CN114995103A - 一种倾转翼飞行器过渡过程的平衡补偿控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种倾转翼飞行器过渡过程的平衡补偿控制方法，包括：信号处理、平衡系数辨识和补偿输出：信号处理是根据位移传感器和相位传感器获取倾转翼飞行器各飞行参数，计算得到倾转翼飞行器纵向气动合力与合力矩；平衡系数辨识是以倾转翼飞行器过渡飞行高度和俯仰角为控制依据，以倾转翼迎角为判断依据，通过混合粒子群迭代搜寻算法辨识获得平衡系数；补偿输出是通过平衡补偿控制器产生补偿信号，与原信号叠加后的控制信号输入到旋翼与升降舵中，对倾转翼飞行器过渡切换过程中产生的不平衡振动进行抑制，本发明能实现对过渡控制器切换时控制信号产生的不平衡振动进行主动补偿，提高倾转翼飞行器整个过渡过程的飞行稳定性。

Description

一种倾转翼飞行器过渡过程的平衡补偿控制方法

技术领域

本发明涉及变结构飞行器控制技术领域，尤其涉及一种倾转翼飞行器过渡过程的平衡补偿控制方法。

背景技术

灵活、轻便的小型无人机在民用作业、军事侦察等方面具有明显优势，倾转翼飞行器是一种采用部分机翼与旋翼一同倾转的变结构新型无人飞行器，倾转翼飞行器飞行器时有三个模式：起降模式、过渡模式和巡航模式。与倾转旋翼机不同，由于其独特的倾转结构，倾转翼飞行器在起降模式下可有效减小旋翼下洗流被机翼阻挡的升力损失，从而减小飞机能耗，增大续航里程。

在过渡模式下，飞行器各部件之间存在多种气动干扰，多个飞行参数间发生耦合，构成时变、强耦合的非线性复杂系统。为保证良好的控制效果，过渡模式将采用控制参数随飞行状态动态改变的切换控制策略。倾转翼飞行器工作点的切换是通过控制旋翼转速和升降舵偏转实现的。切换时，将倾转翼迎角调节至目标值，并快速调节旋翼转速和升降舵附加升力使飞行器飞行高度保持稳定。由于飞行器是一个强耦合的非线性时变系统，工作点的切换往往会导致控制信号出现抖动，因此需制定合适的切换控制策略。

倾转翼飞行器在过渡模式下有效抑制切换控制信号抖动、保证飞行高度稳定，成为其过渡飞行控制研究的关键技术和难点。目前主要方法可以分为两类：一类是通过对系统实际输入与控制器期望输出间进行非线性处理，实现对抖动的抑制，另一种是二次型防抖控制方法，该方法要求在线和离线控制器的输入输出尽可能相近。以上方法要求补偿器保持在线状态且部分补偿手段对于切换抖动抑制效果不明显。

因此，现有技术中缺少一种方法，既能保证飞行高度保持稳定、算法简单易实现，同时实时性又能满足要求，能实现倾转翼飞行器过渡过程中切换信号抖动抑制的同时又降低系统成本。

发明内容

本发明的目的在于解决现有技术中存在的技术问题，提供一种倾转翼飞行器过渡过程的平衡补偿控制方法。

为实现上述目的，本发明提供的技术方案是：一种倾转翼飞行器过渡过程的平衡补偿控制方法，该方法包括以下步骤：

a.实时并依次进行的信号处理：根据位移传感器获取倾转翼飞行器在过渡过程中的前飞速度u、垂向速度w、飞行高度h和飞行距离x，相位传感器获取倾转翼飞行器俯仰角速度q和俯仰角θ等飞行参数，计算倾转翼飞行器所受除重力外的合力在x轴、z轴上的分量F_x、F_z和除重力外的旋翼拉力与倾转翼飞行器的气动力之和产生的俯仰合力矩M；

b.平衡系数辨识：以倾转翼飞行器的过渡过程中的飞行高度偏差E(k)和俯仰角θ为控制依据，以倾转翼迎角Ah为判断依据，通过混合粒子群迭代搜寻方法，辨识计算平衡系数后输出过渡平衡控制器的系数矩阵T_i；

c.补偿输出：依据过渡平衡控制器产生补偿信号，与原信号叠加得到旋翼拉力F和升降舵附加升力δ的控制信号，并输入到旋翼和升降舵中对倾转翼飞行器过渡切换过程中产生的不平衡振动进行抑制。

优选的，所述信号处理是依据分体法对倾转翼飞行器的气动力进行计算，将各部分力与力矩做叠加运算，得到倾转翼飞行器纵向气动合力与合力矩。

优选的，所述信号处理针对倾转翼飞行器过渡过程的纵向气动力分析，其建立机体坐标系和地面坐标系具体是：

机体坐标系Oxyz:原点O位于飞机质心，x轴沿机体轴线指向正前方，y轴指向右侧且垂直飞机对称面，z轴垂直机体水平面且指向下方；

地面坐标系OgXgYgZg:原点Og固定为地面任一点，Xg轴与Yg轴平行于地面且互相垂直， Zg轴垂直地面且指向地心。

优选的，根据纵所述向气动合力与所述合力矩，采用以下公式计算获得倾转翼飞行器过渡过程中的各飞行参数：

所述I_y为y轴的转动惯量。

优选的，所述步骤b中倾转翼飞行器过渡平衡控制器有：前飞速度控制器和俯仰姿态控制器

优选的，所述步骤b中的混合粒子群迭代搜寻方法包括：首先设置辨识值的初始值X₀和辨识边界，从辨识值的初始值开始，采用混合粒子群迭代搜寻方法的同时改变搜寻的步长，使辨识值无限接近目标值，最终输出的辨识值X_F作为目标值X_T，作为最终的倾转翼飞行器过渡过程控制平衡系数。

优选的，所述的混合粒子群迭代搜寻具体是同时采用模拟退火和禁忌判别的组合粒子群算法，其组合逻辑在于：

迭代搜寻存在差解时引入退火思想，计算该差解的状态转移概率，当概率通过则接受该差解；概率不通过则不接受该差解；

迭代搜寻出现优解时引入禁忌思想，建立禁忌表并将优解写入禁忌表，等待下次出现优解时查询禁忌表，当禁忌查询通过则接受该优解；当禁忌查询不通过则不接受该优解。

优选的，所述步骤c中所述过渡平衡控制器采用模糊切换PID控制器，针对倾转翼飞行器过渡切换引起的控制信号振动进行实时补偿。

本发明有益效果：

(1)本发明采用迭代搜寻算法对平衡控制器进行辨识，优化了过渡飞行控制系统的稳定性问题。

(2)本发明中的变步长算法在保证算法辨识精度的前提下，还提高了算法的收敛速度。

(3)本发明中采用的混合粒子群迭代搜寻算法，组合了模拟退火和禁忌判别的优点，算法简单易实现，能在现有的常规数字控制器中运行，有效降低系统成本。

(4)本发明中设计的模糊切换控制器不仅能有效降低倾转翼飞行器过渡过程中的高度波动，还能减少切换引发的控制信号振动。

(5)本发明将混合粒子群算法与切换模糊控制器相结合，使得补偿控制器无需时刻运作，仅需在切换时刻主动补偿，占控制系统资源小。

(6)本发明不仅适用于倾转翼飞行器过渡工况，也适用于类似的机械电子系统中的平稳切换控制。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

图1为本发明的原理框图；

图2为倾转翼飞行器结构；

图3为倾转翼飞行器坐标系定义；

图4为倾转翼飞行器过渡控制系统结构；

图5为混合粒子群流程图；

图6为混合粒子群算法辨识模糊PID控制器参数；

图7为倾转翼飞机过渡过程中飞行高度随时间变化的曲线；

图8为不同控制策略下旋翼拉力(a)、升降舵附加升力(b)随时间变化的曲线。

具体实施方式

本部分将详细描述本发明的具体实施例，本发明之较佳实施例在附图中示出，附图的作用在于用图形补充说明书文字部分的描述，使人能够直观地、形象地理解本发明的每个技术特征和整体技术方案，但其不能理解为对本发明保护范围的限制。

参照图1-图8，本发明的优选实施例，一种倾转翼飞行器过渡过程的平衡补偿控制方法，该方法包括以下步骤：

a.实时并依次进行的信号处理：根据位移传感器获取倾转翼飞行器在过渡过程中的前飞速度u、垂向速度w、飞行高度h和飞行距离x，相位传感器获取倾转翼飞行器俯仰角速度q和俯仰角θ等飞行参数，计算倾转翼飞行器所受除重力外的合力在x轴、z轴上的分量F_x、F_z和除重力外的旋翼拉力与倾转翼飞行器的气动力之和产生的俯仰合力矩M；所述位移传感器和相位传感器均采用非接触式传感器；

b.平衡系数辨识：以倾转翼飞行器的过渡过程中的飞行高度偏差E(k)和俯仰角θ为控制依据，以倾转翼迎角Ah为判断依据，通过混合粒子群迭代搜寻方法，辨识计算平衡系数后输出过渡平衡控制器的系数矩阵T_i；

c.补偿输出：依据过渡平衡控制器产生补偿信号，与原信号叠加得到旋翼拉力F和升降舵附加升力δ的控制信号，并输入到旋翼和升降舵中对倾转翼飞行器过渡切换过程中产生的不平衡振动进行抑制。

所述倾转翼飞行器在过渡模式下有三个被控部件：旋翼电机、俯仰舵机、倾转舵机。

作为本发明的优选实施例，其还可具有以下附加技术特征：

本实施例中，所述信号处理是依据分体法对倾转翼飞行器的气动力进行计算，将各部分力与力矩做叠加运算，得到倾转翼飞行器纵向气动合力与合力矩。

本实施例中，所述信号处理针对倾转翼飞行器过渡过程的纵向气动力分析，其建立机体坐标系和地面坐标系具体是：

机体坐标系Oxyz:原点O位于飞机质心，x轴沿机体轴线指向正前方，y轴指向右侧且垂直飞机对称面，z轴垂直机体水平面且指向下方；

地面坐标系OgXgYgZg:原点Og固定为地面任一点，Xg轴与Yg轴平行于地面且互相垂直， Zg轴垂直地面且指向地心。

本实施例中，根据纵所述向气动合力与所述合力矩，采用以下公式计算获得倾转翼飞行器过渡过程中的各飞行参数：

所述I_y为y轴的转动惯量。

本实施例中，所述步骤b中倾转翼飞行器过渡平衡控制器有前飞速度控制器和俯仰姿态控制器。

本实施例中，所述步骤b中的混合粒子群迭代搜寻方法包括：首先设置辨识值的初始值 X₀和辨识边界，从辨识值的初始值开始，采用混合粒子群迭代搜寻方法的同时改变搜寻的步长，使辨识值无限接近目标值，最终输出的辨识值X_F作为目标值X_T，作为最终的倾转翼飞行器过渡过程控制平衡系数。

本实施例中，所述的混合粒子群迭代搜寻具体是同时采用模拟退火和禁忌判别的组合粒子群算法，其组合逻辑在于：

迭代搜寻存在差解时引入退火思想，计算该差解的状态转移概率，当概率通过则接受该差解；概率不通过则不接受该差解；

迭代搜寻出现优解时引入禁忌思想，建立禁忌表并将优解写入禁忌表，等待下次出现优解时查询禁忌表，当禁忌查询通过则接受该优解；当禁忌查询不通过则不接受该优解。

本实施例中，所述步骤c中所述过渡平衡控制器采用模糊切换PID控制器，其中，旋翼电机、升降舵均采用模糊PID策略进行控制。针对倾转翼飞行器过渡切换引起的控制信号振动进行实时补偿，采用上述方法能对切换引起的信号抖动进行抑制。

对于倾转翼飞行器过渡过程，旋翼电机通过调节转速以飞机前飞速度为目标进行控制，升降舵通过偏转以飞机俯仰姿态为目标进行控制，倾转舵机则以倾转翼迎角为目标进行控制。

整个系统中包含三个控制环路，即旋翼拉力F控制环、升降舵附加升力δ控制环和倾转翼迎角Ah控制环。其中升降舵控制环采用双闭环控制结构，控制外环为俯仰角thd反馈回路，控制内环为俯仰角速度q反馈回路。

具体的，通过对倾转时段飞机气动力分析，飞机在倾转过程中的气动中心基本不发生变化，故将倾转翼飞行器各部分的气动中心统一用Ob1表示。

采用分体法对倾转翼飞行器各部分任意一侧进行气动力计算：

对于倾转翼飞行器固定翼部分，与传统倾转旋翼机相比，其固定翼部分面积被大大缩短。固定翼气动力转换到机体坐标系为：

式中，L_W为固定翼升力，D_W为固定翼阻力，d_w为机翼气动中心到飞机重心在纵向平面的投影距离，α_w表示固定翼的实际空速相对于固定翼面的迎角。

对于倾转翼飞行器旋翼模型，飞机两侧旋翼以相同转速、转向相反的方式运作，本发明把旋翼拉力作为一个控制量，即旋翼转动产生向上的升力为正方向。旋翼气动力转换到机体坐标系为：

式中，α_f为旋翼拉力轴迎角，η为旋翼与倾转翼的安装角。

飞行时，控制倾转翼飞行器俯仰姿态主要是通过调整平尾升降舵附加升力，故对于平尾翼的模型，需要把升降舵附加升力作为一个控制量，即当升降舵沿轴向上旋转时，其产生的附加升力向下为正方向。其气动力转换到机体坐标系为：

式中，δ_e为升降舵附加升力，q_p为平尾翼俯仰角速度，S_p为平尾翼的参考面具，Cl为升力系数，Lp为平尾翼升力，D_p为平尾翼阻力，d_p为平尾翼气动中心到飞机重心在纵向平面投影距离，α_p为平尾翼空速与机体坐标系的夹角。

具体的，在过渡模式中倾转翼的迎角由88°变换至2°，其升阻力系数的变换是造成倾转翼飞行器非线性特性的重要原因。所以对于倾转翼模型，需要将倾转迎角作为控制量，即倾转翼沿轴向下旋转为正方向。其气动力转换到机体坐标系为：

式中，L_q为倾转翼升力，D_q为倾转翼阻力，d_q为倾转翼气动中心到飞机重心在纵向平面投影距离，α_q为倾转翼迎角。

将倾转翼飞行器各部分左右两侧气动力及俯仰力矩叠加，计算倾转翼飞行器纵向气动合力与俯仰合力矩：

式中，F_x、F_z分别为倾转翼飞行器所受除重力外的合力在x轴、z轴上的分量，M为除重力外的旋翼拉力与飞机各部分气动力之和产生的俯仰合力矩。

由于倾转翼飞行器在过渡过程中气动力系数在不断的变化，传统的单一控制方法很难涵盖整个运行过程，根据倾转翼飞行器升阻力系数变化规律，可以将过渡过程分为几个工作段，各工作段的差别主要为倾转翼迎角、前飞速度、俯仰姿态的不同。倾转翼飞行器过渡控制系统结构如图4所示，

所述的混合粒子群迭代搜寻具体是同时采用模拟退火和禁忌判别的组合粒子群算法，如图5所示，其组合逻辑在于：

迭代搜寻存在差解时引入退火思想，计算该差解的状态转移概率，当概率通过则接受该差解；概率不通过则不接受该差解。

迭代搜寻出现优解时引入禁忌思想，建立禁忌表并将优解写入禁忌表，等待下次出现优解时查询禁忌表，当禁忌查询通过则接受该优解；当禁忌查询不通过则不接受该优解。

本发明采用的模糊PID策略由混合粒子群算法辨识各阶段最优PID参数，如图6所示。在切换时刻引入模糊补偿器，以PID参数增量的形式对控制器进行在线补偿。以旋翼拉力控制器为例，其增量式模糊PID表达式为：

式中，k_p0、k_i0、k_d0为控制器初值，Δk_pF、Δk_iF、Δk_dF模糊增量。对于模糊判别，采用Mamdani法进行模糊推理，采用Centroid法去模糊，模糊控制规则按照下列原则制定：首先保证倾转翼飞行器在过渡段运行的稳定性，减少飞行高度超调，降低控制信号抖动，在此前提下缩短过渡过程的时间，提升系统运行效率。

为验证所提倾转翼飞行器过渡过程的平衡补偿控制方法的有效性，在 MATLAB/SIMULINK中搭建了如图4所示的仿真模型。

分析倾转翼飞机过渡模式下气动力特性，可将过渡模式分为三个阶段：倾转前期、倾转中期、倾转后期。不同阶段下倾转翼飞机系统动态参数差别较大，采用同一套控制参数很难达到预期的控制效果。针对倾转翼飞机不同控制阶段采用不同模糊PID控制器，运用混合粒子群算法分别对各控制器系数进行在线辨识。

本发明仿真实现的控制过程从倾转翼飞机悬停模式开始，倾转翼迎角由88°通过控制器给定的过渡速率倾转至2°，根据倾转翼飞机过渡段动态特性的变化，采用切换控制的方式，在不同控制过程中匹配不同的控制器以实现最优控制效果。

倾转翼飞机过渡模式飞行高度随时间变化的曲线如图7所示，仿真结果表明，采用混合粒子群算法辨识优化模糊PID的控制策略能够有效抑制倾转翼飞机在过渡过程中的高度波动，飞行高度得到了良好的控制。不同控制策略下旋翼拉力、升降舵附加升力随时间变化的曲线分别如图8所示。随着倾转的进行，传统PID控制策略下的飞机旋翼拉力、升降舵附加升力均出现严重波动，控制响应超调较大，控制参数与时变系统不匹配。而采用混合粒子群算法辨识优化模糊PID策略后，控制信号的抖动问题得到改善，在切换时刻出现的信号振动得到了有效的补偿，补偿后的控制系统鲁棒性有了显著的提升。

在不出现冲突的前提下，本领域技术人员可以将上述附加技术特征自由组合以及叠加使用。

以上所述仅为本发明的优先实施方式，只要以基本相同手段实现本发明目的的技术方案都属于本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种倾转翼飞行器过渡过程的平衡补偿控制方法，其特征在于：该方法包括以下步骤：

a.实时并依次进行的信号处理：根据位移传感器获取倾转翼飞行器在过渡过程中的前飞速度u、垂向速度w、飞行高度h和飞行距离x，相位传感器获取倾转翼飞行器俯仰角速度q和俯仰角θ等飞行参数，计算倾转翼飞行器所受除重力外的合力在x轴、z轴上的分量F_x、F_z和除重力外的旋翼拉力与倾转翼飞行器的气动力之和产生的俯仰合力矩M；

b.平衡系数辨识：以倾转翼飞行器的过渡过程中的飞行高度偏差E(k)和俯仰角θ为控制依据，以倾转翼迎角Ah为判断依据，通过混合粒子群迭代搜寻方法，辨识计算平衡系数后输出过渡平衡控制器的系数矩阵T_i；

c.补偿输出：依据过渡平衡控制器产生补偿信号，与原信号叠加得到旋翼拉力F和升降舵附加升力δ的控制信号，并输入到旋翼和升降舵中对倾转翼飞行器过渡切换过程中产生的不平衡振动进行抑制。

2.根据权利要求1所述的一种倾转翼飞行器过渡过程的平衡补偿控制方法，其特征在于：所述信号处理是依据分体法对倾转翼飞行器的气动力进行计算，将各部分力与力矩做叠加运算，得到倾转翼飞行器纵向气动合力与合力矩。

3.根据权利要求2所述的一种倾转翼飞行器过渡过程的平衡补偿控制方法，其特征在于：所述信号处理针对倾转翼飞行器过渡过程的纵向气动力分析，其建立机体坐标系和地面坐标系具体是：

机体坐标系Oxyz:原点O位于飞机质心，x轴沿机体轴线指向正前方，y轴指向右侧且垂直飞机对称面，z轴垂直机体水平面且指向下方；

地面坐标系OgXgYgZg:原点Og固定为地面任一点，Xg轴与Yg轴平行于地面且互相垂直，Zg轴垂直地面且指向地心。

4.根据权利要求3所述的一种倾转翼飞行器过渡过程的平衡补偿控制方法，其特征在于：根据纵所述向气动合力与所述合力矩，采用以下公式计算获得倾转翼飞行器过渡过程中的各飞行参数：

所述I_y为y轴的转动惯量。

5.根据权利要求1所述的一种倾转翼飞行器过渡过程的平衡补偿控制方法，其特征在于：所述步骤b中倾转翼飞行器过渡平衡控制器有：前飞速度控制器和俯仰姿态控制器

6.根据权利要求1所述的一种倾转翼飞行器过渡过程的平衡补偿控制方法，其特征在于：所述步骤b中的混合粒子群迭代搜寻方法包括：首先设置辨识值的初始值X₀和辨识边界，从辨识值的初始值开始，采用混合粒子群迭代搜寻方法的同时改变搜寻的步长，使辨识值无限接近目标值，最终输出的辨识值X_F作为目标值X_T，作为最终的倾转翼飞行器过渡过程控制平衡系数。

7.根据权利要求6所述的一种倾转翼飞行器过渡过程的平衡补偿控制方法，其特征在于：所述的混合粒子群迭代搜寻具体是同时采用模拟退火和禁忌判别的组合粒子群算法，其组合逻辑在于：

迭代搜寻存在差解时引入退火思想，计算该差解的状态转移概率，当概率通过则接受该差解；概率不通过则不接受该差解；

迭代搜寻出现优解时引入禁忌思想，建立禁忌表并将优解写入禁忌表，等待下次出现优解时查询禁忌表，当禁忌查询通过则接受该优解；当禁忌查询不通过则不接受该优解。

8.根据权利要求1所述的一种倾转翼飞行器过渡过程的平衡补偿控制方法，其特征在于：所述步骤c中所述过渡平衡控制器采用模糊切换PID控制器，针对倾转翼飞行器过渡切换引起的控制信号振动进行实时补偿。

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