最小倾转边界的限制条件：

步骤3：修改倾转翼前向转换和反向转换的约束条件，基于非线性仿真模型通过配平计算确定不同状态点的螺旋桨拉力T_i、尾翼倾角θ_B和机体俯仰角θ的可行范围；具体如下：

前向转换的目标是机翼倾角尽快由垂直转为水平，尽快建立前飞速度，且在倾转过程中需要保证不掉高、并保持俯仰角相对稳定；纵向对称平面内的力和力矩约束条件及相应的配平约束条件为：

其中，u为沿机体纵轴速度分量、h为飞行高度；选取机翼倾角每10度为一个状态点，以机翼倾角和飞行速度作为已知量，通过配平计算确定机翼倾转过程中，每个状态点下可行的尾翼偏转范围、机体俯仰角变化范围和螺旋桨拉力变化范围；

反向转换时与前向转换相反，为尽快减小前飞速度，需要给定一组正向俯仰角指令，使机体始终处于抬头的状态；在机翼倾角转至50度之前，尾翼倾角基本维持水平，可以适当放开机体z轴速度分量w的约束，使其在法向上具有一定的抬头能力；同时，在反向转换过程中需要保持不掉高，并且约束机体轴速度分量u使飞机减速；纵向对称平面内的力和力矩约束条件及相应的配平约束条件为：

与前向转换类似，可通过配平计算确定机翼倾转过程中，每个状态点下可行的尾翼偏转范围、机体俯仰角变化范围和螺旋桨拉力变化范围；

步骤4：根据模态转换不同阶段的性能指标要求，确定倾转翼前向转换和反向转换的控制策略；具体如下：

前向转换可分为三个阶段：在机翼倾角90度至50度间可使飞机低头加速，此时机翼迎角较大，由俯仰力矩特性曲线所决定的俯仰力矩系数基本维持在一个负值附近，该阶段对应的飞行速度较小，所以气动产生的低头力矩很小；而机翼、尾翼的倾角较大，螺旋桨俯仰调节能力较强，则可选指令范围较大；在机翼倾角50度至20度间，机翼螺旋桨俯仰调节能力减弱，而气动低头特性明显，此时需要给定一个抬头指令以防止飞机快速低头；机翼倾角20度以下，机翼迎角减小，气动低头力矩减弱，可选指令范围较大；前向转换过程中，由于尾翼转轴距机体重心较远，具有较大的俯仰调节能力，可让尾翼先于机翼倾转；在机翼倾角30度以下尾翼基本转至水平，此时尾翼螺旋桨油门对机体的俯仰调节能力较弱，可强制尾翼螺旋桨转速为零；

与前向转换类似，反向转换也可分为三个阶段，在机翼倾角0度至10度间使飞机抬头减速，机翼迎角较小，可选的指令范围较大；10度至40度间给定一个抬头指令以减小低头特性；40度后使飞机继续保持抬头状态，飞行速度较小，气动特性不明显，可选的指令范围较大；反向转换过程中，为使机体尽快抬头，需要机翼先于尾翼倾转，并在机翼倾角小于50度时，令尾翼螺旋桨转速为零，此时依靠机翼螺旋桨和尾翼舵偏实现机体俯仰调节。

有益效果

本发明提出的一种倾转翼垂直起降无人机模态转换控制策略的确定方法，倾转翼垂直起降无人机可垂直起降、高效巡航，应用前景广阔，其模态转换的安全性和可靠性是该类无人机使用的必要条件，需要分别设计前向转换和反向转换控制策略保证过渡过程处于过渡走廊内。本发明根据倾转翼垂直起降无人机的布局和基本特性，通过对倾转翼垂直起降无人机建立纵向对称平面内的力和力矩平衡方程，确定模态转换阶段过渡走廊，减少对非线性模型线性化处理这一环节，简化了计算复杂度；过渡走廊仅定义了机翼倾转角度和飞行速度的关系，没有体现俯仰角的影响，依据配平结果确定机翼不同倾角下可行的俯仰角配平值选取范围，物理意义清晰；利用本发明给出的模态转换控制策略的确定方法，依据全机俯仰力矩特性曲线，可以通过修正配平准则实现对转换轨迹的影响，综合螺旋桨拉力限幅、期望的俯仰角变化范围，可对转换轨迹进行有效修正，具有很好的工程使用价值。

附图说明

图1倾转翼无人机过渡模式受力分布图。

图2模态转换过渡走廊示意图。

图3前向和反向转换机体俯仰角变化范围曲线：(a)为前向转换机体俯仰角变化范围曲线，(b)为反向转换机体俯仰角变化范围曲线。

图4前向和反向转换仿真结果图：左上图为俯仰角与机翼倾角的关系、右上图为机翼螺旋桨配平油门与机翼倾角的关系、左下图为飞行速度与机翼倾角的关系、右下图为尾翼螺旋桨配平油门与机翼倾角的关系。

图5改进后的前向和反向转换仿真结果图：左上图为俯仰角与机翼倾角的关系、右上图为机翼螺旋桨配平油门与机翼倾角的关系、左下图为飞行速度与机翼倾角的关系、右下图为尾翼螺旋桨配平油门与机翼倾角的关系。

图6本发明流程图。

具体实施方式

现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：

步骤一：如图1所示，根据倾转翼无人机在过渡模态的受力分析，得出倾转过程中力和力矩方程的表达式，建立倾转翼无人机非线性仿真模型。

垂直起降模态下依靠机翼及尾翼上螺旋桨拉力和倾角改变飞机运动状态；固定翼模态下依靠尾翼倾角和副翼改变飞机运动状态；过渡模态下依靠副翼、机翼及尾翼螺旋桨拉力和倾角改变飞机运动状态。

倾转翼无人机在倾转过程中沿机体轴的力和力矩方程的表达式如下：

其中：

F_x、F_y、F_z分别为沿机体轴的分力，M_x、M_y、M_z分别为绕机体轴的力矩，θ表示机体俯仰角，i表示螺旋桨的编号，T_i表示机翼或尾翼上各螺旋桨拉力；loc_propi为机翼或尾翼上各螺旋桨相对于机体质心的位置坐标；θ_F表示机翼倾转角度，θ_B表示尾翼倾转角度，所述倾转角度定义为与机体x轴的夹角；G表示机体重量，L表示升力且

D表示阻力且

ρ为大气密度，V_a为空速，S_w为机翼面积，C_L为升力系数，C_D为阻力系数，M_x_aero、M_y_aero、M_z_aero分别为绕机体轴的气动力矩。

步骤二：包含三个模态的过渡走廊如图2所示。过渡走廊是纵向对称平面内由两条边界曲线定义的一个可用飞行包线，边界曲线根据法向力、切向力和俯仰力矩平衡条件确定，其中，下边界主要由法向力平衡条件计算，上边界主要由切向力平衡条件计算，过渡过程俯仰角基本上保持在水平附近。

对于公式(1)和(2)，假设过渡过程中|θ|≤10度，则与sinθ对应的相关项较小，阻力与法向力相比较小，均可忽略不计。机翼上各螺旋桨的拉力大小相等，尾翼上各螺旋桨的拉力大小相等。机翼各螺旋桨俯仰力臂与尾翼各螺旋桨俯仰力臂之比为1:4，由于机翼各螺旋桨俯仰力臂相同，则机翼螺旋桨力臂的取值为x_propi＝x_prop1，尾翼螺旋桨力臂的取值为x_propi＝4x_prop1。简化后的倾转翼无人机在倾转过程中纵向力、法向力和俯仰力矩平衡需满足如下关系：

假设过渡过程中θ_F＝θ_B，机翼上各螺旋桨的拉力大小相等，尾翼上各螺旋桨的拉力大小相等，取机翼上各螺旋桨为最大拉力值T_max。解方程组(3)可分别求得过渡走廊的最大倾转边界与最小倾转边界的限制条件：

从上式可以看出，机翼倾角的上边界取决于切向力，下边界则取决于法向力平衡条件，而且，影响转换过渡走廊的因素还包括无人机俯仰力矩特性、俯仰角、螺旋桨拉力、转换策略、转换原则(是否允许掉高等)因素，修改影响因素的取值可以调整过渡走廊边界。

设计的过渡走廊应具备以下两个特征：机翼倾角越大，相应的飞行速度越小，符合气动承载与动力承载的转换关系；具有一定的宽度，保证转换过程有一定的抗扰动能力。

步骤三：前向转换过程中，为使飞机尽快建立前飞速度，且在倾转过程中需要保证不掉高、并保持俯仰角相对稳定。纵向对称平面内的力和力矩约束条件及相应的配平约束条件为：

选取机翼倾角每10度为一个状态点，以机翼倾角和飞行速度作为已知量，通过配平计算确定机翼倾转过程中，每个状态点下可行的机体俯仰角变化范围对应图3(a)中的两条虚线所示的边界之间。由于机翼倾角50度至20度间低头特性明显且可选范围较小，可以放开俯仰力矩平衡约束条件使飞机抬头，即令M_y>0，此时机翼螺旋桨油门会有一定程度的增加以保证足够的抬头力矩。在放宽配平约束后机体俯仰角变化范围对应图3(a)中的实线段，其在转换各阶段均具备较大的可选区域。

反向转换时与前向转换相反，为尽快减小前飞速度，需要给定一组正向俯仰角指令，使机体始终处于抬头的状态。在机翼倾角转至50度之前，尾翼倾角基本维持水平，可以适当放开机体Z轴速度分量w的约束，使其在法向上具有一定的抬头能力。同时，在反向转换过程中需要保持不掉高，并且约束机体X轴速度分量u使飞机减速。纵向对称平面内的力和力矩约束条件及相应的配平约束条件为：

与前向转换类似，可通过配平计算确定机翼倾转过程中，每个机翼倾角下可行的尾翼偏转范围、机体俯仰角变化范围和螺旋桨拉力变化范围。

选取机翼倾角每10度为一个状态点，以机翼倾角和飞行速度作为已知量，通过配平计算确定机翼倾转过程中，每个状态点下可行的机体俯仰角变化范围对应图3(b)中的两条虚线所示的边界之间。与前向转换的对应阶段相似，由于机翼倾角20度至40度间低头特性明显且可选范围较小，可通过放开配平俯仰角速率约束使飞机抬头，即

主要依靠增大机翼螺旋桨油门来提供抬头力矩。改进后的机体俯仰角变化范围对应图3(b)中的实线段，其在转换过程的各阶段均具备较大的可选区域。

步骤四：给定机翼倾角指令从90度以-10度/秒的速度转至0度，根据配平结果，分别建立尾翼倾角指令、机体俯仰角指令、前飞速度指令、机翼螺旋桨油门和尾翼螺旋桨油门配平值的插值表，作为***的期望输入指令。前向转换的仿真结果如图4(a)所示，其中虚线段表示期望输入指令。图中反映了机翼倾角在40度至20度间俯仰角和速度响应跟踪效果不好，呈现出先低头加速，后抬头减速的现象，对应的机翼螺旋桨油门在该段具有先增后减的响应特性，尾翼螺旋桨油门基本跟踪上期望输入指令，在机翼倾角40度以下尾翼螺旋桨油门为零。

针对前向转换过渡过程中的俯仰角和速度波动，需要根据无人机的特性调整控制指令，减小转动过程中的姿态、速度波动。可在机翼倾角40度和50度给定一个较大的正向俯仰角指令，先让飞机抬头，减缓40度后飞机的快速低头特性，使得实际俯仰角响应与期望俯仰角指令的差值保持在一个较小的范围内。改进后的前向转换过渡过程如图5(a)所示，其中虚线段表示期望输入指令。

反向转换的仿真结果如图4(b)所示，其中虚线段表示期望输入指令。图中反映了机翼倾角处于20度至50度之间，俯仰角跟踪偏差大，响应效果不好。与前向转换过程类似，可在机翼倾角20度和30度给定一个较大的正向俯仰角指令，增大俯仰角响应，改进后的反向转换过渡过程如图5(b)所示，其中虚线段表示期望输入指令。

基于无人机俯仰力矩特性曲线，根据仿真结果对俯仰角指令修正后，转换过程的俯仰角响应变化平稳，可进一步提高控制策略的鲁棒性和工程实用性。

Claims (1)

1.一种倾转翼垂直起降无人机模态转换控制策略确定方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：根据倾转翼无人机在过渡模式的受力分析，得出倾转过程中力和力矩方程的表达式，建立倾转翼无人机的非线性仿真模型；

所述的倾转过程中沿机体轴的力和力矩方程的表达式如下：

其中：

F_x、F_y、F_z分别为沿机体轴的分力，M_x、M_y、M_z分别为绕机体轴的力矩，θ表示机体俯仰角，i表示螺旋桨的编号，T_i表示机翼或尾翼上各螺旋桨拉力；loc_propi为机翼或尾翼上各螺旋桨相对于机体质心的位置坐标；θ_F表示机翼倾转角度，θ_B表示尾翼倾转角度，所述倾转角度定义为与机体x轴的夹角；G表示机体重量，L表示升力且

D表示阻力且

ρ为大气密度，V_a为空速，S_w为机翼面积，C_L为升力系数，C_D为阻力系数，M_x_aero、M_y_aero、M_z_aero分别为绕机体轴的气动力矩；

步骤2：根据机翼失速边界和螺旋桨最大可用推力限制，基于非线性仿真模型通过配平计算得到过渡走廊边界，具体过程如下：

根据公式(1)和(2)得到无人机在倾转过程中纵向力F_x、法向力F_z和俯仰力矩M_y的动态平衡需满足如下关系：

假设过渡过程中θ_F＝θ_B，机翼上各螺旋桨的拉力大小相等，尾翼上各螺旋桨的拉力大小相等，取机翼上各螺旋桨为最大拉力值T_max；则机翼螺旋桨力臂的取值如下：x_prop＝x_prop1，机尾各螺旋桨推力线在机体坐标系下的x坐标相同，机翼各螺旋桨俯仰力臂与尾翼各螺旋桨俯仰力臂之比为1:4，则机尾螺旋桨力臂的取值x_prop＝4x_prop1，解方程组(3)可分别求得过渡走廊的最大倾转边界与最小倾转边界的限制条件：

步骤3：修改倾转翼前向转换和反向转换的约束条件，基于非线性仿真模型通过配平计算确定不同状态点的螺旋桨拉力T_i、尾翼倾角θ_B和机体俯仰角θ的可行范围；具体如下：

前向转换的目标是机翼倾角尽快由垂直转为水平，尽快建立前飞速度，且在倾转过程中需要保证不掉高、并保持俯仰角相对稳定；纵向对称平面内的力和力矩约束条件及相应的配平约束条件为：

其中，u为沿机体纵轴速度分量、h为飞行高度；选取机翼倾角每10度为一个状态点，以机翼倾角和飞行速度作为已知量，通过配平计算确定机翼倾转过程中，每个状态点下可行的尾翼偏转范围、机体俯仰角变化范围和螺旋桨拉力变化范围；

反向转换时与前向转换相反，为尽快减小前飞速度，需要给定一组正向俯仰角指令，使机体始终处于抬头的状态；在机翼倾角转至50度之前，尾翼倾角基本维持水平，适当放开机体z轴速度分量w的约束，使其在法向上具有一定的抬头能力；同时，在反向转换过程中需要保持不掉高，并且约束沿机体纵轴速度分量u使飞机减速；纵向对称平面内的力和力矩约束条件及相应的配平约束条件为：

与前向转换类似，可通过配平计算确定机翼倾转过程中，每个状态点下可行的尾翼偏转范围、机体俯仰角变化范围和螺旋桨拉力变化范围；

步骤4：根据模态转换不同阶段的性能指标要求，确定倾转翼前向转换和反向转换的控制策略；具体如下：

前向转换可分为三个阶段：在机翼倾角90度至50度间可使飞机低头加速，此时机翼迎角较大，由俯仰力矩特性曲线所决定的俯仰力矩系数基本维持在一个负值附近，该阶段对应的飞行速度较小，所以气动产生的低头力矩很小；而机翼、尾翼的倾角较大，螺旋桨俯仰调节能力较强，则可选指令范围较大；在机翼倾角50度至20度间，机翼螺旋桨俯仰调节能力减弱，而气动低头特性明显，此时需要给定一个抬头指令以防止飞机快速低头；机翼倾角20度以下，机翼迎角减小，气动低头力矩减弱，可选指令范围较大；前向转换过程中，由于尾翼转轴距机体重心较远，具有较大的俯仰调节能力，可让尾翼先于机翼倾转；在机翼倾角30度以下尾翼基本转至水平，此时尾翼螺旋桨油门对机体的俯仰调节能力较弱，可强制尾翼螺旋桨转速为零；

与前向转换类似，反向转换也可分为三个阶段，在机翼倾角0度至10度间使飞机抬头减速，机翼迎角较小，可选的指令范围较大；10度至40度间给定一个抬头指令以减小低头特性；40度后使飞机继续保持抬头状态，飞行速度较小，气动特性不明显，可选的指令范围较大；反向转换过程中，为使机体尽快抬头，需要机翼先于尾翼倾转，并在机翼倾角小于50度时，令尾翼螺旋桨转速为零，此时依靠机翼螺旋桨和尾翼舵偏实现机体俯仰调节。

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