CN115270312B - 倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法 - Google Patents

倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及飞行器控制技术，其公开了一种倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法。利用该斜向飞行模式，飞机可在机身与水平面成约γ角的倾斜状态下，实现悬停、慢飞，并且可沿着与机身平行的斜向路径加速爬升与飞行。该斜向飞行模式的实现方法为：在每一组不同的空速V和航迹倾角γ的状态下，求得多组俯仰角θ和旋翼倾转角δt，使得飞机的受力状况满足：力矩平衡、沿飞行路径法向合力为零。从而，建立控制飞机在每一组空速和航迹倾角(V,γ)的斜向飞行状态下的控制量组合(θ,δt)的查表型函数。在可用的(θ,δt)组合中，优选出最优结果，使飞机沿斜向飞行时加速最快。本发明扩展了倾转旋翼机现有的垂直悬停/上升/下降和水平前飞两种飞行模式，改善了其飞行性能、提高了飞行效率。

Description

倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法
技术领域
本发明涉及一种飞行器技术领域，具体而言，涉及倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法。
背景技术
倾转旋翼机是一类可以通过旋转其旋翼/螺旋桨指向方向，而改变自身布局的飞机。这种飞机既具有固定翼飞机的机翼、又具有可以倾转的旋翼，因而融合了固定翼飞机和多旋翼飞机两方面的优点，具有(1)垂直上升/下降，(2)水平前飞两种飞行模式，并可以在两个模式之间转换，从而使得倾转旋翼机既能够垂直起降和空中悬停，又具有飞行速度高、续航能力强的优势，军民应用前景广泛。
对倾转旋翼机来说，一个包括了垂直上升和水平前飞两种飞行模式及其相互转换的典型操作是它的起飞过程，如图1所示。这个过程的一大问题在于，在起飞开始时，飞机长时间处于垂直上升和悬停状态，也就是垂直上升/下降飞行模式，而在这种模式下倾转旋翼机的飞行性能和效率都变得很低。具体有以下原因：
第一、在垂直上升、悬停、垂直下降飞行模式下，倾转旋翼机的机身、机翼和尾翼都产生极大的空气阻力，妨碍了起飞机动动作；这会导致起飞过程动力消耗大，继而缩短航程和滞空时间等重要飞行性能指标。第二、倾转旋翼机的“固定翼”(即机身、机翼和尾翼)部分的设计工况是平飞而非悬停。这样飞机在垂直上升和悬停状态下时，其固定翼部分处于非设计工况的流场中。当飞机受到侧向和尾向来风时，固定翼部分会产生很大的干扰力和力矩，常会导致位置姿态大幅波动甚至飞机失稳。因此，在这种模式下倾转旋翼机的飞行性能和效率都变得很低。
因此，一种可以改善飞行性能、提高飞行效率的倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法成为本领域技术人员追求的目标。
发明内容
本发明的目的在于解决现有的倾转旋翼机的垂直上升和悬停状态的飞行模式动力消耗大、从而缩短航程和滞空时间等重要飞行性能指标，以及倾转旋翼机的固定翼处于非设计工况的流场中导致其抗干扰力差的问题，提供一种倾转旋翼机斜向飞行模式，其可以有效解决上述问题，改善飞行性能和提升飞行效率。
本发明的第二目的是在飞机建立斜向飞行模式过程中获得最大的加速度，以缩短起飞耗时并节约能源。
本发明为实现上述目的，采用的技术方案为：
一种倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法，其特征在于，通过姿态与动力的组合控制，使得倾转旋翼机可在机身与水平面成约γ角的倾斜状态下，实现沿着斜向路径爬升与加速飞行。其设计方法为：建立飞机的动力学模型，该动力学模型的六自由度运动方程(1)为：
在每一组不同的空速V和航迹倾角γ的状态下，求得多组俯仰角θ和倾转角δt，使得飞机的受力状况满足：力矩平衡、沿飞行路径法向合力为零；
从而，建立控制飞机在每一组空速和航迹倾角(V,γ)的斜向飞行状态下的控制量组合(θ,δt)的查表型函数：
(俯仰角θ,倾转角δt)＝f(空速V,航迹倾角γ)
其中：φ为滚转角，θ为俯仰角、ψ为偏航角，；p,q,r为滚转、俯仰和偏航角速度；为俯仰角加速度，/>为俯仰角的微分，M为俯仰力矩，Jyy为绕机体系Y轴的转动惯量，xE,yE,zE为位置分量；γ为航迹倾角，V为空速，δt为倾转角；u,v,w为体轴系中的三轴空速分量。
进一步：其中，维持飞机的斜向飞行状态、对每一组不同的空速V和航迹倾角γ状态下求得多组机体俯仰角θ和倾转角δt的方法，即建立所述查表型函数的方法具体包括以下步骤：
S1.开始；
S2.在预设范围内设定一组飞行状态参数：空速Vi、航迹倾角γi，i为自然数；
S3.在预设范围内设定一个δti，i为自然数；
S4.选择俯仰角θsp，θsp＝θj＝θj-1+Δθ，Δθ>0，j为选择次数，j＝1时，
θj＝-90°；
S5.计算飞机沿斜向飞行方向的法向合力，判断该法向合力是否为零；如果是，进入下一步S6，如果否，进入S7；
S6.记录当前飞行状态参数和控制量组合：Vi、γi、δti、θj＝θsp；
S7.判断俯仰角θj是否到达最大值,如果是，进入下一步S8，如果否，返回S4；
S8.判断倾转角δt是否涵盖预设范围,如果是，进入下一步S9，如果否，返回S3；
S9.判断空速V和航迹倾角γ是否涵盖预设范围,如果是，进入下一步S10，如果否，返回S2；
S10.结束，并根据S6得到查表函数：(俯仰角θ,倾转角δt)＝f(空速V,航迹倾角γ)。
其中，所述空速V的预设范围为：V>0至最大值Vmax；所述航迹倾角γ是的预设范围是：0°＜γ＜90°；所述俯仰角θ的预设范围是：-90°≤θsp≤90°；所述倾转角的预设范围是倾转旋翼机的最大允许倾转角(典型范围为0°≤δt≤90°)。其中，空速的最大值Vmax可以为旋翼机的飞行最大速度。
在上述建立查表函数的过程中，给定的每一组飞行状态参数：空速Vi、航迹倾角γi，求得符合飞行路径法相合力为零的控制量组合俯仰角和倾转角(θ,δt)存在多组，因此，本发明为了实现在飞机建立斜向飞行模式过程中获得最大的加速度，以缩短起飞耗时并节约能源的目的，即在斜向飞行状态下，进一步优选控制量组合，求得可达到沿斜向飞行方向最大加速度的一组控制量：机体俯仰角和倾转角(θ,δt)，其优选的方案为在所述步骤S6中，进一步以下步骤：
S6-1.在该每一组空速和航迹倾角(V,γ)状态下，将所得到的多组控制量组合(θ,δt)集合；对每一组控制量组合(θ,δt)，计算飞机沿着斜向飞行方向的加速度；
S6-2.记录加速度最大的一组飞行状态参数和控制量组合：V、γ、δt、θ。
通过该优化的过程，其所建立的每一组空速和航迹倾角(V,γ)的飞行状态下的控制量组合(θ,δt)可以实现飞行最大的加速度。
进一步，作为优选方案，为了维持正确的斜向飞行模式机体姿态，所需的控制力矩；每当改变俯仰角，输入一个期望的俯仰角θsp时，需要控制飞机所需拉力以及调整角度，在所述步骤S4中，当给定一个俯仰角期望值θsp时，其控制实现θsp的过程包括以下步骤：
S4-1.通过姿态控制律控制，得出滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩的期望值Lsp、Msp、Nsp；
S4-2.通过舵面控制律得出副翼、升降舵和方向舵的偏转角δa,out,δe,out,δr,out；
S4-3.计算旋翼所需产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩：Lrot,Mrot,Nrot；
S4-4.将所需产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩：Lrot,Mrot,Nrot其从体轴系(B系)转换到倾斜坐标系(T系)，得出Lrot，T、Mrot，T、Nrot，T；
S4-5.计算左、右、后旋翼所需的拉力TL,TR,TA，所需调整的左、右旋翼倾转角：δtL,δtR。
在飞机实现θsp的过程中，需通过姿态控制律计算滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩(三轴力矩)的期望值Lsp、Msp、Nsp，所述姿态控制律为：
且：φsp＝φ＝ψsp＝ψ＝p＝r＝0；
其中：φ、θ、ψ为滚转角、俯仰角、偏航角，φsp、θsp、ψsp为滚转角、俯仰角、偏航角的期望值，psp、qsp、rsp为期望的滚转、俯仰、偏航角速度； 为期望的滚转、俯仰、偏航加速度；Lsp、Msp、Nsp为滚转、俯仰、偏航力矩的期望值；Jxx、Jyy、Jzz为绕机体系X、Y、Z轴的转动惯量；kPφ,kPθ,kPψ为常数系数，kPp,kPq,kPr为常数系数。通过该姿态控制律求得飞机的三轴力矩的期望值。
进一步求得飞机副翼、升降舵和方向舵的偏转角度δa,out,δe,out,δr,ou t；具体步骤如下：
通过以下舵面控制律计算：
其中：δa,out,δe,out,δr,out为副翼、升降舵和方向舵的偏转角kroll,kpitch,kyaw为常数系数，Lδa,Mδe,Nδr为达到单位滚转/俯仰/偏航力矩所需的副翼/升降舵/方向舵偏转角。通过舵面控制律求得飞机副翼、升降舵和方向舵的偏转角度。
进一步，求得飞机的旋翼需产生的控制力矩：滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩Lrot,Mrot,Nrot，具体计算方法如下：
其中：δa、δe、δr为副翼、升降舵和方向舵的偏转角为达到单位滚转/俯仰/偏航力矩所需的副翼/升降舵/方向舵偏转角。从而，求得飞机的旋翼需产生的控制力矩。
进一步，所需产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩：Lrot,Mrot,Nrot其从体轴系(B系)转换到倾斜坐标系(T系)的计算公式为：
其中：Lrot，T、Mrot，T、Nrot，T为倾斜坐标系内的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩；
其中，Ly为旋转矩阵：
最终，求得飞机的旋翼各自的所需的拉力TL,TR,TA和倾转角δtL,δtR，具体计算方法如下：
其中，a,b分别为左、右旋翼至XB轴、YB轴的距离，c为后旋翼至YB轴的距离，TL,TR,TA为所需左、右、后旋翼的拉力，δtL,δtR为所需调整左、右旋翼的倾转角；f(δt,sp)为关于δt,sp的单调递增函数，具有特征f(0°)＝0,f(90°)＝1，Tp为预设常数值。
本发明所述的倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法，其建立了在不同的(空速V,航迹倾角γ)下与对应的控制量组合(俯仰角θ,倾转角δt)的查表函数：即在每一组飞行状态(空速V,航迹倾角γ)下，都有一组控制量(俯仰角θ,倾转角δt)可以使得飞机的受力状况满足斜向飞行基本要求：力矩平衡、沿路径法向力为零。因此，本发明提供了一种新的倾转旋翼机斜向飞行模式，利用这个斜向飞行模式，飞机可在机身与水平面成约γ角的倾斜状态下(如图1所示)，实现悬停、慢飞、并且可沿着与机身平行的斜向路径飞行与加速爬升。相对于垂直上升飞行，倾转旋翼机机身、机翼和尾翼产生空气阻力大大降低，从而可以延长航程和滞空时间等重要飞行性能指标；同时，由于倾转旋翼机的“固定翼”(即机身、机翼和尾翼)部分的设计工况是平飞而非悬停，因此，斜向飞行和斜向悬停状态下，其更接近固定翼部分的设计工况的流场。因此，飞机的固定翼部分会对侧向和尾向来风的抗干扰性更好，位置姿态不会产生大幅波动。
本发明进一步优化了斜向飞行的查表函数，使得飞机可在给定的飞行状态(空速V,航迹倾角γ)条件下，选择最优的一组(θ,δt)，实现沿给定斜向飞行路径的加速度最大化，其不仅降低起飞过程的耗时、同样降低了能耗。
附图说明
图1为现有技术中倾转旋翼机的飞行模式图；
图2为发明所述倾转旋翼机的斜向飞行模式示意图；
图3为本发明所述倾转旋翼机斜向飞行的受力分析图；
图4为本发明所述倾转旋翼机的斜向飞行的假定物理对象示意图；
图5为本发明所述倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法的查表函数建立过程的流程图；
图6为本发明所述倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法的动力学模型结构图；
图7为本发明所述倾转旋翼机的体轴系(B系)与倾斜坐标系(T系)转换示意图；
图8为本发明的样例倾转旋翼无人机；
图9为本发明的样例倾转旋翼无人机航电设备；
图10为本发明所述倾转旋翼机斜向飞行实例图；
图11是本发明所述倾转旋翼机通过分块建模组合方法构成的动力学模型。
具体实施方式
以下结合附图，对本发明的优选实施例进行详细的举例说明，但并不能使用该优选实施例来限定本发明的保护范围。
参见图2，本发明旨在提供一种倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法，斜向飞行模式得以实现的基本要求在于在飞机机身与水平面成约γ角的倾斜状态下，维持正确的受力和力矩平衡状态，因此需要进行受力分析和力/力矩调配，使得飞机满足俯仰力矩为零、沿飞行路径法向力为零。
因此，本发明是通过建立动力学模型，通过受力分析以及计算，得出的在给定的飞行状态参数：(空速V，航迹倾角γ)状态下斜向飞行的控制量:(俯仰角θ和倾转角δt)的查表函数：(俯仰角θ,倾转角δt)＝f(空速V,航迹倾角γ)，满足俯仰力矩为零、沿飞行路径法向力为零。具体阐述如下：
首先，参见图3，倾转旋翼机在斜向飞行时的受力分析图，飞机在以航迹倾角γ斜向飞行时，其受到的力包含：前旋翼拉力、后旋翼拉力、阻力和自身重力，其中，有些力是可以主动进行调控的，例如旋翼拉力和拉力方向，有些是随着飞行速度、迎角等状态的改变而改变的，有些是恒定的，如：重力。为了达成飞机在该状态(斜向)下飞行，其必须满足的条件是：1.俯仰力矩为零；2.沿路径法向方向的分力之和为零。
本发明采用具体方法如下：
首先，建立飞机的动力学模型，动力学建模拟采用“分块建模组合方法”，即先将飞机分为旋翼、机身、机翼等关键部位单独进行力和力矩分析并建模。其中，旋翼部分主要采用组合叶素积分和动量法进行迭代计算气动力和力矩。旋翼部分受力模型最终应化为查表式的、直接调用的函数关系：
拉力和扭矩＝f(来流速度,来流角度,旋翼转速)
对于固定翼部分(即机身和机翼的部分)，采用常用的教科书建模方法即可。
将分块的模型按图11的结果进行组合，即可形成完整的动力学模型，如图11所示；模型的输入为舵面偏转，旋翼转速等控制量，输出为运动状态。
为了实现飞机在斜向模式下飞行，本发明确定控制斜向飞行的关键控制量为：俯仰角θ和倾转角δt，以调配前、后旋翼的拉力和力矩，使得其在不同的(空速V,航迹倾角γ)斜向飞行状态下，找到合适的(θ,δt)，使得飞机的受力状况满足斜向飞行基本要求：力矩平衡、沿路径法向力为零。
为了搜寻合适的控制量组合(θ,δt)，需要在不同的(V、γ、δt)的情况下，使飞机的俯仰角逐渐变化(即增加θ)。此过程的动力学模型与仿真，可以用一个模拟的斜向来流场景，参见图4，假定物理对象：一个倾转旋翼机设在与地面夹角为γ(即航迹倾角)的风洞中，风速为V，倾转旋翼机固定在一个水平杆上可以转动，即飞机只能做俯仰运动，此时飞机的六自由度运动方程为：
式(1)中，φ为滚转角，θ为俯仰角、ψ为偏航角；p,q,r为滚转、俯仰和偏航角速度；为俯仰角加速度，/>为俯仰角速度积分，M为俯仰力矩，Jyy为绕机体系Y轴的转动惯量，XE,YE,ZE为位置分量；γ为航迹倾角，V为空速，δt为倾转角；u,v,w为体轴系(B系)中的三轴空速分量。
p＝r＝φ＝ψ＝0，即滚转、偏航运动设为0，飞机不进行该方向运动；俯仰角加速度＝俯仰力矩/转动惯量，飞机允许进行俯仰运动，俯仰角速度积分得到俯仰角；XE＝YE＝ZE＝0，飞机无位置移动；v＝0，飞机侧向(体轴系y方向)空速为零，飞机无横向空速；u＝Vcos(θ-γ),w＝Vsin(θ-γ)飞机x和z方向空速根据飞机当前的俯仰角θ、风洞的倾斜角度(等于航迹倾角γ)和风洞吹风的速度V算得。
根据上述动力学模型，如图11所示，通过输入飞行状态(V，γ)和控制量组合(θ,δt)，得到作用于飞机上的利和力矩，其动力学模型结构如图6所示，其中运动方程为上述式(1)记载的六自由度运动方程，姿态控制律仅采用一个俯仰角θsp作为变量，通过舵面控制律输出多面指令：各个舵面的偏转角、各个倾转角、各个旋翼的转速/期望拉力，在该状态下，计算飞机沿路径法向力，当该法向力为零时，记录该组数据V、γ、θ、δt。从而建立一个查表函数：(俯仰角θ,倾转角δt)＝f(空速V,航迹倾角γ)。
参见图5，具体建立该查表函数的方法包括如下步骤：
S1.开始，启动程序；
S2.在预设范围内设定一组飞行状态参数：空速Vi、航迹倾角γi，i为自然数，因此，先预设V1、γ1；
S3.在预设范围内设定一个倾转角δti，i为自然数，即先预设δt1；
S4.选择俯仰角θsp，θsp＝θj＝θj-1+Δθ，Δθ>0，j为自然数，j＝1时，θj＝-90°，因此，先选择θ1＝-90°；
S5.计算沿斜向飞行方向、即沿航迹倾角γi法向合力，判断该法向合力是否为零？；如果是，进入下一步S6，如果否，进入S7；
S6.记录当前飞行状态参数和控制量组合：Vi、γi、δti、θj＝θsp；
S7.判断俯仰角θj是否到达最大值,如果是，进入下一步S8，如果否，返回S4；
S8.判断倾转角δt是否涵盖预设范围,如果是，进入下一步S9，如果否，返回S3；
S9.判断空速V和航迹倾角γ是否涵盖预设范围,如果是，进入下一步S10，如果否，返回S2；
S10.结束，并根据S6得到查表函数：(俯仰角θ,倾转角δt)＝f(空速V,航迹倾角γ)。
其中：所述空速V的预设范围为：V>0至最大值Vmax；所述航迹倾角γ是的预设范围是：0°＜γ＜90°；所述俯仰角θ的预设范围是：-90°≤θsp≤90°；所述倾转角的预设范围是：0°≤δt≤90°。应说明的是：每再一次选择δti+1时，可以在δti基础上逐渐增加，也可以反过来，从大到小选择，直至覆盖整个范围，每一次增加的量也可以任意设置，可以是1°、5°等；对于V、γ的选择也是一样，逐渐增加或减少，直至覆盖其范围。其中，S5步骤中，计算法向力是通过动力学模型中的力和力矩计算部分进行。
即，首先，预设空速V1、航迹倾角γ1，预设倾转角δt1，在选择一个最小的俯仰角，俯仰角θ1＝0，计算飞机沿飞行路径的法向合力，如果合力不是零，再增加俯仰角：θsp2，继续计算，如果合力不为零，继续增加俯仰角，直到合力为零，记录当前的飞行状态参数(V1、γ1)和控制量组合：(δt1，θsp)；在该状态下，判断俯仰角θsp是否为最大值，若是，保持飞行状态参数(V1、γ1)不变，改变倾转角δt，选择δt2，继续选择最小的俯仰角θsp1，并计算沿飞行路径法向合力，重复上述步骤，至倾转角δt涵盖了其预设范围；此时，改变飞行状态参数：预设空速V2、航迹倾角γ2，继续重复上述步骤，直到空速V、和航迹倾角γ涵盖了其取值范围。由此可以得出查表函数：(俯仰角θ,倾转角δt)＝f(空速V,航迹倾角γ)。
为了进一步优化，对应一组飞行状态参数(空速V,航迹倾角γ)，存在多组控制量组合(俯仰角θ,倾转角δt)，因此，本发明通过计算每一组参数下，飞机的加速度值，优选其加速度最大的一组，即求得可达到沿斜向飞行方向最大加速度的机体俯仰角θ和倾转角δt；以缩短飞行的耗时，并可以降低能耗。因此，上述步骤S6，进一步包括以下步骤：
S6-1.在该每一组空速和航迹倾角(V,γ)状态下，将所得到多组控制量组合(θ,δt)集合；对每一组控制量组合(θ,δt)，计算飞机在沿着斜向飞行方向的加速度；
S6-2.记录加速度最大的一组飞行状态参数和控制量组合：V、γ、δt、θ。
为了维持正确的斜向飞行模式机体姿态，所需的控制力矩，具体控制过程为：在上述步骤S4中，其中，每一次改变控制参数θsp，根据动力学模型结构，通过姿态控制律和舵面控制律，输出舵面指令：各个舵面的偏转角、各个倾转角、各个旋翼的转速/期望拉力，即可将飞机的姿态控制到实际的俯仰角θ等于θsp。其具体方法为：
S4-1.通过姿态控制律控制，得出滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩的期望值Lsp、Msp、Nsp；该姿态控制律为：
因，φsp＝φ＝ψsp＝ψ＝p＝r＝0；Lsp＝0，Nsp＝0；
其中：φ、θ、ψ为滚转角、俯仰角、偏航角，φsp、θsp、ψsp为滚转角、俯仰角、偏航角的期望值，psp、qsp、rsp为期望的滚转、俯仰、偏航角速度； 为期望的滚转、俯仰、偏航角加速度；Lsp、Msp、Nsp为滚转、俯仰、偏航力矩期望值；Jxx、Jyy、Jzz为绕机体系X、Y、Z轴的转动惯量；kPφ,kPθ,kPψ为常数系数，典型值为1～2，kPp,kPq,kPr为常数系数，典型值为4～8。
S4-2.通过舵面控制律得出副翼、升降舵和方向舵的偏转角δa,out,δe,out,δr,out；
舵面控制律为：
其中：δa,out,δe,out,δr,out为副翼、升降舵和方向舵的偏转角，kroll,kpitch,kyaw为常数系数，为介于0～1的可调值，Lδa,Mδe,Nδr为达到单位滚转/俯仰/偏航力矩所需的副翼/升降舵/方向舵偏转角。
S4-3.计算旋翼所需产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩：Lrot,Mrot,Nrot；
其中：δa、δe、δr为副翼、升降舵和方向舵的偏转角，Lδa,Mδe,Nδr为达到单位滚转/俯仰/偏航力矩所需的副翼/升降舵/方向舵偏转角。
S4-4.将所需产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩：Lrot,Mrot,Nrot其从体轴系(B系)转换到倾斜坐标系(T系)，得出T系中Lrot，T、Mrot，T、Nrot，T；
所需产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩：Lrot,Mrot,Nrot其从体轴系(B系)转换到倾斜坐标系(T系)的计算公式为：
其中：Lrot，T、Mrot，T、Nrot，T为倾斜坐标系内的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩；
其中，Ly为旋转矩阵：
S4-5.计算左、右、后旋翼所需的拉力TL,TR,TA，所需调整的左、右旋翼倾转角：δtL,δtR，
所述左、右、后旋翼所需的拉力和所需调整左、右旋翼倾转角的计算公式为：
其中，a,b分别为左、右旋翼至XB轴、YB轴的距离，c为后旋翼至YB轴的距离，如图7所示。TL,TR,TA为所需左、右、后旋翼的拉力，δtL,δtR为所需调整左、右旋翼的倾转角；f(δt,sp)为关于δt,sp的单调递增函数，具有特征f(0°)＝0,f(90°)＝1，Tp为预设常数值，一般取值为>0.7，与飞机推重比有关。
通过上述控制律控制以及计算得出左、右、后旋翼所需的拉力TL,TR,TA，所需调整的左、右旋翼倾转角：δtL,δtR，控制系统通过改变该拉力以及角度，即可实现将飞机的姿态控制到实际的俯仰角θ等于θsp。
参见图8、9、10，是采用本发明所建立的查表函数，进行斜向飞行的NimbusVTOL倾转旋翼无人机、航电设备以及进行斜向飞行的实例照片。
以上说明对本发明而言只是说明性的，而非限制性的，本发明旨在提供倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法，并建立了斜向飞行的查表函数：(俯仰角θ,倾转角δt)＝f(空速V,航迹倾角γ)。在不脱离权利要求所限定的精神和范围的情况下，可作出许多修改、变化或等效，但都将落入本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法，其特征在于，通过姿态与动力的组合控制，使得倾转旋翼机可在机身与水平面成约γ角的倾斜状态下，实现沿着斜向路径加速爬升与飞行；斜向飞行模式的设计方法为：建立飞机的动力学模型，该动力学模型的六自由度运动方程(1)为：
在每一组不同的空速V和航迹倾角γ的状态下，求得多组俯仰角θ和倾转角δt，使得飞机的受力状况满足：力矩平衡、沿飞行路径法向合力为零；
从而，建立控制飞机在每一组空速和航迹倾角(V,γ)的斜向飞行状态下的控制量组合(θ,δt)的查表型函数：
(俯仰角θ,倾转角δt)＝f(空速V,航迹倾角γ)
其中：φ为滚转角，θ为俯仰角、ψ为偏航角；p,q,r为滚转、俯仰和偏航角速度；为俯仰角加速度，/>为俯仰角的微分，M为俯仰力矩，Jyy为绕机体系Y轴的转动惯量，xE,yE,zE为位置坐标；γ为航迹倾角，V为空速，δt为倾转角；u,v,w为体轴系中的三轴空速分量。
2.根据权利要求1所述的倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法，其特征在于，维持飞机的斜向飞行状态，对每一组不同的空速V和航迹倾角γ状态，求得多组机体俯仰角θ和倾转角δt，具体包括如下步骤：
S1.开始；
S2.在预设范围内设定一组飞行状态参数：空速Vi、航迹倾角γi，i为自然数；
S3.在预设范围内设定一个倾转角δti，i为自然数；
S4.选择俯仰角θsp，θsp＝θj＝θj-1+Δθ，Δθ>0，j为选择次数，j＝1时，
θj＝-90°；
S5.计算沿斜向飞行方向的法向合力，判断该法向合力是否为零；如果是，进入下一步S6，如果否，进入S7；
S6.记录当前飞行状态参数和控制量组合：Vi、γi、δti、θj＝θsp；
S7.判断俯仰角θj是否到达最大值，如果是，进入下一步S8，如果否，返回S4；
S8.判断倾转角δt是否涵盖预设范围，如果是，进入下一步S9，如果否，返回S3；
S9.判断空速V和航迹倾角γ是否涵盖预设范围，如果是，进入下一步S10，如果否，返回S2；
S10.结束，并根据S6得到查表函数：(俯仰角θ,倾转角δt)＝f(空速V,航迹倾角γ)。
3.根据权利要求2所述的倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法，其特征在于，所述空速V的预设范围为：V>0至最大值Vmax；所述航迹倾角γ的预设范围是0°＜γ＜90°；所述俯仰角θ的预设范围是：-90°≤θsp≤90°；所述倾转角的预设范围是倾转旋翼机倾转机构容许的最大范围。
4.根据权利要求2所述的倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法，其特征在于，在斜向飞行状态下，求得可达到沿斜向飞行方向最大加速度的机体俯仰角θ和倾转角δt；在所述步骤S6中，进一步包括以下步骤：
S6-1.在该每一组空速和航迹倾角(V,γ)状态下，将所得到多组控制量组合(θ,δt)集合；对每一组控制量组合(θ,δt)，计算飞机在沿着斜向飞行方向的加速度；
S6-2.记录加速度最大的一组飞行状态参数和控制量组合：V、γ、δt、θ。
5.根据权利要求2或3或4所述的倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法，其特征在于，计算维持正确的斜向飞行模式机体姿态所需的控制力矩；具体控制过程为：
所述步骤S4中，当给定一个俯仰角期望值θsp时，其控制过程包括以下步骤：
S4-1.通过姿态控制律控制，得出滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩的期望值Lsp、Msp、Nsp；
S4-2.通过舵面控制律得出副翼、升降舵和方向舵的偏转角δa,out,δe,out,δr,out；
S4-3.计算旋翼所需产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩：Lrot,Mrot,Nrot；
S4-4.将所需产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩：Lrot,Mrot,Nrot其从体轴系转换到倾斜坐标系，得出Lrot，T、Mrot，T、Nrot，T；
S4-5.计算左、右、后旋翼所需的拉力TL,TR,TA，所需调整的左、右旋翼倾转角：δtL,δtR。
6.根据权利要求5所述的倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法，其特征在于，飞机姿态控制律的三轴力矩Lsp、Msp、Nsp计算步骤如下：
即，通过姿态控制律计算：
且：φsp＝φ＝ψsp＝ψ＝p＝r＝0；
其中：φ、θ、ψ为滚转角、俯仰角、偏航角，φsp、θsp、ψsp为滚转角、俯仰角、偏航角的期望值，psp、qsp、rsp为滚转角、俯仰角、偏航角的期望角速度； 为期望的滚转、俯仰和偏航角加速度；Lsp、Msp、Nsp为滚转、俯仰和偏航力矩的期望值；Jxx、Jyy、Jzz为绕机体系X、Y、Z轴的转动惯量；kPφ,kPθ,kPψ为常数系数，kPp,kPq,kPr为常数系数。
7.根据权利要求6所述的倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法，其特征在于，求得飞机副翼、升降舵和方向舵的偏转角度δa,out,δe,out,δr,out；
具体通过以下舵面控制律计算：
其中：δa,out,δe,out,δr,out为副翼、升降舵和方向舵的偏转角，kroll,kpitch,kyaw为常数系数，为达到单位滚转/俯仰/偏航力矩所需的副翼/升降舵/方向舵偏转角。
8.根据权利要求7所述的倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法，其特征在于，求得飞机的旋翼需产生的控制力矩：滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩Lrot,Mrot,Nrot，具体计算方法如下：
其中：δa、δe、δr为副翼、升降舵和方向舵的偏转角，为达到单位滚转/俯仰/偏航力矩所需的副翼/升降舵/方向舵偏转角；
所需产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩：Lrot,Mrot,Nrot其从体轴系转换到倾斜坐标系的计算方法为：
其中：Lrot，T、Mrot，T、Nrot，T为倾斜坐标系内所需产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩；Ly为旋转矩阵：
。
9.根据权利要求8所述的倾转旋翼机斜向飞行模式的设计及实现方法，求得飞机的旋翼各自的所需的拉力TL,TR,TA和倾转角δtL,δtR，具体计算方法如下：
其中，a,b分别为左、右旋翼至XB轴、YB轴的距离，c为后旋翼至YB轴的距离，TL,TR,TA为所需左、右、后旋翼的拉力，δtL,δtR为所需调整左、右旋翼的倾转角；f(δt,sp)为关于δt,sp的单调递增函数，具有特征f(0°)＝0,f(90°)＝1，Tp为预设常数。
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