CN109878703B - 旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法 - Google Patents

旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法 Download PDF

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Abstract

本发明提出一种旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法，通过计算在旋转机翼飞机转换飞行阶段中，若干前飞速度下的直升机操纵系统有因次操纵导数以及固定翼操纵系统有因次操纵导数，得到一条随前飞速度变化的总操纵导数线性变化规律曲线，进而得到对应前飞速度下的直升机模式操纵导数应具有的值，无因次化后拟合得到直升机操纵输入的权重系数随前飞速度的变化曲线，在对应的前飞速度下，固定翼模式的操纵输入直接传递给固定翼模式的执行机构，直升机操纵输入与相应权重系数组合后传递给直升机模式的执行机构。本发明能够解决旋转机翼飞机转换飞行阶段中两套操纵系统的冗余控制问题，这样在设计飞行控制系统的时候就跟处理常规的飞机一样，只需给出三轴的操纵指令即可。

Description

旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法
技术领域
本发明涉及一种旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法，适用于旋转机翼飞机在飞行过程中涉及到多种飞行模式切换和控制。
背景技术
旋转机翼飞机是一种兼具直升机的垂直起降性能和固定翼飞机的高速巡航性能的新型有人/无人飞机。专利号为ZL201110213680.1，名称为《一种飞行模式可变的旋转机翼飞机》的中国专利就是一种典型机型。该飞机可以实现直升机飞行模式、固定翼飞行模式以及转换飞行模式。旋转机翼飞机具有鸭翼、旋转机翼和平尾等三翼面的气动布局。其中，主机翼即旋转机翼在直升机飞行模式下，可以作为旋翼，通过旋转为飞机提供垂直起降与悬停过程需要的拉力；当飞机具有一定飞行速度后，实现直升机飞行模式到固定翼飞行模式的转换，转换过程通过鸭翼和平尾提供飞机所需升力，将旋转机翼卸载，进而锁定为固定翼，实现固定翼高速、高效率的飞行。
该飞机结合了直升机与固定翼飞行器优点的同时，也引入了较复杂的直升机模式和固定翼模式之间相互转换的转换飞行模式。
所谓转换飞行模式，从飞机的操纵控制上来看是直升机操纵系统与固定翼操纵系统之间操纵权限的交接。
旋转机翼飞机在直升机飞行模式时，操控指令作用在直升机操纵系统上，通常包括：纵向周期变距、横向周期变距、尾桨桨距等；固定翼飞行模式时，操控指令作用在固定翼舵面上，通常包括：升降舵、副翼、方向舵等。即在直升机飞行模式或者固定翼飞行模式下，均可以通过各自确定的执行机构来进行操控，这样在这两种飞行模式下，能够通过对不同执行机构的设计使飞行员的同一操控指令产生相同的控制效果。但在转换飞行模式下，飞行员的操控指令会同时作用在直升机操纵系统和固定翼舵面上，此时如果不进行相应的控制分配设计，就会导致同一操控指令的控制效果不同，这显然是无法接受的。所以为了保证不同飞行模式的平稳过渡，避免出现多控制面控制冲突、总的操纵能力过强等问题，转换飞行阶段需要设计合理的控制分配方法。
发明内容
本发明的目的是解决旋转机翼飞机转换飞行阶段中，两套操纵系统共同作用下总的操纵能力过强、多控制面控制冲突问题，以实现两套操纵系统操纵权限平滑交接。为此，本发明提出一种旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法。
本发明的技术方案为：
所述一种旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1：计算在旋转机翼飞机转换飞行阶段中，若干前飞速度下的直升机操纵系统有因次操纵导数以及固定翼操纵系统有因次操纵导数；其中前飞速度范围为0～Vc，Vc为从直升机飞行模式向固定翼飞行模式转换完成时的前飞速度；
步骤2：以前飞速度为0时计算得到的直升机操纵系统有因次操纵导数为起点，以前飞速度为Vc时计算得到的固定翼操纵系统有因次操纵导数为终点，得到一条随前飞速度变化的总操纵导数线性变化规律曲线，并依据该曲线计算步骤1中前飞速度下的总操纵导数；
步骤3：采用步骤2得到的若干前飞速度下的总操纵导数减去步骤1得到的对应前飞速度下的固定翼操纵系统有因次操纵导数，得到对应前飞速度下的直升机模式操纵导数应具有的值；
步骤4：利用步骤1得到的直升机操纵系统有因次操纵导数对步骤3得到的对应前飞速度下直升机模式操纵导数应具有的值进行无因次化，并拟合得到直升机操纵输入的权重系数随前飞速度的变化曲线Y＝f(V)，Y为转换飞行阶段中直升机操纵输入的权重系数，V为转换飞行阶段的前飞速度；
步骤5：在对应的前飞速度下，固定翼模式的操纵输入直接传递给固定翼模式的执行机构，直升机操纵输入与相应权重系数组合后传递给直升机模式的执行机构。
进一步的优选方案，所述一种旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法，其特征在于：步骤1中利用小扰动线性化方法进行有因次操纵导数计算：选取若干不同前飞速度状态点分别进行小扰动线性化，获得不同状态点下直升机操纵系统的有因次操纵导数和固定翼操纵系统的有因次操纵导数。
进一步的优选方案，所述一种旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法，其特征在于：所述直升机操纵系统的有因次操纵导数包括
Figure BDA0001993730570000031
其中
Figure BDA0001993730570000032
为直升机模式时的俯仰操纵导数，操纵输入为纵向周期变距δlon，
Figure BDA0001993730570000033
为直升机模式时的滚转操纵导数，操纵输入横向周期变距δlat，
Figure BDA0001993730570000034
为直升机模式时的偏航操纵导数，操纵输入为尾桨桨距δped；所述固定翼操纵系统的有因次操纵导数包括
Figure BDA0001993730570000035
其中
Figure BDA0001993730570000038
为固定翼模式时的俯仰操纵导数，操纵输入为升降舵偏角δe，
Figure BDA0001993730570000036
为固定翼模式时的滚转操纵导数，操纵输入为副翼偏角δa，
Figure BDA0001993730570000037
为固定翼模式时的偏航操纵导数，操纵输入为方向舵偏角δr。
进一步的优选方案，所述一种旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法，其特征在于：对于俯仰、滚转和偏航三个方向，分别通过步骤2～步骤4计算各自方向的直升机操纵输入的权重系数随前飞速度的变化曲线。
有益效果
通过本发明提出的控制分配方法，能够解决旋转机翼飞机转换飞行阶段中两套操纵系统的冗余控制问题，这样在设计飞行控制系统的时候就跟处理常规的飞机一样，只需给出三轴的操纵指令即可，如图4所示。不需要再去考虑是应该操纵直升机操纵系统还是固定翼舵面。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1是转换过程力矩对操纵系统的操纵导数示意图。
图中：1力矩对固定翼舵面的操纵导数、2力矩对直升机操纵系统的操纵导数、3总的操纵导数。
图2是转换过程总操纵导数线性变化规律示意图。
图中：1力矩对固定翼舵面的操纵导数、2力矩对直升机操纵系统的操纵导数、3总的操纵导数、4所设计的转换飞行时总操纵导数的变化规律。
图3是三轴冗余操纵的操纵模型示意图。
图4是飞行控制系统的操纵输出示意图。
图5是转换过程俯仰力矩对纵向操纵系统的操纵导数示意图。
图6是为转换过程滚转力矩对横向操纵系统的操纵导数示意图。
图7是为转换过程偏航力矩对航向操纵系统的操纵导数示意图。
图8是转换过程俯仰力矩对纵向周期变距操纵导数的权重系数示意图。
图9是转换过程滚转力矩对横向周期变距操纵导数的权重系数示意图。
图10是转换过程偏航力矩对尾桨桨距操纵导数的权重系数示意图。
图11是旋转机翼飞机多模式转换的控制分配模型图。
图12为基于所建操纵模型，实现旋转机翼飞机转换飞行时三轴力矩操纵的原理。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
本实施例中提出的一种旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法，包括以下步骤：
步骤1：计算在旋转机翼飞机转换飞行阶段中，若干前飞速度下的直升机操纵系统有因次操纵导数以及固定翼操纵系统有因次操纵导数；其中前飞速度范围为0～Vc，Vc为从直升机飞行模式向固定翼飞行模式转换完成时的前飞速度。
通过有因次操纵导数来表征两套操纵系统全权限工作时的操纵能力。
转换过程俯仰操纵输入有升降舵δe和纵向周期变距δlon，滚转操纵输入有副翼δa和横向周期变距δlat，偏航操纵输入有方向舵δr和尾桨桨距δped。飞机飞行时的实际操纵能力是通过有因次操纵导数来体现的，转换起始前直升机模式由δlon、δlat、δped来操纵，转换结束时固定翼模式由δe、δa、δr进行操纵，转换过程中两套操纵系统同时参与时，会出现操纵能力过强的现象，需要设计操纵方案，使两套操纵系统共同作用时总的有因次操纵导数按照一定的规律从直升机模式时的俯仰操纵导数
Figure BDA0001993730570000041
滚转操纵导数
Figure BDA0001993730570000042
偏航操纵导数
Figure BDA0001993730570000043
转换到固定翼模式时的俯仰操纵导数
Figure BDA0001993730570000044
滚转操纵导数
Figure BDA0001993730570000051
偏航操纵导数
Figure BDA0001993730570000052
求取有因次操纵导数的小扰动线性化方法可以参考文献【航空飞行器飞行动力学-方振平-北京航空航天大学出版社(p186-p193)】。通过对转换过程选取多个不同前飞速度状态点分别进行小扰动线性化，获得不同状态点下直升机操纵系统的有因次操纵导数
Figure BDA0001993730570000053
和固定翼操纵系统的有因次操纵导数
Figure BDA0001993730570000054
步骤2：设计两套操纵系统总的操纵能力在转换飞行过程中按照线性规律变化的策略：
如图1所示，曲线1为转换过程力矩对固定翼舵面的操纵导数，曲线2为转换过程力矩对直升机操纵系统的操纵导数，曲线3为总的操纵导数即曲线1和曲线2之和。转换过程中总的操纵导数随着前飞速度的增大而增大，转换结束转为固定翼模式后，操纵导数会从曲线3突变到曲线1。一方面转换过程中总的操纵导数太大，飞机太灵敏，飞行员不好操控，另一方面转换结束后转为固定翼模式时总的操纵导数会出现突变，不可接受。
为了使转换过程中操纵导数平滑变化，本发明以前飞速度为0时计算得到的直升机操纵系统有因次操纵导数为起点，以前飞速度为Vc时计算得到的固定翼操纵系统有因次操纵导数为终点，得到一条随前飞速度变化的总操纵导数线性变化规律曲线，如图2中的曲线4所示。并依据曲线4计算步骤1中所选取的每个前飞速度下的总操纵导数，用于下一步计算。
步骤3：采用步骤2得到的若干前飞速度下的总操纵导数减去步骤1得到的对应前飞速度下的固定翼操纵系统有因次操纵导数，得到对应前飞速度下的直升机模式操纵导数应具有的值。
步骤4：用步骤3得到的对应前飞速度下直升机模式操纵导数应具有的值除以步骤1得到的对应前飞速度下直升机操纵系统有因次操纵导数，实现无因次化，然后对无因次化后的数据进行拟合得到直升机操纵输入的权重系数随前飞速度的变化曲线Y＝f(V)，Y为转换飞行阶段中直升机操纵输入的权重系数，V为转换飞行阶段的前飞速度。
对于旋转机翼飞机俯仰、滚转和偏航三个方向，分别通过步骤2～步骤4能够计算得到各自方向的直升机操纵输入的权重系数随前飞速度的变化曲线。如图5、图6、图7所示为旋转机翼飞机的俯仰、滚转和偏航力矩对操纵系统的操纵导数示意图，如图8、图9、图10所示为旋转机翼飞机的俯仰、滚转和偏航方向直升机操纵输入的权重系数随前飞速度的变化曲线，其对应的拟合公式：
Figure BDA0001993730570000061
Figure BDA0001993730570000062
Figure BDA0001993730570000063
由此建立可建立三轴操纵的操纵模型，如图3和图11所示。
得到三轴操纵的操纵模型之后，实际控制过程中，在对应的前飞速度下，固定翼模式的操纵输入直接传递给固定翼模式的执行机构，直升机操纵输入与相应权重系数组合后传递给直升机模式的执行机构，如图12所示。这样旋转机翼飞机转换飞行时的两套操纵系统的冗余控制得到了解决，在设计飞行控制系统的时候就跟处理常规的飞机一样，只需给出三轴的操纵指令即可，如图4所示。不需要再去考虑是应该操纵直升机操纵系统还是固定翼舵面。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (3)

1.一种旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1：计算在旋转机翼飞机转换飞行阶段中，若干前飞速度下的直升机操纵系统有因次操纵导数以及固定翼操纵系统有因次操纵导数；其中前飞速度范围为0～Vc，Vc为从直升机飞行模式向固定翼飞行模式转换完成时的前飞速度；
步骤2：以前飞速度为0时计算得到的直升机操纵系统有因次操纵导数为起点，以前飞速度为Vc时计算得到的固定翼操纵系统有因次操纵导数为终点，得到一条随前飞速度变化的总操纵导数线性变化规律曲线，并依据该曲线计算步骤1中前飞速度下的总操纵导数；
步骤3：采用步骤2得到的若干前飞速度下的总操纵导数减去步骤1得到的对应前飞速度下的固定翼操纵系统有因次操纵导数，得到对应前飞速度下的直升机模式操纵导数应具有的值；
步骤4：利用步骤1得到的直升机操纵系统有因次操纵导数对步骤3得到的对应前飞速度下直升机模式操纵导数应具有的值进行无因次化，并拟合得到直升机操纵输入的权重系数随前飞速度的变化曲线Y＝f(V)，Y为转换飞行阶段中直升机操纵输入的权重系数，V为转换飞行阶段的前飞速度；
步骤5：在对应的前飞速度下，固定翼模式的操纵输入直接传递给固定翼模式的执行机构，直升机操纵输入与相应权重系数组合后传递给直升机模式的执行机构。
2.根据权利要求1所述一种旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法，其特征在于：步骤1中利用小扰动线性化方法进行有因次操纵导数计算：选取若干不同前飞速度状态点分别进行小扰动线性化，获得不同状态点下直升机操纵系统的有因次操纵导数和固定翼操纵系统的有因次操纵导数。
3.根据权利要求1所述一种旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法，其特征在于：所述直升机操纵系统的有因次操纵导数包括
Figure FDA0003453964230000011
其中
Figure FDA0003453964230000012
为直升机模式时的俯仰操纵导数，操纵输入为纵向周期变距δlon，
Figure FDA0003453964230000013
为直升机模式时的滚转操纵导数，操纵输入横向周期变距δlat，
Figure FDA0003453964230000014
为直升机模式时的偏航操纵导数，操纵输入为尾桨桨距δped；所述固定翼操纵系统的有因次操纵导数包括
Figure FDA0003453964230000021
其中
Figure FDA0003453964230000022
为固定翼模式时的俯仰操纵导数，操纵输入为升降舵偏角δe，
Figure FDA0003453964230000023
为固定翼模式时的滚转操纵导数，操纵输入为副翼偏角δa，
Figure FDA0003453964230000024
为固定翼模式时的偏航操纵导数，操纵输入为方向舵偏角δr。
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