CN116443246A - 一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置。所述装置包括存储器、主处理器、通信接口和供电接口；主处理器包括飞行规划模块，用于在航空器执行飞行任务前获得最大可用商载；自动起降模块，用于处理从外部接收的数据，随后实时向执行器发送控制指令，控制航空器舵面、动力系统倾转角度以及动力系统输出量，进而控制航空器实现短距起降；手动起降模块，主要用于在航空器转入短距起飞或短距着陆飞行阶段后解析驾驶员对航空器的控制动作并转化为执行器的实时控制指令。本发明提供的控制装置能够赋予倾转旋翼航空器结合实际跑道的硬件条件，最大化商业载荷的调整能力；本发明提供的控制装置能够赋予航空器更广泛的使用场景，降低使用限制。

Description

一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置。
背景技术
目前，垂直起降航空器受制于动力系统的功率输出，对起飞重量以及起降海拔存在极大的使用限制。
垂直起降航空器动力系统提供约1G推力，而传统固定翼航空器动力系统提供约1/3G推力即可，相比传统固定翼航空器垂直起降航空器需要多提供约2/3G的推力，动力以及能源系统的额外输出能力会导致系统重量的增加。在保证垂直起降航空器巡航能力的前提下，相比传统固定翼航空器，垂直起降航空器在商业载荷上存在天然的劣势、且增加最大起飞重量的代价更大。起降海拔的改变会直接影响空气密度，在高海拔地区使用时空气密度的降低会直接降低动力系统提供的推力，进而降低最大起飞重量，商业载荷被进一步压缩，商业价值降低。
基于此，针对倾转旋翼构型的垂直起降航空器设计了一种短距起降控制方法，增加短距滑跑起降的能力。
发明内容
本发明提供了一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，包括外壳体和内部硬件，内部硬件包括存储器、主处理器、通信接口和供电接口，各部件之间通过通信总线进行通信数据的传输；存储器用于存储控制装置从外部接收的数据，以及航空器控制所需的基础特性参数和限制；主处理器用于进行控制策略的处理计算；通信接口用于将接收的数据转换为可供主处理器读取的数据或者将主处理器要发送的数据转换为接收端的相应形式数据；供电接口用于接收外部对控制装置的供电；
主处理器包括飞行规划模块、自动起降模块和手动起降模块；
飞行规划模块，用于在航空器执行飞行任务前获得最大可用商载；
自动起降模块，用于处理从外部接收的数据，随后实时向执行器发送控制指令，控制航空器舵面、动力系统倾转角度以及动力系统输出量，进而控制航空器实现短距起降；
手动起降模块，主要用于在航空器转入短距起飞或短距着陆飞行阶段后解析驾驶员对航空器的控制动作并转化为执行器的实时控制指令。
如上所述的一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，其中，所述倾转旋翼航空器包括机翼、机身、平尾、垂尾、起落架和撑杆；机翼包括主机翼和两侧小翼；平尾包括水平安定面和两侧短舱；倾转旋翼航空器在低迎角时，倾转小翼起到增升作用，降低起飞速度，缩短起飞时间，减少起飞距离；在小翼倾转状态下，增加整机阻力，增加刹车减速度，缩短刹车时间，减少着陆距离。
如上所述的一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，其中，飞行规划模块，用于在飞机任务开始前，接收输入的起降距离限制、起降海拔高度信息，基于输入信息以及存储器内部存储的航空器基础特征参数，计算得到航空器的最大起飞重量以及着陆重量，通过比较获取最小值，随后输出推荐使用最大商载。
如上所述的一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，其中，输入信息包括航空器起飞与着陆的距离限制要求、起飞与着陆的海拔高度、航空器空重；存储器内部存储的航空基础特征参数包括航空器气动特征参数、航空器动力系统特性、航空器运动学参数限制；计算得到的航空器数据包括航空器的最大起飞、着陆重量，提供建议的最大商载。
如上所述的一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，其中，飞行规划模块，具体包括如下步骤：
步骤31、遍历航空器倾转角，依据已知的动力系统可用推力及起降航空器迎角，基于三角函数关系求得起飞/着陆时动力系统升力方向的分力；
步骤32、依据动力系统输出能力、航空器空重、航空器自身气动特性，通过动力学平衡方程求得各空速下航空器的水平加/减速度；
步骤33、依据起降场地长度限制，空速与航空器加/减速度对应关系，使用积分原理求得航空器离地/接地空速；
步骤34、在已知航空器离地/接地空速以及各倾转角下航空器离地/接地时动力系统产生的升力分量后，依据空气动力学计算公式求得航空器气动升力，再求和得到起飞/着陆重量；
步骤35：返回步骤32～步骤34，迭代计算直至新的起飞/着陆重量与上一次计算重量偏差小于某一设定值时迭代终止；
步骤36、将最终得到的起飞重量与着陆重量中理论较大者减去航空器的空重，得到推荐商载，向使用者提供该信息。
如上所述的一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，其中，自动起降模块用于在航空器转入短距起飞或短距着陆飞行阶段后控制装置对航空器自动的控制。
如上所述的一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，其中，自动起降模块具体执行如下步骤：
步骤41、依据优化原则选定最优策略下的倾转角，向驾驶员显示可用倾转角范围以及自动起降模式下选择的最优倾转角；
步骤42、接收驾驶员确认指令，基于自动生成的航空器运动期望以及航空器模型通过动力学平衡方程计算得出各方向力及力矩；
步骤43、结合计算得到的力及力矩、传感器采集的航空器姿态、速度、位置信息，以及动力系统模型，计算得到各执行器的控制指令。
如上所述的一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，其中，手动起降模块解析驾驶员实时的控制指令，计算并输出对执行器的控制指令，实现对执行器的控制。
如上所述的一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，其中，手动起降模块具体执行如下步骤：
步骤51、依据优化原则选定最优策略下的倾转角，向驾驶员显示可用倾转角范围以及手动起降模式下选择的最优倾转角；
步骤52、接收驾驶员控制指令，处理得到期望的航空器运动指令，结合航空器本体模型，计算得到各方向的力及力矩；
步骤53、结合计算得到的力及力矩、传感器采集的航空器姿态、速度、位置信息，以及动力系统模型，计算得到各执行器的控制指令。
如上所述的一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，其中，从外部接收的数据包括控制模式输入指令、飞行模式输入指令、航空器起飞着陆重量、航空器期望起飞着陆距离、航空器当前运动学参数；其中，航空器当前运动学参数包括位置、速度、加速度、角速度、角加速度、姿态、航向。
本发明实现的有益效果如下：
(1)本发明提供的控制装置能够赋予倾转旋翼航空器结合实际跑道的硬件条件，最大化商业载荷的调整能力；
(2)本发明提供的控制装置能够赋予航空器更广泛的使用场景，降低使用限制。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明实施例提供的一种倾转旋翼航空器示意图；
图2是本发明实施例提供的一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置示意图；
图3是飞行规划模块操作流程图；
图4是自动起降模块操作流程图；
图5是手动起降模块操作流程图；
图6是低迎角状态下倾转角增升仿真分析图；
图7是倾转角增租仿真分析结果图；
图8是倾转角对起飞重量计算分析图。
具体实施方式
下面结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例一
本发明实施例一提供一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，如图1所示，所述倾转旋翼航空器包括：机翼1、机身2、平尾3、垂尾4、起落架5和撑杆6。机翼1包括主机翼11和两侧小翼12，小翼12与主机翼11通过第一倾转轴相连，小翼12可围绕第一倾转轴旋转。平尾3包括水平安定面31和两侧短舱32，短舱32与水平安定面31通过第二倾转轴相连，短舱32可围绕第二倾转轴旋转。在主机翼11的左右机翼前侧分别安装左右撑杆6。在撑杆6端部、两侧小翼12和两侧短舱32上均安装动力系统。安装于两侧小翼12和两侧短舱32上的动力系统随两侧小翼12以及两侧短舱32的倾转改变推力方向。倾转旋翼航空器在低迎角时，倾转小翼能够起到增升的作用，有利于进一步降低起飞速度，缩短起飞时间，减少起飞距离；在小翼倾转状态下，能明显增加整机阻力，如此能够有效增加刹车减速度，缩短刹车时间，减少着陆距离。
本发明需要动力系统倾转一定角度以分力的形式提供升力，如此在相同航空器重量的前提下，仅需要更低的飞行速度来提供气动升力即可平衡整机重力，更低的离地/接地速度意味着更低的加速/减速时间，从而达到缩短起飞/着陆距离的目的。在起降海拔高度增高时，空气密度下降，假设离地/接地速度一致的情况下，整机的气动升力会下降，此时可通过更改倾转角度以分力的形式补充升力，如此即可达到相同起飞重量不同海拔高度起降的效果。
如图2所示，所述用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置安装在倾转旋翼航空器内部，控制装置包括外壳体和内部硬件，外壳体保护内部硬件正常工作，内部硬件包括存储器21、主处理器22、通信接口23和供电接口24，各部件之间通过通信总线进行通信数据的传输。存储器21用于存储控制装置从外部接收的数据，以及航空器控制所需的基础特性参数和限制；主处理器22用于进行控制策略的处理计算；通信接口23用于将接收的数据转换为可供主处理器22读取的数据或者将主处理器22要发送的数据转换为接收端的相应形式数据；供电接口24用于接收外部对控制装置的供电。
主处理器22具体包括：飞行规划模块221、自动起降模块222和手动起降模块223。其中：
飞行规划模块221，用于在航空器执行飞行任务前获得最大可用商载。在飞机任务开始前，接收输入的起降距离限制、起降海拔高度等信息，基于输入信息以及存储器21内部存储的航空器基础特征参数，计算得到航空器的最大起飞重量以及着陆重量，通过比较获取最小值，随后输出推荐使用最大商载供任务负责人使用。
其中，输入信息包括但不限于航空器起飞与着陆的距离限制要求、起飞与着陆的海拔高度、航空器空重等；存储器内部存储的航空基础特征参数包括但不限于航空器气动特征参数、航空器动力系统特性、航空器运动学参数限制；计算得到的航空器数据包括航空器的最大起飞、着陆重量，提供建议的最大商载。
具体地，如图3所示，飞行规划模块221具体包括如下步骤：
步骤31、遍历航空器倾转角，依据已知的动力系统可用推力及起降航空器迎角，基于三角函数关系求得起飞/着陆时动力系统升力方向的分力；
步骤32、依据动力系统输出能力、航空器空重、航空器自身气动特性，通过动力学平衡方程求得各空速下航空器的水平加/减速度；
步骤33、依据起降场地长度限制，空速与航空器加/减速度对应关系，使用积分原理求得航空器离地/接地空速；
步骤34、在已知航空器离地/接地空速以及各倾转角下航空器离地/接地时动力系统产生的升力分量后，依据空气动力学计算公式求得航空器气动升力，再求和得到起飞/着陆重量；
步骤35：返回步骤32～步骤34，迭代计算直至新的起飞/着陆重量与上一次计算重量偏差小于某一设定值时迭代终止；
因航空器的重量会影响通过动力学平衡方程求得航空器的加(减)速度，之后会将得到的“起飞/着陆重量”代入步骤32中重新求解，并执行步骤33与34，得到新的起飞/着陆重量，如此迭代直至新的“起飞/着陆重量”与上一次计算重量偏差小于某一设定值时(比如1％)迭代终止。
步骤36、将最终得到的起飞重量与着陆重量中理论较大者减去航空器的空重，得到推荐商载，向使用者提供该信息。
在完成飞行任务准备后，起飞前切换航空器控制模式至自动或手动模式，触发自动起降模块222或手动起降模块223。
自动起降模块222，用于处理从外部接收的数据，随后实时向执行器发送控制指令，控制航空器舵面、动力系统倾转角度以及动力系统输出量，进而控制航空器实现短距起降。自动起降模块222主要用于在航空器转入短距起飞或短距着陆飞行阶段后控制装置对航空器自动的控制，从外部接收的数据包括但不限于控制模式输入指令、飞行模式输入指令、航空器起飞着陆重量、航空器期望起飞着陆距离、航空器当前运动学参数等，其中，航空器当前运动学参数包括位置、速度、加速度、角速度、角加速度、姿态、航向等。
具体地，如图4所示，自动起降模块222具体执行如下步骤：
步骤41、依据优化原则选定最优策略下的倾转角，向驾驶员显示可用倾转角范围以及自动起降模式下选择的最优倾转角；
优化判定准则包括例如：“通过航空器运动加(减)速度的连续性判断整个控制过程航空器运动状态的平稳程度”、“通过航空器运动加(减)速度的绝对值判断乘员舒适性”、“通过航空器整个运动过程耗能判断最节省能源的方式”等，可选择其中几种或是全部进行加权计算，得到最优策略。此时驾驶员确认推荐的策略或在范围内调整倾转角度，随后输入确认指令。
步骤42、接收驾驶员确认指令，基于自动生成的航空器运动期望以及航空器模型通过动力学平衡方程计算得出各方向力及力矩；
步骤43、结合计算得到的力及力矩、传感器采集的航空器姿态、速度、位置等信息，以及动力系统模型，计算得到各执行器的控制指令。
手动起降模块223，主要用于在航空器转入短距起飞或短距着陆飞行阶段后解析驾驶员对航空器的控制动作并转化为执行器的实时控制指令。具体地，手动起降模块223解析驾驶员实时的控制指令，计算并输出对执行器的控制指令，实现对执行器的控制。
具体地，如图5所示，手动起降模块223具体执行如下步骤：
步骤51、依据优化原则选定最优策略下的倾转角，向驾驶员显示可用倾转角范围以及手动起降模式下选择的最优倾转角；
在得到可用倾转角度范围后向驾驶员显示结果，驾驶员通过飞行控制系统向航空器输入控制指令。
步骤52、接收驾驶员控制指令，处理得到期望的航空器运动指令，结合航空器本体模型，计算得到各方向的力及力矩；
步骤53、结合计算得到的力及力矩、传感器采集的航空器姿态、速度、位置等信息，以及动力系统模型，计算得到各执行器的控制指令。
图6为低迎角状态下倾转角增升仿真分析图，小翼随倾转角度的改变在低迎角状态下能够达到增升的作用，而滑跑起飞时飞机迎角相对较低，升力系数随小翼倾转角的增加有明显上升，如此能够进一步降低起飞离地速度，从而达到更短的起飞距离。
图7为倾转角增租仿真分析结果图，小翼随倾转角度的改变会导致整机阻力系数增加尤其在倾转角度较高时，而滑跑着陆时，利用明显的增阻现象能够有效增加刹车减速度，缩短刹车时间，从而达到更短的着陆距离。
图8为倾转角对起飞重量计算分析图，在起降跑道长度一定的情况下，适当地调整倾转角能够有效增加起飞重量。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，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，凡在本发明的技术方案的基础之上，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包括在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，其特征在于，包括外壳体和内部硬件，内部硬件包括存储器、主处理器、通信接口和供电接口，各部件之间通过通信总线进行通信数据的传输；存储器用于存储控制装置从外部接收的数据，以及航空器控制所需的基础特性参数和限制；主处理器用于进行控制策略的处理计算；通信接口用于将接收的数据转换为可供主处理器读取的数据或者将主处理器要发送的数据转换为接收端的相应形式数据；供电接口用于接收外部对控制装置的供电；
主处理器包括飞行规划模块、自动起降模块和手动起降模块；
飞行规划模块，用于在航空器执行飞行任务前获得最大可用商载；
自动起降模块，用于处理从外部接收的数据，随后实时向执行器发送控制指令，控制航空器舵面、动力系统倾转角度以及动力系统输出量，进而控制航空器实现短距起降；
手动起降模块，主要用于在航空器转入短距起飞或短距着陆飞行阶段后解析驾驶员对航空器的控制动作并转化为执行器的实时控制指令。
2.如权利要求1所述的一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，其特征在于，所述倾转旋翼航空器包括机翼、机身、平尾、垂尾、起落架和撑杆；机翼包括主机翼和两侧小翼；平尾包括水平安定面和两侧短舱；倾转旋翼航空器在低迎角时，倾转小翼起到增升作用，降低起飞速度，缩短起飞时间，减少起飞距离；在小翼倾转状态下，增加整机阻力，增加刹车减速度，缩短刹车时间，减少着陆距离。
3.如权利要求1所述的一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，其特征在于，飞行规划模块，用于在飞机任务开始前，接收输入的起降距离限制、起降海拔高度信息，基于输入信息以及存储器内部存储的航空器基础特征参数，计算得到航空器的最大起飞重量以及着陆重量，通过比较获取最小值，随后输出推荐使用最大商载。
4.如权利要求3所述的一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，其特征在于，输入信息包括航空器起飞与着陆的距离限制要求、起飞与着陆的海拔高度、航空器空重；存储器内部存储的航空基础特征参数包括航空器气动特征参数、航空器动力系统特性、航空器运动学参数限制；计算得到的航空器数据包括航空器的最大起飞、着陆重量，提供建议的最大商载。
5.如权利要求3所述的一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，其特征在于，飞行规划模块，具体包括如下步骤：
步骤31、遍历航空器倾转角，依据已知的动力系统可用推力及起降航空器迎角，基于三角函数关系求得起飞/着陆时动力系统升力方向的分力；
步骤32、依据动力系统输出能力、航空器空重、航空器自身气动特性，通过动力学平衡方程求得各空速下航空器的水平加/减速度；
步骤33、依据起降场地长度限制，空速与航空器加/减速度对应关系，使用积分原理求得航空器离地/接地空速；
步骤34、在已知航空器离地/接地空速以及各倾转角下航空器离地/接地时动力系统产生的升力分量后，依据空气动力学计算公式求得航空器气动升力，再求和得到起飞/着陆重量；
步骤35：返回步骤32～步骤34，迭代计算直至新的起飞/着陆重量与上一次计算重量偏差小于某一设定值时迭代终止；
步骤36、将最终得到的起飞重量与着陆重量中理论较大者减去航空器的空重，得到推荐商载，向使用者提供该信息。
6.如权利要求1所述的一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，其特征在于，自动起降模块用于在航空器转入短距起飞或短距着陆飞行阶段后控制装置对航空器自动的控制。
7.如权利要求6所述的一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，其特征在于，自动起降模块具体执行如下步骤：
步骤41、依据优化原则选定最优策略下的倾转角，向驾驶员显示可用倾转角范围以及自动起降模式下选择的最优倾转角；
步骤42、接收驾驶员确认指令，基于自动生成的航空器运动期望以及航空器模型通过动力学平衡方程计算得出各方向力及力矩；
步骤43、结合计算得到的力及力矩、传感器采集的航空器姿态、速度、位置信息，以及动力系统模型，计算得到各执行器的控制指令。
8.如权利要求1所述的一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，其特征在于，手动起降模块解析驾驶员实时的控制指令，计算并输出对执行器的控制指令，实现对执行器的控制。
9.如权利要求8所述的一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，其特征在于，手动起降模块具体执行如下步骤：
步骤51、依据优化原则选定最优策略下的倾转角，向驾驶员显示可用倾转角范围以及手动起降模式下选择的最优倾转角；
步骤52、接收驾驶员控制指令，处理得到期望的航空器运动指令，结合航空器本体模型，计算得到各方向的力及力矩；
步骤53、结合计算得到的力及力矩、传感器采集的航空器姿态、速度、位置信息，以及动力系统模型，计算得到各执行器的控制指令。
10.如权利要求6-9任一项所述的一种用于倾转旋翼航空器的短距起降控制装置，其特征在于，从外部接收的数据包括控制模式输入指令、飞行模式输入指令、航空器起飞着陆重量、航空器期望起飞着陆距离、航空器当前运动学参数；其中，航空器当前运动学参数包括位置、速度、加速度、角速度、角加速度、姿态、航向。
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