CN112685832B - 垂直起降固定翼飞机过渡过程走廊构建方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了垂直起降固定翼飞机过渡过程走廊构建方法，属于导航及控制技术领域，包括以下步骤：建立垂直起降固定翼飞机“垂转平”和“平转垂”模式过渡过程走廊约束条件；对约束条件建立不等式形式的数学模型；将不等式形式的数学模型转化为等式形式的数学模型；迭代走廊状态点建立过渡过程走廊。本发明相比于传统稳态飞行走廊，能够表征垂直起降固定翼飞机“垂转平”过渡过程的加速和“平转垂”过渡过程的减速特性，能够反映飞机部件或整机的倾转。同时，通过竖直向力和速度的约束保证了垂直起降固定翼飞机在过渡过程不会掉高或大高度爬升，从而对安全性和能耗作了保证。本方法不受限于垂直起降固定翼飞机的大小和类型，具有通用性强的特点。

Description

垂直起降固定翼飞机过渡过程走廊构建方法

技术领域

本发明属于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走廊构建方法。

背景技术

垂直起降固定翼飞机主要包括尾坐式、倾转旋(机)翼式、推力矢量式等不同构型，该类飞机可以无需跑道垂直起飞，在空中从垂直飞行模式转变到水平飞行模式(垂转平，FT)，实现水平速度的增加，完成飞行任务后，再从水平飞行模式转变到垂直飞行模式(平转垂，BT)，实现减速和垂直降落。垂直起降固定翼飞机由于在水平飞行模式由机翼提供的升力来抵消飞机的重力，因此相比于传统可垂直起降的旋翼飞机，其航程大幅增加，从而在物流配送、电力巡检、安全监控、灾后救援等场景中具有极大的应用前景。

飞行走廊是刻画飞机可操纵范围的一个重要手段，传统飞行走廊以力和力矩的配平为准则，主要刻画飞机的稳态特性。但如上所述。垂直起降固定翼飞机在“垂转平”和“平转垂”两种过渡模式中，处于加速或减速状态，且存在整机或部件的倾转，其所受合力并不为零。因此，传统以配平为准则的稳态飞行走廊无法完全表征垂直起降固定翼飞机在过渡过程的动态变化特性，这给垂直起降固定翼飞机可操纵范围的表征带来了较大挑战。

发明内容

针对传统稳态飞行走廊存在的上述问题，本发明提出了垂直起降固定翼飞机过渡过程走廊构建方法。为实现该目的，本发明采用以下具体技术方案。

S1.建立垂直起降固定翼飞机“垂转平”和“平转垂”模式过渡过程走廊约束条件；

S2.基于垂直起降固定翼飞机动力学特性，对所述过渡过程走廊约束条件建立不等式形式的数学模型；

S3.采用符号函数，将所述不等式形式的数学模型转化为等式形式的数学模型；

S4.基于所述等式形式的数学模型，采用迭代算法建立过渡过程走廊。

进一步地，所述步骤S1中“垂转平”模式过渡过程走廊约束条件包括：

(1)垂直起降固定翼飞机的水平速度在逐渐增加的约束，

(2)倾转部件由竖直逐渐转向水平的约束，

(3)“垂转平”模式中垂直起降固定翼飞机不应掉高的约束；

所述步骤S1中“平转垂”模式过渡过程走廊约束条件包括：

(1)垂直起降固定翼飞机的水平速度在逐渐减小的约束，

(2)倾转部件由水平逐渐转向竖直的约束，

(3)“平转垂”模式中垂直起降固定翼飞机不应掉高的约束。

进一步地，所述步骤S2中不等式形式的数学模型为：

“垂转平”模式：

“平转垂”模式：

其中，F_H为垂直起降固定翼飞机水平向所受合力，F_V为竖直向所受合力，M为飞机合俯仰力矩，ω_tilt为倾转部件转动角速度(对于尾坐式飞机，ω_tilt代表机体俯仰角速度；对于倾转旋(机)翼飞机，ω_tilt代表旋(机)翼倾转角速度；对于推力矢量飞机，t_tilt代表推力矢量偏转角速度)，

为角速度ω_tilt限幅值，V_z为飞机竖直向速度，

为竖直向速度V_z限幅值。式(1)和式(2)的成立受到以下约束：

①迎角约束：

②作动器范围约束：u∈[u^min,u^max]；

③推进系统功率约束：P∈[P^min,P^max]。

进一步地，所述步骤S3中所述等式形式的数学模型为：

“垂转平”模式：

“平转垂”模式：

其中sgn(·)为符号函数，其定义为：

式(3)和式(4)中，β_tilt为倾转部件转动角度(对于尾坐式飞机，β_tilt代表机体俯仰角；对于倾转旋(机)翼飞机，β_tilt代表旋(机)翼倾转角；对于推力矢量飞机，β_tilt代表推力矢量偏角)，V为飞行速度，x＝(α,γ,ω_tilt,u)为决策变量，其中α为迎角，γ为航迹角，ω_tilt为倾转部件转动角速度，u为作动系统输入。

更进一步地，所述步骤S4中迭代算法的步骤为：

S4_1：将倾转角范围

等分为N_β份，将飞行速度范围V∈[0,V^max]等分为N_V份，组合构建垂直起降飞机过渡过程走廊状态点(β_tilt,i,V_j)，其中i＝1,2,…,N_β+1；j＝1,2,…,N_V+1；初始化走廊状态点(β_tilt,i,V_j)的判定矩阵

为0；

S4_2：对状态点(β_tilt,1,V₁)赋予初始决策变量x₀＝(α₀,γ₀,ω_tilt,0,u₀)，采用梯度下降法，迭代寻找满足“垂转平”数学模型F^FT(β_tilt,1,V₁,x)＝0(或“平转垂”数学模型F^BT(β_tilt,1,V₁,x)＝0)的决策变量x_1,1，若x_1,1满足所述迎角、作动器范围和推进系统功率约束，赋值

否则，赋值

S4_3：对状态点(β_tilt,1，V_j),j＝2,3,…,N_V+1赋予初始决策变量x₀＝x_1,j-1，采用梯度下降法，迭代寻找满足“垂转平”数学模型F^FT(β_tilt,1,V₁,x)＝0(或“平转垂”数学模型F^BT(β_tilt,1,V₁,x)＝0)的决策变量x_1,j，若x_1,j满足所述迎角、作动器范围和推进系统功率约束，赋值

否则，赋值

S4_4：对状态点(β_tilt,i,V_j),i＝2,3,…,N_β+1；j＝2,3,…,N_V+1赋予初始决策变量x₀＝x_i-1,j，采用梯度下降法，迭代寻找满足“垂转平”数学模型F^FT(β_tilt,1,V₁,x)＝0(或“平转垂”数学模型F^BT(β_tilt,1,V₁,x)＝0)的决策变量x_i,j，若x_i,j满足所述迎角、作动器范围和推进系统功率约束，赋值

否则，赋值

S4_5：综合

的走廊状态点(β_tilt,i,V_j),i＝1,2,…,N_β+1；j＝1,2,…,N_V+1，形成垂直起降固定翼飞机“垂转平”过渡过程走廊和“平转垂”过渡过程走廊。

本发明的优点在于：

(1)将垂直起降固定翼飞机的“垂转平”过渡过程表征为加速的状态，“平转垂”过渡过程表征为减速的状态，与传统以配平为准则的稳态飞行走廊相比，本方法动态地刻画了垂直起降固定翼飞机过渡过程的速度变化特性。

(2)通过对竖直高度方向增加力和速度范围的约束，保证了垂直起降固定翼飞机在过渡过程中不掉高同时又不会大高度爬升：不掉高保证了垂直起降飞机过渡过程的安全性，不大高度爬升减少了垂直起降固定翼飞机降落过程中的能量消耗；

(3)本方法不受限于垂直起降固定翼飞机的大小和类型，适用于不同重量的尾坐式、倾转旋(机)翼式、推力矢量式垂直起降固定翼飞机，具有通用性强的特点。

附图说明

图1：本发明垂直起降固定翼飞机过渡过程走廊构建方法流程图；

图2：本发明所述具体实施方式中采用的一种尾坐式垂直起降固定翼飞机；

图3：本发明设计的尾坐式垂直起降固定翼飞机“垂转平”过渡过程走廊；

图4：本发明设计的尾坐式垂直起降固定翼飞机“平转垂”过渡过程走廊。

具体实施方式

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。

本实例以一四旋翼尾坐式垂直起降固定翼飞机(图1)为例，该飞机设计参数如下表1所示，其作动器包括沿展向分布的四个螺旋桨以及位于机翼底部的左右两个舵面，如表1，螺旋桨1和3为大尺寸螺旋桨，螺旋桨2和4为小尺寸螺旋桨，左右舵面面积相同。

表1

该尾坐式垂直起降固定翼飞机过渡过程走廊构建的具体步骤如下：

S1.建立尾坐式垂直起降固定翼飞机“垂转平”和“平转垂”过渡过程走廊约束条件；

本步骤中，尾坐式垂直起降固定翼飞机“垂转平”模式过渡过程走廊约束条件包括：

(1)尾坐式垂直起降固定翼飞机的水平速度在逐渐增加的约束，

(2)尾坐式垂直起降固定翼飞机整机由竖直逐渐转向水平的约束，

(3)“垂转平”模式中尾坐式垂直起降固定翼飞机不应掉高的约束；

尾坐式垂直起降固定翼飞机“平转垂”模式过渡过程走廊约束条件包括：

(1)尾坐式垂直起降固定翼飞机的水平速度在逐渐减小的约束，

(2)尾坐式垂直起降固定翼飞机整机由水平逐渐转向竖直的约束，

(3)“平转垂”模式中尾坐式垂直起降固定翼飞机不应掉高的约束。

S2.基于尾坐式垂直起降固定翼飞机动力学特性，对所述过渡过程走廊约束条件建立不等式形式的数学模型；

本步骤中，对上述过渡过程走廊约束条件建立的不等式形式的数学模型为：“垂转平”模式：

“平转垂”模式：

其中，F_H为尾坐式垂直起降固定翼飞机水平向所受合力，F_V为竖直向所受合力，M为飞机合俯仰力矩。对尾坐式垂直起降固定翼飞机，ω_tilt为整机转动角速度，即机体俯仰角速度，

为角速度ω_tilt限幅值，V_z为飞机竖直向速度，

为竖直向速度V_z限幅值,本实例中

式(1)和式(2)的成立受到以下约束：

①迎角约束：

②作动器范围约束：u∈[u^min,u^max]，本实例中，

为大螺旋桨1和3的转速(单位为RPM),

为小螺旋桨2和4的转速(单位为RPM)，u^δ为左右舵面偏角(单位为rad)；

③推进系统功率约束：P∈[P^min,P^max],本实例中，P＝[P_lP_s]，P_l为大螺旋桨1和3的功率(单位为W),P_s为小螺旋桨2和4的功率(单位为W)，P^min＝[0,0l,P^max＝[350,200]。

S3.采用符号函数，将所述不等式形式的数学模型转化为等式形式的数学模型；

本步骤中，转化得到的等式形式的数学模型为：

“垂转平”模式：

“平转垂”模式：

其中sgn(·)为符号函数，其定义为：

式(3)和式(4)中，对于尾坐式垂直起降固定翼飞机，β_tilt为整机转动角度，即机体俯仰角θ，V为飞行速度，x＝(α,γ,ω_tilt,u)为决策变量，其中α为迎角，γ为航迹角，ω_tilt为机体俯仰角速度，

为作动器输入。

S4.基于所述等式形式的数学模型，采用迭代算法建立过渡过程走廊。

本步骤中，迭代算法的步骤为：

S4_1：将倾转角范围

等分为N_β＝450份，将飞行速度范围V∈[0,V^max]＝[0,25]等分为N_V＝125份，组合构建垂直起降飞机过渡过程走廊状态点(β_tilt,i,V_j)，其中i＝1,2,…,451；j＝1,2,…,126；初始化走廊状态点(β_tilt,i,V_j)的判定矩阵

为0；

S4_2：对状态点

赋予初始决策变量x₀＝(α₀,γ₀,ω_tilt,0,u₀)＝(0,0,0,[4600,8200,0])，采用梯度下降法，迭代寻找满足“垂转平”数学模型F^FT(β_tilt,1,V₁,x)＝0(或“平转垂”数学模型F^BT(β_tilt,1,V₁,x)＝0)的决策变量x_1,1，若x_1,1满足步骤S3中所述迎角、作动器范围和推进系统功率约束，赋值

否则，赋值

S4_3：对状态点(β_tilt,1,V_j),j＝2,3,…,126赋予初始决策变量x₀＝x_1,j-1，采用梯度下降法，迭代寻找满足“垂转平”数学模型F^FT(β_tilt,1,V₁,x)＝0(或“平转垂”数学模型F^BT(β_tilt,1,V₁,x)＝0)的决策变量x_1,j，若x_1,j满足步骤S3中所述迎角、作动器范围和推进系统功率约束，赋值

否则，赋值

S4_4：对状态点(β_tilt,i,V_j),i＝2,3,…,451；j＝2,3,…,126赋予初始决策变量x₀＝x_i-1,j，采用梯度下降法，迭代寻找满足“垂转平”数学模型F^FT(β_tilt,1,V₁,x)＝0(或“平转垂”数学模型F^BT(β_tilt,1,V₁,x)＝0)的决策变量x_i,j，若x_i,j满足步骤S3中所述迎角、作动器范围和推进系统功率约束，赋值

否则，赋值

S4_5：综合

的走廊状态点(β_tilt,i,V_j),i＝1,2,…,451；j＝1,2,…,126，形成尾坐式垂直起降固定翼飞机“垂转平”过渡过程走廊如图3所示，和“平转垂”过渡过程走廊如图4所示。图3和图4中，横轴为飞行速度V，纵轴为整机转动角度，即机体俯仰角θ。

由图3和图4可以看出，“垂转平”过渡过程走廊和“平转垂”过渡过程走廊两者存在较大的差别，这正是由于本方法考虑了“垂转平”和“平转垂”过渡过程不同的加速和减速特性。同时，图3和图4中走廊均给出了尾坐式垂直起降固定翼飞机在给定俯仰角下的飞行速度上下界，体现了过渡过程的安全性的要求，表征了飞机的可操纵范围。

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。

Claims (3)

1.垂直起降固定翼飞机过渡过程走廊构建方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1.建立垂直起降固定翼飞机“垂转平”和“平转垂”模式过渡过程走廊约束条件；

S2.基于垂直起降固定翼飞机动力学特性，对所述过渡过程走廊约束条件建立不等式形式的数学模型如下：

“垂转平”模式：

“平转垂”模式：

其中，F_H为垂直起降固定翼飞机水平向所受合力，F_V为竖直向所受合力，M为飞机合俯仰力矩，ω_tilt为倾转部件转动角速度，其中，对于尾坐式飞机，ω_tilt代表机体俯仰角速度；对于倾转旋/ 机翼飞机，ω_tilt代表旋/ 机翼倾转角速度；对于推力矢量飞机，ω_tilt代表推力矢量偏转角速度；

为角速度ω_tilt限幅值，V_z为飞机竖直向速度，

为竖直向速度V_z限幅值；式(1)和式(2)的成立受到以下约束：

①迎角约束：

②作动器输入范围约束：u∈[u^min,u^max]；

③推进系统功率约束：P∈[P^min,P^max]；

S3.采用符号函数，将所述不等式形式的数学模型转化为等式形式的数学模型如下：

“垂转平”模式：

“平转垂”模式：

其中sgn(·)为符号函数，其定义为：

式(3)和式(4)中，β_tilt为倾转部件转动角度，其中，对于尾坐式飞机，β_tilt代表机体俯仰角；对于倾转旋/ 机翼飞机，β_tilt代表旋/ 机翼倾转角；对于推力矢量飞机，β_tilt代表推力矢量偏角；V为飞行速度，x＝(α,γ,ω_tilt,u)为决策变量，其中α为迎角，γ为航迹角，ω_tilt为倾转部件转动角速度，u为作动器输入；

S4.基于所述等式形式的数学模型，采用迭代算法建立过渡过程走廊。

2.根据权利要求1所述的垂直起降固定翼飞机过渡过程走廊构建方法，其特征在于，所述步骤S1中“垂转平”模式过渡过程走廊约束条件包括：

(1)垂直起降固定翼飞机的水平速度在逐渐增加的约束，

(2)倾转部件由竖直逐渐转向水平的约束，

(3)“垂转平”模式中垂直起降固定翼飞机不应掉高的约束；

“平转垂”模式过渡过程走廊约束条件包括：

(1)垂直起降固定翼飞机的水平速度在逐渐减小的约束，

(2)倾转部件由水平逐渐转向竖直的约束，

(3)“平转垂”模式中垂直起降固定翼飞机不应掉高的约束。

3.根据权利要求1所述的垂直起降固定翼飞机过渡过程走廊构建方法，其特征在于，所述步骤S4中迭代算法的步骤为：

S4_1：将倾转角范围

等分为N_β份，将飞行速度范围V∈[0,V^max]等分为N_V份，组合构建垂直起降飞机过渡过程走廊状态点(β_tilt,i,V_j)，其中i＝1,2,…,N_β+1；j＝1,2,…,N_V+1；初始化走廊状态点(β_tilt,i,V_j)的判定矩阵

为0；

S4_2：对状态点(β_tilt,1,V₁)赋予初始决策变量x₀＝(α₀,γ₀,ω_tilt,0,u₀)，采用梯度下降法，迭代寻找满足“垂转平”数学模型F^FT(β_tilt,1,V₁,x)＝0或“平转垂”数学模型F^BT(β_tilt,1,V₁,x)＝0的决策变量x_1,1，若x_1,1满足所述迎角、作动器输入范围和推进系统功率约束，赋值

否则，赋值

S4_3：对状态点(β_tilt,1,V_j),j＝2,3,…,N_V+1赋予初始决策变量x₀＝x_1,j-1，采用梯度下降法，迭代寻找满足“垂转平”数学模型F^FT(β_tilt,1,V₁,x)＝0或“平转垂”数学模型F^BT(β_tilt,1,V₁,x)＝0的决策变量x_1,j，若x_1,j满足所述迎角、作动器输入范围和推进系统功率约束，赋值

否则，赋值

S4_4：对状态点(β_tilt,i,V_j),i＝2,3,…,N_β+1；j＝2,3,…,N_V+1赋予初始决策变量x₀＝x_i-1,j，采用梯度下降法，迭代寻找满足“垂转平”数学模型F^FT(β_tilt,1,V₁,x)＝0或“平转垂”数学模型F^BT(β_tilt,1,V₁,x)＝0的决策变量x_i,j，若x_i,j满足所述迎角、作动器输入范围和推进系统功率约束，赋值

否则，赋值

S4_5：综合

的走廊状态点(β_tilt,i,V_j),i＝1,2,…,N_β+1；j＝1,2,…,N_V+1，形成垂直起降固定翼飞机“垂转平”过渡过程走廊和“平转垂”过渡过程走廊。

Images