CN106005469B - 三倾转螺旋桨垂直起降无人机模态转换过渡走廊确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种三倾转螺旋桨垂直起降无人机模态转换阶段过渡走廊的确定方法，包括建立三倾转螺旋桨无人机动力学模型，根据无人机纵向对称平面内的受力平衡和力矩平衡条件计算倾转角度的上限和下限，从而确定实现安全转换的过渡走廊范围。本发明方法计算简单、有效，且所确定的过渡走廊边界体现了参数变化对过渡走廊的影响，根据系统参数的变化范围调整过渡走廊边界，使得边界范围更具鲁棒性和更好的工程使用价值。

Description

三倾转螺旋桨垂直起降无人机模态转换过渡走廊确定方法

技术领域

本发明属于无人机控制领域，具体涉及一种三倾转螺旋桨垂直起降无人机模态转换阶段过渡走廊的确定方法。

背景技术

倾转旋翼飞行器同时具备垂直起降和快速巡航能力，综合了旋翼机和固定翼无人机的优点。类似“鱼鹰”的倾转旋翼飞行器通常在机翼两端安装两个发动机短舱，模态转换过程中发动机短舱带动旋翼在水平向前和竖直向上之间倾转，通过旋翼总距、旋翼横向周期变距和旋翼纵向周期变距控制飞机运动，而三倾转螺旋桨垂直起降无人机在模态转换阶段依靠三个螺旋桨的倾转及螺旋桨的差动实现飞行模态的转换。

倾转旋翼飞行器在垂直起降模态和高速巡航模态间转换时，受到机翼失速限制和旋翼可用功率限制，存在由发动机短舱倾转角度和飞行速度确定的过渡走廊，只有在过渡走廊内进行模态转换才能实现平稳过渡。目前倾转旋翼无人机过渡走廊的确定采用俯仰角配平方法，首先建立倾转旋翼无人机的非线性动力学模型，并对模型进行线性化处理，然后分析线性系统的稳定导数和控制导数、特征根、频域响应和时域响应，取出配平俯仰角范围内的速度上限和下限，确定过渡走廊，确定过程繁琐。

三倾转螺旋桨垂直起降无人机与常规倾转旋翼飞行器不同之处在于：无人机安装有三组可以倾转的螺旋桨，机翼两侧靠近机身各一个，机身尾部一个，前端两个螺旋桨可以前后倾转，尾部螺旋桨可以左右倾转。垂直起降模态，三个螺旋桨竖直向上提供升力；高速巡航模态，前端螺旋桨倾转至水平方向，提供前飞拉力；过渡模态，在竖直方向螺旋桨拉力法向分量和机翼升力共同承担重力，在水平方向螺旋桨拉力水平分量克服空气阻力提供前飞动力。过渡过程中速度一定(即机翼升力一定)时，如果前螺旋桨倾转角度过小，螺旋桨拉力法向分量过小，造成飞行高度下降；如果前螺旋桨倾转角度过大，螺旋桨拉力水平分量过小，造成前飞速度降低。因此，模态转换阶段飞行速度与前螺旋桨倾转角度之间存在一定可用范围——过渡走廊，螺旋桨在过渡走廊内倾转才能完成垂直起降模态与高速巡航模态的安全切换。

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，本发明提出一种三倾转螺旋桨垂直起降无人机模态转换阶段过渡走廊的确定方法。

技术方案

一种三倾转螺旋桨垂直起降无人机模态转换阶段过渡走廊的确定方法，其特征在于步骤如下：

步骤一：建立三倾转螺旋桨垂直起降无人机非线性运动学仿真模型，包括垂直起降模态、高速巡航模态及过渡模态；

步骤二：根据机体法向受力和俯仰力矩平衡条件，确定前螺旋桨最小倾转角度边界，具体为：

法向受力和俯仰力矩平衡条件的计算公式为：

不失一般性，假定尾部螺旋桨与前部螺旋桨距离重心的长度在机体纵轴投影之比为2:1，其中，T₁表示前左螺旋桨拉力，T₂表示前右螺旋桨拉力，T₃表示尾部螺旋桨拉力，θ_L表示前左螺旋桨倾转角度，θ_R表示前右螺旋桨倾转角度，θ_B表示尾部螺旋桨倾转角度，所述的前左或前右螺旋桨倾转角度为螺旋桨与机体纵轴夹角，所述的尾部螺旋桨倾转角度为螺旋桨与机体纵向对称平面夹角，G表示无人机重量，表示升力，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。

假定无人机两个前螺旋桨电机转速相等，倾转角度一致，即T₁＝T₂，θ_L＝θ_R，尾部螺旋桨倾转角度小于15度，则cosθ_B＞0.966≈1，从而得到前右螺旋桨倾转角度表达式为：

从上式可以看出，前右螺旋桨拉力越大，对应的倾转角度越小，则前右螺旋桨拉力达到最大值时对应最小倾转角度，假定单个螺旋桨最大拉力为F₀，得到最小倾转角度边界表达式：

步骤三：根据机体切向受力平衡条件，确定前螺旋桨最大倾转角度边界，具体为：

切向受力平衡条件的计算公式如下：

T₁cosθ_L+T₂cosθ_R＝D (4)

其中，为阻力，C_D为阻力系数。

假定无人机两个前螺旋桨电机转速相等，倾转角度一致，即T₁＝T₂，θ_L＝θ_R，从而得到前右螺旋桨倾转角度的另一表达式为：

从上式可以看出，阻力一定的情况下，前右螺旋桨拉力越大对应的倾转角度越大，假定单个螺旋桨最大拉力为F₀，则得到最大倾转角度边界表达式：

步骤四：以步骤二得到的结果为下限，以步骤三得到的结果为上限，最终确定三倾转螺旋桨垂直起降无人机模态转换阶段过渡走廊的范围。

根据各参数对过渡走廊边界的影响对过渡走廊边界进行修正。由倾转角度边界表达式(3)和(6)，可知过渡走廊与升力L、阻力D和单个螺旋桨最大拉力F₀有关，一定飞行速度条件下，升力L正比于升力系数C_L，阻力D正比于阻力系数C_D，则C_L增大、C_D减小、F₀增大时，过渡走廊范围增大，反之，过渡走廊范围减小。为保证安全，可以根据被控对象参数的标称值和参数变化范围，调整C_L、C_D和F₀，计算安全工作的模态转换过渡走廊。

有益效果

垂直起降无人机模态转换的安全性是该类无人机使用的必要条件，首先需要确定模态转换的安全范围，本发明根据三倾转螺旋桨垂直起降无人机的布局和基本特性，通过对三倾转螺旋桨垂直起降无人机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，减少了对非线性模型线性化处理这一环节，简化了计算复杂度；通过纵向对称平面法向力平衡和俯仰力矩平衡计算得到最小倾转角度边界，通过切向力平衡计算得到最大倾转角度边界，物理意义清晰，计算方式简单、有效；利用本发明给出的过渡走廊确定方法，可以得到参数变化对过渡走廊影响的定性分析结果，考虑到理论计算和工程实际之间存在一定的差异，从而可以进一步开展参数不确定性对过渡走廊影响的定量分析，针对模型参数的不确定程度修正模态转换过渡走廊，具有更好的工程使用价值。

附图说明

图1本发明方法基本流程图。

图2三倾转螺旋桨垂直起降无人机结构示意图。

图3模态转换过程飞机纵向受力分析。

图4模态转换过程机翼升力和螺旋桨拉力需求随空速变化曲线。

图5升力系数、阻力系数和螺旋桨最大拉力固定时过渡走廊。

图6单个螺旋桨最大拉力不变时改变升力系数和阻力系数对过渡走廊的影响。

图7升力系数和阻力系数固定时改变单个螺旋桨最大拉力对过渡走廊的影响。

具体实施方式

现结合附图对本发明作进一步说明：

步骤一：如图2所示，建立三倾转螺旋桨垂直起降无人机非线性运动学模型，包括垂直起降模态、高速巡航模态和过渡模态。

垂直起降模态下依靠螺旋桨拉力和螺旋桨倾转角度改变飞机运动状态；高速巡航模态下依靠常规舵面改变飞机运动状态；过渡模态下依据飞行速度分配两种端点状态的权限系数。

步骤二：过渡走廊边界计算采取针对不同速度点依次计算对应螺旋桨倾转角度最大最小边界的方式。首先确定过渡走廊下边界，即前螺旋桨最小倾转角度。纵向平面内受力分布如图3所示，升力和螺旋桨拉力法向分量共同克服飞机重力。如图4所示，升力随空速增大时，克服重力所需螺旋桨拉力分量减小，图中T表示三个螺旋桨拉力法向分量之和。

模态转换过程中，俯仰角基本保持水平，法向受力和俯仰力矩平衡时满足公式(1)，为简化问题，假定尾部螺旋桨与前螺旋桨距离重心的距离在机体纵轴的投影之比为2:1，无人机两个前螺旋桨电机转速相等，倾转角度一致，即T₁＝T₂，θ_L＝θ_R，尾部螺旋桨倾转角度小于15度从而可以得到前部螺旋桨倾转角度计算表达式(2)。从公式(2)可以看出，前部螺旋桨拉力越大，对应的最小倾转角度越小，则前螺旋桨拉力达到最大值时对应最小倾转角度，假定单个螺旋桨最大拉力为F₀，则得到最小倾转角度边界表达式(3)。

步骤三：确定过渡走廊上边界，即前螺旋桨最大倾转角度。倾转螺旋桨无人机沿机体纵轴受力平衡时，前飞速度才能维持平衡。如果此时螺旋桨倾转角度过大，螺旋桨拉力水平分量无法克服空气阻力，将造成前飞速度减小，无法尽快完成模态转换。因此，可根据切向受力平衡条件确定过渡走廊最大边界。

与步骤二类似，俯仰角较小时切向受力平衡时应满足公式(4)，假定无人机两个前螺旋桨电机转速相等，倾转角度一致，即T₁＝T₂，θ_L＝θ_R，从而可以得到倾转角度计算表达式(5)。由公式(5)可以看出，阻力一定的情况下，前螺旋桨拉力越大对应的倾转角度越大，假定单个螺旋桨最大拉力为F₀，则得到最大倾转角度边界表达式(6)。

由于升力L和阻力D都与空速相关，因此可由公式(3)和(6)确定最小和最大倾转角度与空速间的关系。

步骤四：根据步骤二得到的结果为下限、步骤三得到的结果为上限，即可确定三倾转螺旋桨垂直起降无人机模态转换阶段过渡走廊倾转角度的范围为：

最后，根据各参数对过渡走廊边界的影响对过渡走廊边界进行修正。由倾转角度边界表达式(2)、(5)及升力和阻力的计算公式，可知过渡走廊的边界与升力系数C_L、阻力系数C_D和单个螺旋桨最大拉力F₀有关。因此，为考虑安全，可以根据被控对象的具体情况，并根据公式使用的经验，通过调整C_L、C_D和F₀对过渡走廊边界进行修正，即令C_L＝δ₁×C_{L_n}，C_D＝δ₂×C_{D_n}，F₀＝δ₃×F_{0_n}，其中，C_{L_n}、C_{D_n}和F_{0_n}分别为升力系数、阻力系数和单个螺旋桨最大拉力的标称值，δ₁、δ₂和δ₃为调整系数，其取值范围均为[0.8,1.2]，比如升力系数取标称值的0.8倍、阻力系数取标称值的1.2倍、单个螺旋桨最大拉力取标称值的0.8倍是一种比较恶劣的情况，以此时的计算结果作为最终的过渡走廊计算边界。

升力系数C_L取1、阻力系数C_D取0.6、单个螺旋桨最大拉力F₀取20N时，得到过渡走廊范围如图5所示。

根据参数变化，还可定性分析对过渡走廊范围产生的影响。C_L增大，相同速度下平衡重力所需的螺旋桨拉力法向分量减小，螺旋桨倾转较小角度即可满足法向力平衡条件，意味着过渡走廊范围变大；C_L减小则与之相反。C_D增大，相同速度下克服阻力所需螺旋桨拉力前向水平分量增大，螺旋桨倾转角度减小才能满足切向力平衡条件，意味着过渡走廊范围变小；C_D减小则与之相反。固定单个螺旋桨拉力，改变C_L和C_D，过渡走廊边界变化如图6所示。F₀越大，法向平衡重力所需的倾转角度越小，前向平衡阻力所需的倾转角度越大，意味着过渡走廊范围越大；F₀减小则与之相反。固定阻力系数和升力系数，改变F₀，过渡走廊边界变化如图7所示。

由于理论计算和工程实际之间存在一定的差异，因此，根据参数变化的范围对过渡走廊边界进行修正，可进一步提高边界计算结果的鲁棒性和工程实用性。

Claims (1)

1.一种三倾转螺旋桨垂直起降无人机模态转换阶段过渡走廊的确定方法，其特征在于步骤如下：

步骤一：建立三倾转螺旋桨垂直起降无人机非线性运动学仿真模型，包括垂直起降模态、高速巡航模态及过渡模态；

步骤二：根据机体法向受力和俯仰力矩平衡条件，确定前螺旋桨最小倾转角度边界，具体为：

法向受力和俯仰力矩平衡条件的计算公式为：

不失一般性，假定尾部螺旋桨与前部螺旋桨距离重心的长度在机体纵轴投影之比为2:1，其中，T₁表示前左螺旋桨拉力，T₂表示前右螺旋桨拉力，T₃表示尾部螺旋桨拉力，θ_L表示前左螺旋桨倾转角度，θ_R表示前右螺旋桨倾转角度，θ_B表示尾部螺旋桨倾转角度，所述的前左或前右螺旋桨倾转角度为螺旋桨与机体纵轴夹角，所述的尾部螺旋桨倾转角度为螺旋桨与机体纵向对称平面夹角，G表示无人机重量，表示升力，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；

假定无人机两个前螺旋桨电机转速相等，倾转角度一致，即T₁＝T₂，θ_L＝θ_R，尾部螺旋桨倾转角度小于15度，则cosθ_B＞0.966≈1，从而得到前右螺旋桨倾转角度表达式为：

从上式可以看出，前右螺旋桨拉力越大，对应的倾转角度越小，则前右螺旋桨拉力达到最大值时对应最小倾转角度，假定单个螺旋桨最大拉力为F₀，得到最小倾转角度边界表达式：

步骤三：根据机体切向受力平衡条件，确定前螺旋桨最大倾转角度边界，具体为：切向受力平衡条件的计算公式如下：

T₁cosθ_L+T₂cosθ_R＝D (4)

其中，为阻力，C_D为阻力系数；

假定无人机两个前螺旋桨电机转速相等，倾转角度一致，即T₁＝T₂，θ_L＝θ_R，从而得到前右螺旋桨倾转角度的另一表达式为：

从上式可以看出，阻力一定的情况下，前右螺旋桨拉力越大对应的倾转角度越大，假定单个螺旋桨最大拉力为F₀，则得到最大倾转角度边界表达式：

步骤四：以步骤二得到的结果为下限，以步骤三得到的结果为上限，最终确定三倾转螺旋桨垂直起降无人机模态转换阶段过渡走廊的范围，并根据各参数对过渡走廊边界的影响对过渡走廊边界进行修正，具体为：根据倾转角度边界表达式(3)和(6)，可知过渡走廊与升力L、阻力D和单个螺旋桨最大拉力F₀有关，一定飞行速度条件下，升力L正比于升力系数C_L，阻力D正比于阻力系数C_D，则C_L增大、C_D减小、F₀增大时，过渡走廊范围增大，反之，过渡走廊范围减小，为保证安全，根据被控对象参数的标称值和参数变化范围，调整C_L、C_D和F₀，计算安全工作的模态转换过渡走廊。