CN114137839A - 适用于分布式电推进飞机多推进器的协同控制方法 - Google Patents

适用于分布式电推进飞机多推进器的协同控制方法 Download PDF

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CN114137839A CN202111423101.6A CN202111423101A CN114137839A CN 114137839 A CN114137839 A CN 114137839A CN 202111423101 A CN202111423101 A CN 202111423101A CN 114137839 A CN114137839 A CN 114137839A
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Abstract

本发明涉及一种适用于分布式电推进飞机多推进器的协同控制方法。其当所述给定偏航角为0时，所有推进器内的推进电机均处于相同转速的工作状态；当所述给定偏航角为非0时，则对电推进飞机上的推进器采用分布式协同控制；在分布式协同控制时，当所有推进器内的推进电机均处于相应的目标偏航转速时，利用所有推进器输出的推力产生与所述给定偏航角适配的目标偏航力矩，通过目标偏航力矩驱动所述电推进飞机进行所需的偏航转向。本发明通过同步式协同控制，保证各推进电机在受到扰动时依旧保持同步运行；在需要转向时，通过分布式协同控制，不再需要副翼或喷气尾锥实现，降低转向控制的复杂度，安全可靠。

Description

适用于分布式电推进飞机多推进器的协同控制方法
技术领域
本发明涉及一种协同控制方法，尤其是一种适用于分布式电推进飞机多推进器的协同控制方法。
背景技术
近年来，随着空中交通的日益繁忙，航空运输业带来的环境问题得到了越来越多的重视。为进一步改善飞机飞行性能，减小飞机燃油消耗，研究人员开始研究分布式电推进飞机。对分布式电推进技术，由于将传统电推进飞机的大功率等级推进系统分解为总功率相等的小功率等级推进系统，并分布在机身不同位置，因此，可以有效减轻系统重量、提高系统能量控制的灵活性。
分布式电推进飞机是通过分布于机身左右两侧多个小功率推进电机共同提供推力的。目前，现有的分布式电推进飞机采用的是各推进电机独立控制的方式，控制各推进电机以相同转速工作，这会导致当飞机需要直线前进时，若其中某台推进电机由于受到扰动而导致转速突变时，其余推进电机依旧保持原速工作，此时，左右两侧会产生一个偏航力矩，从而导致飞机偏离直线前进的航向。
除此之外，传统的分布式电推进飞机在转向时，像其余飞机一样也是通过操纵副翼或喷气尾锥的方式来实现的，使得整个转向控制复杂，提高电推进飞机的使用成本。
发明内容
本发明的目的是克服现有技术中存在的不足，提供一种适用于分布式电推进飞机多推进器的协同控制方法，其通过同步式协同控制，能够在直线前进时，保证各推进电机在受到扰动时依旧保持同步运行；在需要转向时，通过分布式协同控制，通过调节两侧推进器输出推力产生目标偏航力矩，不再需要副翼或喷气尾锥实现，降低转向控制的复杂度，安全可靠。
按照本发明提供的技术方案，所述适用于分布式电推进飞机多推进器的协同控制方法，
获取电推进飞机的给定偏航角；
当所述给定偏航角为0时，则对电推进飞机上的推进器采用同步式协同控制；在同步式协同控制时，所有推进器内的推进电机均处于相同转速的工作状态；
当所述给定偏航角为非0时，则对电推进飞机上的推进器采用分布式协同控制；在分布式协同控制时，确定所有推进器内推进电机在所述给定偏航角下相应的偏航转速补偿信息，以利用偏航转速补偿信息将相应推进电机调节的目标偏航转速；当所有推进器内的推进电机均处于相应的目标偏航转速时，利用所有推进器输出的推力产生与所述给定偏航角适配的目标偏航力矩，通过目标偏航力矩驱动所述电推进飞机进行所需的偏航转向。
对所有的推进器采用同步式协同控制时，第i个推进器内的推进电机的同步转速
Figure BDA0003377222120000021
为：
Figure BDA0003377222120000022
其中，nref为第i个推进器内推进电机当前的给定转速，yi为第i个推进器内推进电机的同步速度补偿值，eid为第i个推进器内推进电机的同步速度误差补偿值。
第i个推进器内推进电机的同步速度补偿值yi为：
yi＝ki1(ni-n1)+ki2(ni-n2)+…+kij(ni-nj)+…+kiz(ni-nz)
其中，ki1、ki2、kiz、kij均为同步速度补偿系数，ni为第i个推进器内推进电机的实际转速，n1为第一个推进器内推进电机的实际转速，n2为第二个推进器内推进电机的实际转速，nj为第j个推进器内推进电机的实际转速，nz为第z个推进器内推进电机的实际转速。
对同步速度补偿系数kij，则有
Figure BDA0003377222120000023
其中，Ji为第i个推进器内推进电机的转动惯量，Jj为第j个推进器内推进电机的转动惯量。
对第i个推进器内推进电机的同步速度误差补偿值eid，则有
Figure BDA0003377222120000024
其中，kv为最大速度同步误差补偿系数，ka为最大加速度同步补偿系数。
对电推进飞机上的推进器采用分布式协同控制时，产生目标偏航力矩的过程包括如下步骤：
步骤100、根据所有推进器的当前推进状态，确定在当前推进器下的当前推进偏航力矩M；
步骤110、根据当前推进偏航力矩M，确定在所述当前推进偏航力矩M下电推进飞机的转向角速度；
步骤120、根据转向角速度确定所述电推进飞机的实际偏航角；
步骤130、根据给定偏航角与实际偏航角的差值，通过偏航角控制器确定所有推进器内推进电机相应的偏航转速补偿信息，以根据偏航转速补偿信息确定每个推进器内推进电机相应的偏航转速补偿值；
步骤140、根据所有推进器内推进电机相应的偏航转速补偿值，对所有推进器内推进电机的转速进行调节，以使得所有推进器内推进电机的转速均处于相应的目标偏航转速；
步骤150、对一处于目标偏航状态的推进电机，利用所述推进电机所在的推进器输出一相应的推力，利用所有推进器输出的推力产生与所述给定偏航角适配的目标偏航力矩。
步骤100中，当前推进偏航力矩M，具体为：
M＝F1L1+F2L2+…+FmLm-Fm+1Lm+1-Fm+2Lm+2-…-FzLz
其中，在电推进飞机上设置z个推进器，z＝2m，2m个推进器对称分布于电推进飞机上，第1个推进器至第m个推进器分布于所述电推进飞机的同一侧，第m+1个推进器至第z个推进器分布于所述电推进飞机的另一侧；F1为第1个推进器输出的推力，L1为第1个推进器与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离，F2为第2个推进器输出的推力，L2为第2个推进器与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离，Fm为第m个推进器输出的推力，Lm为第m个推进器与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离，Fm+1为第m+1个推进器输出的推力，Lm+1为第m+1个推进器与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离，Fm+2为第m+2个推进器输出的推力，Lm+2为第m+2个推进器与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离，Fz为第z个推进器输出的推力，Lz为第z个推进器与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离。
步骤130中，对给定偏航角θ*以及实际偏航角θ间的差值，偏航角控制器对所述差值采用PID调节确定所有推进器内推进电机相应的偏航转速补偿信息Δn；
经偏航角控制器得到的偏航转速补偿信息Δn，经速度分配器能得到每个推进器内推进电机相应的偏航转速补偿值。
步骤140中，第i个推进器内推进电机的目标偏航转速n′i为
n′i＝nref+Δni
其中，Δni为第i个推进器内推进电机的偏航转速补偿值。
步骤150中，第i个推进器输出的推力Fi为：
Fi＝λin′i
其中，λi为第i个推进器的螺旋桨推力系数。
本发明的优点：飞行控制器在获取给定偏航角后，当给定偏航角为0时，则飞行控制器执行同步式协同控制，以使得电推进飞机处于直线飞行状态；而当给定偏航角为非0时，则飞行控制器执行分布式协同控制，以能使得电推进飞机进行所需的偏航转向。
对所有的推进器采用同步式协同控制时，使得所有推进器的推进电机保持相同的转速，当分布式电推进系统中某台推进器受到扰动而导致转速突变时，其余推进器能够更快、更精确的响应该扰动，同步改变转速，保证了电推进飞机的直线前进。
采用分布式协同控制，通过调节所述分布式推进飞机左右两侧每个推进器内推进电机转速的方式产生与所述给定偏航角适配的目标偏航力矩，通过目标偏航力矩驱动所述电推进飞机进行所需的偏航转向，即不再需要通过飞机尾翼或喷气尾锥实现，可简化电推进飞机的机械结构，从而有效实现对电推进飞机的飞行工况有效控制。
附图说明
图1为本发明的流程图。
图2为本发明确定同步速度补偿值的示意图。
图3为本发明对给定偏航角与实际偏航角的差值差值进行控制的示意图。
具体实施方式
下面结合具体附图和实施例对本发明作进一步说明。
如图1所示：为了有效实现对电推进飞机的飞行工况有效控制，即在直线前进时，保证各推进器的推进电机在受到扰动时依旧保持同步运行；在需要转向时，通过调节两侧推进器输出推力产生目标偏航力矩实现转向，不再需要副翼或喷气尾锥，从而本发明的适用于分布式电推进飞机多推进器的协同控制方法，具体地，
获取电推进飞机的给定偏航角；
当所述给定偏航角为0时，则对电推进飞机上的推进器采用同步式协同控制；在同步式协同控制时，所有推进器内的推进电机均处于相同转速的工作状态；
当所述给定偏航角为非0时，则对电推进飞机上的推进器采用分布式协同控制；在分布式协同控制时，确定所有推进器内推进电机在所述给定偏航角下相应的偏航转速补偿信息，以利用偏航转速补偿信息将相应推进电机调节的目标偏航转速；当所有推进器内的推进电机均处于相应的目标偏航转速时，利用所有推进器输出的推力产生与所述给定偏航角适配的目标偏航力矩，通过目标偏航力矩驱动所述电推进飞机进行所需的偏航转向。
具体地，电推进飞机的具体情况与现有相一致，在电推进飞机的机身上对称分布若干推进器，通过推进器能提供电推进飞机飞行的驱动力，推进器一般包括推进电机以及与所述推进电机适配连接的螺旋桨等，推进器在电推进飞机上的分布情况以及推进器的具体形式均为本技术领域人员所熟知，此处不再赘述。此外，电推进飞机内具有飞行控制器，通过飞行控制器能获取给定偏航角，飞行控制器获取给定偏航角的具体方式与现有相一致，为本技术领域人员所熟知，此处不再赘述。
本发明实施例中，飞行控制器在获取给定偏航角后，需要判断给定偏航角的具体情况，具体地，当给定偏航角为0时，飞行控制器可判定所在电推进飞机需要保持直线飞行，则执行同步式协同控制，以使得电推进飞机处于直线飞行状态；而当给定偏航角为非0时，则飞行控制器可判定所在电推进飞机需要转向，则执行分布式协同控制，以能使得电推进飞机进行所需的偏航转向。
具体实施时，对所有的推进器采用同步式协同控制时，使得所有推进器的推进电机保持相同的转速，当分布式电推进系统中某台推进器受到扰动而导致转速突变时，其余推进器能够更快、更精确的响应该扰动，同步改变转速，保证了电推进飞机的直线前进。
当分布式电推进飞机需要转向时，飞行控制器采用分布式协同控制。本发明实施例中，可以通过调节所述分布式推进飞机左右两侧每个推进器内推进电机转速的方式产生与所述给定偏航角适配的目标偏航力矩，通过目标偏航力矩驱动所述电推进飞机进行所需的偏航转向，即不再需要通过飞机尾翼或喷气尾锥实现，可简化电推进飞机的机械结构。
进一步地，对所有的推进器采用同步式协同控制时，第i个推进器内的推进电机的同步转速
Figure BDA0003377222120000051
为：
Figure BDA0003377222120000052
其中，nref为第i个推进器内推进电机当前的给定转速，yi为第i个推进器内推进电机的同步速度补偿值，eid为第i个推进器内推进电机的同步速度误差补偿值。
本发明实施例中，对所有推进器采用同步式协同控制时，由于所有推进器内推进电机保持相同的转速，即任意一个推进器内推进电机的转速相同，因此，对第i个推进器内的推进电机的同步转速
Figure BDA0003377222120000053
有：
Figure BDA0003377222120000054
其中，nref为第i个推进器内推进电机当前的给定转速，yi为第i个推进器内推进电机的同步速度补偿值，eid为第i个推进器内推进电机的同步速度误差补偿值。第i个推进器内推进电机当前的给定转速nref，飞行控制器可以通过现有的技术手段获得，具体与现有相一致，此处不再赘述。一般地，电推进飞机在飞行时，所有推进器内推进电机当前的给定转速nref相同。
如图2所示，第i个推进器内推进电机的同步速度补偿值yi为：
yi＝ki1(ni-n1)+ki2(ni-n2)+…+kij(ni-nj)+…+kiz(ni-nz) (2)
其中，ki1、ki2、kiz、kij均为同步速度补偿系数，ni为第i个推进器内推进电机的实际转速，n1为第一个推进器内推进电机的实际转速，n2为第二个推进器内推进电机的实际转速，nj为第j个推进器内推进电机的实际转速，nz为第z个推进器内推进电机的实际转速。
具体实施时，一般地，在电推进飞机上设置z个推进器，其中，z＝2m，即在电推进飞机每侧的机身上均设置m个推进器。对于一电推进飞机，飞行控制器可以根据实际需要选择确定每个推进器的序号，即第一推进器、第二推进器等具体的位置在飞行控制器内能唯一确定，为本技术领域人员所熟知，此处不再赘述。
每个推进器内推进电机的实际转速，可以通过速度传感器等手段获得，即能分别得到第一个推进器内推进电机的实际转速n1，第二个推进器内推进电机的实际转速n2，第j个推进器内推进电机的实际转速nj，第z个推进器内推进电机的实际转速nz，其他推进器内推进电机的转速以及相应转速的获得技术手段具体可以参考上述说明，为本技术领域人员所熟知，此处不再赘述。
进一步地，对同步速度补偿系数kij，则有
Figure BDA0003377222120000061
其中，Ji为第i个推进器内推进电机的转动惯量，Jj为第j个推进器内推进电机的转动惯量。
本发明实施例中，推进器的转动惯量为推进器的固有特性，对于一确定推进器，可以根据所述推进器的具体情况能确定所述推进器的转动惯量，具体为本技术领域人员所熟知，此处不再赘述。对于一确定的电推进飞机，每个推进器的转动惯量可以预先存储于飞行控制器内，即飞行控制器可以直接获得任一推进器相应的转动惯量，具体为本技术领域人员所熟知，此处不再赘述。因此，在飞行控制器内确定得到第i个推进器内推进电机的转动惯量Ji以及第j个推进器内推进电机的转动惯量Jj后，能具体计算得到同步速度补偿系数kij。
由上述说明可知，同步速度补偿系数ki1可通过第1个推进器内推进电机的转动惯量与第第i个推进器内推进电机的转动惯量Ji计算得到，从而，同步速度补偿系数ki2、同步速度补偿系数kiz以及其他任一同步速度补偿系数能通过相应的计算得到，此处不再赘述。
进一步地，对第i个推进器内推进电机的同步速度误差补偿值eid，则有
Figure BDA0003377222120000062
其中，kv为最大速度同步误差补偿系数，ka为最大加速度同步补偿系数。
具体实施时，通过通过每个推进器内推进电机的实际转速与第i个推进器内推进电机当前的给定转速nref间相应的差值，即可能确定nerm。最大速度同步误差补偿系数kv一般可取1～10，具体可以根据实际情况选择确定，此处不再赘述。
|a|max是所有推进器内推进电机中转速加速度最大的加速度值，具体实施时，每个推进器内推进电机的转速加速度可以通过加速度传感器直接获得，或者通过转速计算得到，即将相邻两个采样周期内得到的转速相减，并除以采样周期计算得到；每个推进器内推进电机的转速加速度的具体情况可以根据实际需要选择确定，为本技术领域人员所熟知，此处不再赘述。在得到每个推进器内推进电机相应的转速加速度后，飞行控制器可通过比较即可得到所有转速加速度中最大的转速加速度，即能得到|a|max。最大加速度同步补偿系数ka一般可在0～0.1间取值，具体数值大小可以根据实际需要选择，此处不再赘述。
通过上述公式(2)以及公式(3)能确定任一推进器内推进电机的同步速度补偿值yi，通过公式(4)可确定第i个推进器内推进电机的同步速度误差补偿值eid，因此，可以确定第i个推进器内的推进电机的同步转速
Figure BDA0003377222120000071
在确定第i个推进器内的推进电机的同步转速
Figure BDA0003377222120000072
飞行控制器采用本技术领域常用的技术手段，能使得所有推进器内推进电机均保持在推进电机的同步转速
Figure BDA0003377222120000073
下的工作状态，以能使得电推进飞机保持直线飞行状态。
具体实施时，对电推进飞机上的推进器采用分布式协同控制时，产生目标偏航力矩的过程包括如下步骤：
步骤100、根据所有推进器的当前推进状态，确定在当前推进器下的当前推进偏航力矩M；
具体地，当前推进偏航力矩M，具体为：
M＝F1L1+F2L2+…+FmLm-Fm+1Lm+1-Fm+2Lm+2-…-FzLz (5)
其中，在电推进飞机上设置z个推进器，z＝2m，2m个推进器对称分布于电推进飞机上，第1个推进器至第m个推进器分布于所述电推进飞机的同一侧，第m+1个推进器至第z个推进器分布于所述电推进飞机的另一侧；F1为第1个推进器输出的推力，L1为第1个推进器与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离，F2为第2个推进器输出的推力，L2为第2个推进器与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离，Fm为第m个推进器输出的推力，Lm为第m个推进器与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离，Fm+1为第m+1个推进器输出的推力，Lm+1为第m+1个推进器与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离，Fm+2为第m+2个推进器输出的推力，Lm+2为第m+2个推进器与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离，Fz为第z个推进器输出的推力，Lz为第z个推进器与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离。
具体实施时，对于一确定的电推进飞机，任一推进器所在的位置与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离可以具体确定得到，为本技术领域人员所熟知，此处不再赘述。即在飞行控制器内可预先配置每个推进器所在的位置与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离。
对于第i个推进器输出的推力Fi，则有Fi＝λini，其中，λi为第i个推进器的螺旋桨推力系数，ni为第i个推进器内推进电机的实际转速。对于第i个推进器的螺旋桨推力系数λi，具体与第i个推进器的螺旋桨特性以及螺旋桨所处的气体密度相关，对于一具体的电推进飞机以及设置于电推进飞机上的推进器，可以通过预先标定的方式确定每个推进器的螺旋桨推力系数，具体标定确定推进器螺旋桨推力系数的方式以及过程均可以根据实际需要选择，为本技术领域人员所熟知，此处不再赘述。
因此，由上述说明可知，飞行控制器根据每个推进器在电推进飞机上的分布状态以及每个推进器内推进电机的实际转速，即可以确定当前推进偏航力矩M。
步骤110、根据当前推进偏航力矩M，确定在所述当前推进偏航力矩M下电推进飞机的转向角速度；
具体地，对于转向角速度，则有
Figure BDA0003377222120000081
其中，t表示当前推进偏航力矩M对电推进飞机的施加时间，J为电推进飞机的偏航惯量，所述电推进的偏航惯量J，飞行控制器可以根据本技术领域常用的技术手段计算得到，为本技术领域人员所熟知，此处不再赘述。
步骤120、根据转向角速度确定所述电推进飞机的实际偏航角；
具体地，对于实际偏航角，则有
Figure BDA0003377222120000082
其中，θ为实际偏航角。
步骤130、根据给定偏航角与实际偏航角的差值，通过偏航角控制器确定所有推进器内推进电机相应的偏航转速补偿信息，以根据偏航转速补偿信息确定每个推进器内推进电机相应的偏航转速补偿值；
具体地，对给定偏航角θ*以及实际偏航角θ间的差值，偏航角控制器对所述差值采用PID调节确定所有推进器内推进电机相应的偏航转速补偿信息Δn。偏航角控制器具体可以采用现有常用的方式实现，偏航角控制器内采用PID对给定偏航角θ*以及实际偏航角θ间的差值调节，偏航角控制器内PID的具体参数设置可以根据实际需要选择，即PID调节时的比例系数、积分系数以及微分系数可以根据实际需要选择，一般为经验者或经过有限次试验能确定得到，为本技术领域人员所熟知，此处不再赘述。当然，在具体实施时，偏航角控制器还可以采用其他技术手段对给定偏航角θ*以及实际偏航角θ间的差值进行调节或控制，以能得到所需的偏航转速补偿信息Δn为准，为本技术领域人员所熟知，此处不再赘述。
如图3所示，经偏航角控制器得到的偏航转速补偿信息Δn，经速度分配器能得到每个推进器内推进电机相应的偏航转速补偿值。具体地，速度分配器相当于一个系数矩阵，速度分配器的系数矩阵可以表述为：[S1 S2 … Sm Sm+1 Sm+2 … Sz]T，偏航转速补偿信息Δn经速度分配器后，得到偏航转速补偿值具体为：
Figure BDA0003377222120000091
其中，Δn1为第1个推进器内推进电机的偏航转速补偿值，Δn2为第2个推进器内推进电机的偏航转速补偿值，Δnm为第m个推进器内推进电机的偏航转速补偿值，Δnm+1为第m+1个推进器内推进电机的偏航转速补偿值，Δnm+2为第m+2个推进器内推进电机的偏航转速补偿值，Δnz为第z个推进器内推进电机的偏航转速补偿值，其余推进器内推进电机的偏航转速补偿值可以参考此处说明，此处不再赘述。
S1为第1个推进器内推进电机的偏航转速补偿分配系数，S2为第2个推进器内推进电机的偏航转速补偿分配系数，Sm为第m个推进器内推进电机的偏航转速补偿分配系数，Sm+1为第m+1个推进器内推进电机的偏航转速补偿分配系数，Sm+2为第m+2个推进器内推进电机的偏航转速补偿分配系数，Sz为第z个推进器内推进电机的偏航转速补偿分配系数；其余推进器内推进电机的偏航转速补偿分配系数可以参考说明，此处不再赘述。
具体实施时，在飞行控制器内，对于每个推进器的推进电机均分配一个偏航转速补偿分配系数，每个偏航转速补偿分配系数的选取与所对应推进电机在电推进飞机上的分布位置有关。具体实施时，对于速度分配器内偏航转速补偿分配系数，最简单的取值方式为取一侧电机的系数为1，另一侧电机的系数为-1，这样即可实现飞机偏航控制时一侧电机加速另一侧电机减速，此时，即有[1 1 … 1 -1 -1 … -1]T。当然，速度分配器内偏航转速补偿分配系数可以根据实际需要选择确定，以能满足对电推进飞机的偏航控制为准，此处不再赘述。
步骤140、根据所有推进器内推进电机相应的偏航转速补偿值，对所有推进器内推进电机的转速进行调节，以使得所有推进器内推进电机的转速均处于相应的目标偏航转速；
具体地，第i个推进器内推进电机的目标偏航转速n′i为n′i＝nref+Δni，其中，Δni为第i个推进器内推进电机的偏航转速补偿值。对于电推进飞机上，其余推进器内推进电机的目标偏航转速情况，可以参考所述第i个推进器内推进电机的目标偏航转速n′i，此处不再赘述。
步骤150、对一处于目标偏航状态的推进电机，利用所述推进电机所在的推进器输出一相应的推力，利用所有推进器输出的推力产生与所述给定偏航角适配的目标偏航力矩。
具体地，以第i个推进器为例，第i个推进器输出的推力Fi为：Fi＝λin′i；其中，λi为第i个推进器的螺旋桨推力系数。其余推进器输出的推力可以参考所述第第i个推进器的说明。
当所有推进器内推进电机均处于所需的目标偏航转速后，可以参考上述公式(5)，即可得到与给定偏航角适配的目标偏航力矩，目标偏航力矩与给定偏航角适配，具体是指能满足在给定偏航角下的飞行的力矩，具体为本技术领域人员所熟知，此处不再赘述。在得到目标偏航力矩后，飞行控制器根据偏航力矩控制电推进飞机的飞行的方式以及过程与现有相一致，为本技术领域人员所熟知，此处不再赘述。
当电推进飞机需要转向时，采用分布式协同控制方式控制所有的推进器，即通过改变所述电推进飞机两侧推进器内推进电机的转速来实现飞机的转向。例如，当飞机需要向左转向时，右侧电机加速，同时减速左侧电机，使得所有的推进器产生一个向左的偏航力矩，从而实现左转；右转时反之。
如图3所示，在具体工作时，分布式协同控制时，实际偏航角θ作为反馈值，从而能与给定偏航角θ*依次经偏航角控制器、速度分配器处理，以进行负反馈的闭环调节，直至输出与给定偏航角θ*适配的目标偏航力矩，实现电推进飞机的转向。

Claims (10)

1.一种适用于分布式电推进飞机多推进器的协同控制方法，其特征是，
获取电推进飞机的给定偏航角；
当所述给定偏航角为0时，则对电推进飞机上的推进器采用同步式协同控制；在同步式协同控制时，所有推进器内的推进电机均处于相同转速的工作状态；
当所述给定偏航角为非0时，则对电推进飞机上的推进器采用分布式协同控制；在分布式协同控制时，确定所有推进器内推进电机在所述给定偏航角下相应的偏航转速补偿信息，以利用偏航转速补偿信息将相应推进电机调节的目标偏航转速；当所有推进器内的推进电机均处于相应的目标偏航转速时，利用所有推进器输出的推力产生与所述给定偏航角适配的目标偏航力矩，通过目标偏航力矩驱动所述电推进飞机进行所需的偏航转向。
2.根据权利要求1所述的适用于分布式电推进飞机多推进器的协同控制方法，其特征是，对所有的推进器采用同步式协同控制时，第i个推进器内的推进电机的同步转速
Figure FDA0003377222110000011
为：
Figure FDA0003377222110000012
其中，nref为第i个推进器内推进电机当前的给定转速，yi为第i个推进器内推进电机的同步速度补偿值，eid为第i个推进器内推进电机的同步速度误差补偿值。
3.根据权利要求2所述的适用于分布式电推进飞机多推进器的协同控制方法，其特征是，第i个推进器内推进电机的同步速度补偿值yi为：
yi＝ki1(ni-n1)+ki2(ni-n2)+…+kij(ni-nj)+…+kiz(ni-nz)
其中，ki1、ki2、kiz、kij均为同步速度补偿系数，ni为第i个推进器内推进电机的实际转速，n1为第一个推进器内推进电机的实际转速，n2为第二个推进器内推进电机的实际转速，nj为第j个推进器内推进电机的实际转速，nz为第z个推进器内推进电机的实际转速。
4.根据权利要求3所述的适用于分布式电推进飞机多推进器的协同控制方法，其特征是，对同步速度补偿系数kij，则有
Figure FDA0003377222110000013
其中，Ji为第i个推进器内推进电机的转动惯量，Jj为第j个推进器内推进电机的转动惯量。
5.根据权利要求2至4任一项所述的适用于分布式电推进飞机多推进器的协同控制方法，其特征是，对第i个推进器内推进电机的同步速度误差补偿值eid，则有
Figure FDA0003377222110000021
其中，kv为最大速度同步误差补偿系数，ka为最大加速度同步补偿系数。
6.根据权利要求1至4任一项所述的适用于分布式电推进飞机多推进器的协同控制方法，其特征是，对电推进飞机上的推进器采用分布式协同控制时，产生目标偏航力矩的过程包括如下步骤：
步骤100、根据所有推进器的当前推进状态，确定在当前推进器下的当前推进偏航力矩M；
步骤110、根据当前推进偏航力矩M，确定在所述当前推进偏航力矩M下电推进飞机的转向角速度；
步骤120、根据转向角速度确定所述电推进飞机的实际偏航角；
步骤130、根据给定偏航角与实际偏航角的差值，通过偏航角控制器确定所有推进器内推进电机相应的偏航转速补偿信息，以根据偏航转速补偿信息确定每个推进器内推进电机相应的偏航转速补偿值；
步骤140、根据所有推进器内推进电机相应的偏航转速补偿值，对所有推进器内推进电机的转速进行调节，以使得所有推进器内推进电机的转速均处于相应的目标偏航转速；
步骤150、对一处于目标偏航状态的推进电机，利用所述推进电机所在的推进器输出一相应的推力，利用所有推进器输出的推力产生与所述给定偏航角适配的目标偏航力矩。
7.根据权利要求6所述的适用于分布式电推进飞机多推进器的协同控制方法，其特征是，步骤100中，当前推进偏航力矩M，具体为：
M＝F1L1+F2L2+…+FmLm-Fm+1Lm+1-Fm+2Lm+2-…-FzLz
其中，在电推进飞机上设置z个推进器，z＝2m，2m个推进器对称分布于电推进飞机上，第1个推进器至第m个推进器分布于所述电推进飞机的同一侧，第m+1个推进器至第z个推进器分布于所述电推进飞机的另一侧；F1为第1个推进器输出的推力，L1为第1个推进器与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离，F2为第2个推进器输出的推力，L2为第2个推进器与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离，Fm为第m个推进器输出的推力，Lm为第m个推进器与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离，Fm+1为第m+1个推进器输出的推力，Lm+1为第m+1个推进器与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离，Fm+2为第m+2个推进器输出的推力，Lm+2为第m+2个推进器与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离，Fz为第z个推进器输出的推力，Lz为第z个推进器与所在电推进飞机纵向中心线之间的距离。
8.根据权利要求6所述的适用于分布式电推进飞机多推进器的协同控制方法，其特征是，步骤130中，对给定偏航角θ*以及实际偏航角θ间的差值，偏航角控制器对所述差值采用PID调节确定所有推进器内推进电机相应的偏航转速补偿信息Δn；
经偏航角控制器得到的偏航转速补偿信息Δn，经速度分配器能得到每个推进器内推进电机相应的偏航转速补偿值。
9.根据权利要求6所述的适用于分布式电推进飞机多推进器的协同控制方法，其特征是，步骤140中，第i个推进器内推进电机的目标偏航转速ni′为
n′i＝nref+Δni
其中，Δni为第i个推进器内推进电机的偏航转速补偿值。
10.根据权利要求9所述的适用于分布式电推进飞机多推进器的协同控制方法，其特征是，步骤150中，第i个推进器输出的推力Fi为：
Fi＝λin′i
其中，λi为第i个推进器的螺旋桨推力系数。
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