傾轉(zhuǎn)翼垂直起降無人機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換控制策略確定方法與流程

本發(fā)明屬于無人機(jī)控制領(lǐng)域，具體涉及一種傾轉(zhuǎn)翼垂直起降無人機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換控制策略的確定方法。

背景技術(shù)：

傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)采用機(jī)翼-螺旋槳一體式傾轉(zhuǎn)，兼具固定翼無人機(jī)氣動效率高、旋翼無人機(jī)具備垂直起降能力的優(yōu)點(diǎn)，在軍事作戰(zhàn)和民用救災(zāi)等領(lǐng)域都有很高的應(yīng)用價值和廣闊的發(fā)展前景。類似美國nasa的gl-10分布式動力傾轉(zhuǎn)翼垂直起降無人機(jī)，在機(jī)翼兩側(cè)各安裝四個電動機(jī)，尾翼兩側(cè)各安裝一個電動機(jī)，模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中機(jī)翼及尾翼在水平向前和豎直向上之間傾轉(zhuǎn)，通過機(jī)翼及尾翼螺旋槳拉力和氣動力的共同作用實(shí)現(xiàn)傾轉(zhuǎn)翼飛行模態(tài)的轉(zhuǎn)換。

模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中氣動承載和動力承載的比重與機(jī)翼傾轉(zhuǎn)角度、飛行速度密切相關(guān)。相同的機(jī)翼傾角條件下，不同螺旋槳拉力對應(yīng)的速度范圍不同，受螺旋槳最大拉力和機(jī)翼失速等條件的限制，機(jī)翼傾轉(zhuǎn)角度和飛行速度共同確定傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)的可用飛行包線，定義為過渡走廊。傾轉(zhuǎn)翼的前向轉(zhuǎn)換是機(jī)翼及尾翼由豎直向上轉(zhuǎn)至水平的過程，反向轉(zhuǎn)換則是由水平轉(zhuǎn)至豎直向上的過程。過渡走廊的確定主要采用俯仰角配平方法，首先建立傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)的非線性仿真模型，接著根據(jù)前向轉(zhuǎn)換與后向轉(zhuǎn)換的不同指標(biāo)要求選取合適的配平約束條件，最后在不同機(jī)翼傾轉(zhuǎn)角度下進(jìn)行配平計算，尋求可行的尾翼偏轉(zhuǎn)范圍、機(jī)體俯仰角變化范圍和螺旋槳油門(推力歸一化)變化范圍。

傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)的飛行過程可以分為垂直起降、過渡和固定翼三個模式，在垂直起降模式時完全依靠動力承載，固定翼模式時完全依靠氣動承載，過渡模式時依靠動力承載和氣動承載的相互轉(zhuǎn)換。機(jī)翼傾轉(zhuǎn)角度越大，越接近垂直起降模態(tài)，動力承載的比重越大，基于尾翼螺旋槳的俯仰姿態(tài)的調(diào)節(jié)效率更高；相反的，機(jī)翼傾轉(zhuǎn)角度越小，越接近巡航狀態(tài)，飛行速度越高，氣動承載比重越大，基于尾翼傾轉(zhuǎn)的俯仰姿態(tài)調(diào)節(jié)更有效。傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)控制的難點(diǎn)在于確定模態(tài)轉(zhuǎn)換控制策略與控制方法，并在過渡走廊內(nèi)選取一條優(yōu)化的轉(zhuǎn)換軌跡，使傾轉(zhuǎn)翼平穩(wěn)且快速地實(shí)現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

要解決的技術(shù)問題

為了避免現(xiàn)有技術(shù)的不足之處，本發(fā)明提出一種傾轉(zhuǎn)翼垂直起降無人機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換控制策略的確定方法，實(shí)現(xiàn)垂直起降模態(tài)與巡航模態(tài)之間平穩(wěn)且快速的轉(zhuǎn)換。

技術(shù)方案

一種傾轉(zhuǎn)翼垂直起降無人機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換控制策略確定方法，其特征在于步驟如下：

步驟1：根據(jù)傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)在過渡模式的受力分析，得出傾轉(zhuǎn)過程中力和力矩方程的表達(dá)式，建立傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)的非線性仿真模型；

所述的傾轉(zhuǎn)過程中沿機(jī)體軸的力和力矩方程的表達(dá)式如下：

其中：

fx、fy、fz分別為沿機(jī)體軸的分力，mx、my、mz分別為繞機(jī)體軸的力矩，θ表示機(jī)體俯仰角，i表示螺旋槳的編號，ti表示機(jī)翼或尾翼上各螺旋槳拉力；locpropi為機(jī)翼或尾翼上各螺旋槳相對于機(jī)體質(zhì)心的位置坐標(biāo)；θf表示機(jī)翼傾轉(zhuǎn)角度，θb表示尾翼傾轉(zhuǎn)角度，所述傾轉(zhuǎn)角度定義為與機(jī)體x軸的夾角；g表示機(jī)體重量，l表示升力且d表示阻力且ρ為大氣密度，va為空速，sw為機(jī)翼面積，cl為升力系數(shù)，cd為阻力系數(shù)，mx_aero、my_aero、mz_aero分別為繞機(jī)體軸的氣動力矩；

步驟2：根據(jù)機(jī)翼失速邊界和螺旋槳最大可用推力限制，基于非線性仿真模型通過配平計算得到過渡走廊邊界，具體過程如下：

根據(jù)公式(1)和(2)得到無人機(jī)在傾轉(zhuǎn)過程中縱向力fx、法向力fz和俯仰力矩my的動態(tài)平衡需滿足如下關(guān)系：

假設(shè)過渡過程中θf＝θb，機(jī)翼上各螺旋槳的拉力大小相等，尾翼上各螺旋槳的拉力大小相等，取機(jī)翼上各螺旋槳為最大拉力值tmax；則機(jī)翼螺旋槳力臂的取值如下：xprop＝xprop1，機(jī)尾各螺旋槳推力線在機(jī)體坐標(biāo)系下的x坐標(biāo)相同，機(jī)翼各螺旋槳俯仰力臂與尾翼各螺旋槳俯仰力臂之比為1:4，則機(jī)尾螺旋槳力臂的取值xprop＝4xprop1，解方程組(3)可分別求得過渡走廊的最大傾轉(zhuǎn)邊界與最小傾轉(zhuǎn)邊界的限制條件：

步驟3：修改傾轉(zhuǎn)翼前向轉(zhuǎn)換和反向轉(zhuǎn)換的約束條件，基于非線性仿真模型通過配平計算確定不同狀態(tài)點(diǎn)的螺旋槳拉力ti、尾翼傾角θb和機(jī)體俯仰角θ的可行范圍；具體如下：

前向轉(zhuǎn)換的目標(biāo)是機(jī)翼傾角盡快由垂直轉(zhuǎn)為水平，盡快建立前飛速度，且在傾轉(zhuǎn)過程中需要保證不掉高、并保持俯仰角相對穩(wěn)定；縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)的力和力矩約束條件及相應(yīng)的配平約束條件為：

其中，u為沿機(jī)體縱軸速度分量、h為飛行高度；選取機(jī)翼傾角每10度為一個狀態(tài)點(diǎn)，以機(jī)翼傾角和飛行速度作為已知量，通過配平計算確定機(jī)翼傾轉(zhuǎn)過程中，每個狀態(tài)點(diǎn)下可行的尾翼偏轉(zhuǎn)范圍、機(jī)體俯仰角變化范圍和螺旋槳拉力變化范圍；

反向轉(zhuǎn)換時與前向轉(zhuǎn)換相反，為盡快減小前飛速度，需要給定一組正向俯仰角指令，使機(jī)體始終處于抬頭的狀態(tài)；在機(jī)翼傾角轉(zhuǎn)至50度之前，尾翼傾角基本維持水平，可以適當(dāng)放開機(jī)體z軸速度分量w的約束，使其在法向上具有一定的抬頭能力；同時，在反向轉(zhuǎn)換過程中需要保持不掉高，并且約束機(jī)體軸速度分量u使飛機(jī)減速；縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)的力和力矩約束條件及相應(yīng)的配平約束條件為：

與前向轉(zhuǎn)換類似，可通過配平計算確定機(jī)翼傾轉(zhuǎn)過程中，每個狀態(tài)點(diǎn)下可行的尾翼偏轉(zhuǎn)范圍、機(jī)體俯仰角變化范圍和螺旋槳拉力變化范圍；

步驟4：根據(jù)模態(tài)轉(zhuǎn)換不同階段的性能指標(biāo)要求，確定傾轉(zhuǎn)翼前向轉(zhuǎn)換和反向轉(zhuǎn)換的控制策略；具體如下：

前向轉(zhuǎn)換可分為三個階段：在機(jī)翼傾角90度至50度間可使飛機(jī)低頭加速，此時機(jī)翼迎角較大，由俯仰力矩特性曲線所決定的俯仰力矩系數(shù)基本維持在一個負(fù)值附近，該階段對應(yīng)的飛行速度較小，所以氣動產(chǎn)生的低頭力矩很??；而機(jī)翼、尾翼的傾角較大，螺旋槳俯仰調(diào)節(jié)能力較強(qiáng)，則可選指令范圍較大；在機(jī)翼傾角50度至20度間，機(jī)翼螺旋槳俯仰調(diào)節(jié)能力減弱，而氣動低頭特性明顯，此時需要給定一個抬頭指令以防止飛機(jī)快速低頭；機(jī)翼傾角20度以下，機(jī)翼迎角減小，氣動低頭力矩減弱，可選指令范圍較大；前向轉(zhuǎn)換過程中，由于尾翼轉(zhuǎn)軸距機(jī)體重心較遠(yuǎn)，具有較大的俯仰調(diào)節(jié)能力，可讓尾翼先于機(jī)翼傾轉(zhuǎn)；在機(jī)翼傾角30度以下尾翼基本轉(zhuǎn)至水平，此時尾翼螺旋槳油門對機(jī)體的俯仰調(diào)節(jié)能力較弱，可強(qiáng)制尾翼螺旋槳轉(zhuǎn)速為零；

與前向轉(zhuǎn)換類似，反向轉(zhuǎn)換也可分為三個階段，在機(jī)翼傾角0度至10度間使飛機(jī)抬頭減速，機(jī)翼迎角較小，可選的指令范圍較大；10度至40度間給定一個抬頭指令以減小低頭特性；40度后使飛機(jī)繼續(xù)保持抬頭狀態(tài)，飛行速度較小，氣動特性不明顯，可選的指令范圍較大；反向轉(zhuǎn)換過程中，為使機(jī)體盡快抬頭，需要機(jī)翼先于尾翼傾轉(zhuǎn)，并在機(jī)翼傾角小于50度時，令尾翼螺旋槳轉(zhuǎn)速為零，此時依靠機(jī)翼螺旋槳和尾翼舵偏實(shí)現(xiàn)機(jī)體俯仰調(diào)節(jié)。

有益效果

本發(fā)明提出的一種傾轉(zhuǎn)翼垂直起降無人機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換控制策略的確定方法，傾轉(zhuǎn)翼垂直起降無人機(jī)可垂直起降、高效巡航，應(yīng)用前景廣闊，其模態(tài)轉(zhuǎn)換的安全性和可靠性是該類無人機(jī)使用的必要條件，需要分別設(shè)計前向轉(zhuǎn)換和反向轉(zhuǎn)換控制策略保證過渡過程處于過渡走廊內(nèi)。本發(fā)明根據(jù)傾轉(zhuǎn)翼垂直起降無人機(jī)的布局和基本特性，通過對傾轉(zhuǎn)翼垂直起降無人機(jī)建立縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)的力和力矩平衡方程，確定模態(tài)轉(zhuǎn)換階段過渡走廊，減少對非線性模型線性化處理這一環(huán)節(jié)，簡化了計算復(fù)雜度；過渡走廊僅定義了機(jī)翼傾轉(zhuǎn)角度和飛行速度的關(guān)系，沒有體現(xiàn)俯仰角的影響，依據(jù)配平結(jié)果確定機(jī)翼不同傾角下可行的俯仰角配平值選取范圍，物理意義清晰；利用本發(fā)明給出的模態(tài)轉(zhuǎn)換控制策略的確定方法，依據(jù)全機(jī)俯仰力矩特性曲線，可以通過修正配平準(zhǔn)則實(shí)現(xiàn)對轉(zhuǎn)換軌跡的影響，綜合螺旋槳拉力限幅、期望的俯仰角變化范圍，可對轉(zhuǎn)換軌跡進(jìn)行有效修正，具有很好的工程使用價值。

附圖說明

圖1傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)過渡模式受力分布圖。

圖2模態(tài)轉(zhuǎn)換過渡走廊示意圖。

圖3前向和反向轉(zhuǎn)換機(jī)體俯仰角變化范圍曲線：(a)為前向轉(zhuǎn)換機(jī)體俯仰角變化范圍曲線，(b)為反向轉(zhuǎn)換機(jī)體俯仰角變化范圍曲線。

圖4前向和反向轉(zhuǎn)換仿真結(jié)果圖：左上圖為俯仰角與機(jī)翼傾角的關(guān)系、右上圖為機(jī)翼螺旋槳配平油門與機(jī)翼傾角的關(guān)系、左下圖為飛行速度與機(jī)翼傾角的關(guān)系、右下圖為尾翼螺旋槳配平油門與機(jī)翼傾角的關(guān)系。

圖5改進(jìn)后的前向和反向轉(zhuǎn)換仿真結(jié)果圖：左上圖為俯仰角與機(jī)翼傾角的關(guān)系、右上圖為機(jī)翼螺旋槳配平油門與機(jī)翼傾角的關(guān)系、左下圖為飛行速度與機(jī)翼傾角的關(guān)系、右下圖為尾翼螺旋槳配平油門與機(jī)翼傾角的關(guān)系。

圖6本發(fā)明流程圖。

具體實(shí)施方式

現(xiàn)結(jié)合實(shí)施例、附圖對本發(fā)明作進(jìn)一步描述：

步驟一：如圖1所示，根據(jù)傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)在過渡模態(tài)的受力分析，得出傾轉(zhuǎn)過程中力和力矩方程的表達(dá)式，建立傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)非線性仿真模型。

垂直起降模態(tài)下依靠機(jī)翼及尾翼上螺旋槳拉力和傾角改變飛機(jī)運(yùn)動狀態(tài)；固定翼模態(tài)下依靠尾翼傾角和副翼改變飛機(jī)運(yùn)動狀態(tài)；過渡模態(tài)下依靠副翼、機(jī)翼及尾翼螺旋槳拉力和傾角改變飛機(jī)運(yùn)動狀態(tài)。

傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)在傾轉(zhuǎn)過程中沿機(jī)體軸的力和力矩方程的表達(dá)式如下：

其中：

fx、fy、fz分別為沿機(jī)體軸的分力，mx、my、mz分別為繞機(jī)體軸的力矩，θ表示機(jī)體俯仰角，i表示螺旋槳的編號，ti表示機(jī)翼或尾翼上各螺旋槳拉力；locpropi為機(jī)翼或尾翼上各螺旋槳相對于機(jī)體質(zhì)心的位置坐標(biāo)；θf表示機(jī)翼傾轉(zhuǎn)角度，θb表示尾翼傾轉(zhuǎn)角度，所述傾轉(zhuǎn)角度定義為與機(jī)體x軸的夾角；g表示機(jī)體重量，l表示升力且d表示阻力且ρ為大氣密度，va為空速，sw為機(jī)翼面積，cl為升力系數(shù)，cd為阻力系數(shù)，mx_aero、my_aero、mz_aero分別為繞機(jī)體軸的氣動力矩。

步驟二：包含三個模態(tài)的過渡走廊如圖2所示。過渡走廊是縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)由兩條邊界曲線定義的一個可用飛行包線，邊界曲線根據(jù)法向力、切向力和俯仰力矩平衡條件確定，其中，下邊界主要由法向力平衡條件計算，上邊界主要由切向力平衡條件計算，過渡過程俯仰角基本上保持在水平附近。

對于公式(1)和(2)，假設(shè)過渡過程中|θ|≤10度，則與sinθ對應(yīng)的相關(guān)項較小，阻力與法向力相比較小，均可忽略不計。機(jī)翼上各螺旋槳的拉力大小相等，尾翼上各螺旋槳的拉力大小相等。機(jī)翼各螺旋槳俯仰力臂與尾翼各螺旋槳俯仰力臂之比為1:4，由于機(jī)翼各螺旋槳俯仰力臂相同，則機(jī)翼螺旋槳力臂的取值為xpropi＝xprop1，尾翼螺旋槳力臂的取值為xpropi＝4xprop1。簡化后的傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)在傾轉(zhuǎn)過程中縱向力、法向力和俯仰力矩平衡需滿足如下關(guān)系：

假設(shè)過渡過程中θf＝θb，機(jī)翼上各螺旋槳的拉力大小相等，尾翼上各螺旋槳的拉力大小相等，取機(jī)翼上各螺旋槳為最大拉力值tmax。解方程組(3)可分別求得過渡走廊的最大傾轉(zhuǎn)邊界與最小傾轉(zhuǎn)邊界的限制條件：

從上式可以看出，機(jī)翼傾角的上邊界取決于切向力，下邊界則取決于法向力平衡條件，而且，影響轉(zhuǎn)換過渡走廊的因素還包括無人機(jī)俯仰力矩特性、俯仰角、螺旋槳拉力、轉(zhuǎn)換策略、轉(zhuǎn)換原則(是否允許掉高等)因素，修改影響因素的取值可以調(diào)整過渡走廊邊界。

設(shè)計的過渡走廊應(yīng)具備以下兩個特征：機(jī)翼傾角越大，相應(yīng)的飛行速度越小，符合氣動承載與動力承載的轉(zhuǎn)換關(guān)系；具有一定的寬度，保證轉(zhuǎn)換過程有一定的抗擾動能力。

步驟三：前向轉(zhuǎn)換過程中，為使飛機(jī)盡快建立前飛速度，且在傾轉(zhuǎn)過程中需要保證不掉高、并保持俯仰角相對穩(wěn)定?？v向?qū)ΨQ平面內(nèi)的力和力矩約束條件及相應(yīng)的配平約束條件為：

選取機(jī)翼傾角每10度為一個狀態(tài)點(diǎn)，以機(jī)翼傾角和飛行速度作為已知量，通過配平計算確定機(jī)翼傾轉(zhuǎn)過程中，每個狀態(tài)點(diǎn)下可行的機(jī)體俯仰角變化范圍對應(yīng)圖3(a)中的兩條虛線所示的邊界之間。由于機(jī)翼傾角50度至20度間低頭特性明顯且可選范圍較小，可以放開俯仰力矩平衡約束條件使飛機(jī)抬頭，即令my>0，此時機(jī)翼螺旋槳油門會有一定程度的增加以保證足夠的抬頭力矩。在放寬配平約束后機(jī)體俯仰角變化范圍對應(yīng)圖3(a)中的實(shí)線段，其在轉(zhuǎn)換各階段均具備較大的可選區(qū)域。

反向轉(zhuǎn)換時與前向轉(zhuǎn)換相反，為盡快減小前飛速度，需要給定一組正向俯仰角指令，使機(jī)體始終處于抬頭的狀態(tài)。在機(jī)翼傾角轉(zhuǎn)至50度之前，尾翼傾角基本維持水平，可以適當(dāng)放開機(jī)體z軸速度分量w的約束，使其在法向上具有一定的抬頭能力。同時，在反向轉(zhuǎn)換過程中需要保持不掉高，并且約束機(jī)體x軸速度分量u使飛機(jī)減速?？v向?qū)ΨQ平面內(nèi)的力和力矩約束條件及相應(yīng)的配平約束條件為：

與前向轉(zhuǎn)換類似，可通過配平計算確定機(jī)翼傾轉(zhuǎn)過程中，每個機(jī)翼傾角下可行的尾翼偏轉(zhuǎn)范圍、機(jī)體俯仰角變化范圍和螺旋槳拉力變化范圍。

選取機(jī)翼傾角每10度為一個狀態(tài)點(diǎn)，以機(jī)翼傾角和飛行速度作為已知量，通過配平計算確定機(jī)翼傾轉(zhuǎn)過程中，每個狀態(tài)點(diǎn)下可行的機(jī)體俯仰角變化范圍對應(yīng)圖3(b)中的兩條虛線所示的邊界之間。與前向轉(zhuǎn)換的對應(yīng)階段相似，由于機(jī)翼傾角20度至40度間低頭特性明顯且可選范圍較小，可通過放開配平俯仰角速率約束使飛機(jī)抬頭，即主要依靠增大機(jī)翼螺旋槳油門來提供抬頭力矩。改進(jìn)后的機(jī)體俯仰角變化范圍對應(yīng)圖3(b)中的實(shí)線段，其在轉(zhuǎn)換過程的各階段均具備較大的可選區(qū)域。

步驟四：給定機(jī)翼傾角指令從90度以-10度/秒的速度轉(zhuǎn)至0度，根據(jù)配平結(jié)果，分別建立尾翼傾角指令、機(jī)體俯仰角指令、前飛速度指令、機(jī)翼螺旋槳油門和尾翼螺旋槳油門配平值的插值表，作為系統(tǒng)的期望輸入指令。前向轉(zhuǎn)換的仿真結(jié)果如圖4(a)所示，其中虛線段表示期望輸入指令。圖中反映了機(jī)翼傾角在40度至20度間俯仰角和速度響應(yīng)跟蹤效果不好，呈現(xiàn)出先低頭加速，后抬頭減速的現(xiàn)象，對應(yīng)的機(jī)翼螺旋槳油門在該段具有先增后減的響應(yīng)特性，尾翼螺旋槳油門基本跟蹤上期望輸入指令，在機(jī)翼傾角40度以下尾翼螺旋槳油門為零。

針對前向轉(zhuǎn)換過渡過程中的俯仰角和速度波動，需要根據(jù)無人機(jī)的特性調(diào)整控制指令，減小轉(zhuǎn)動過程中的姿態(tài)、速度波動?？稍跈C(jī)翼傾角40度和50度給定一個較大的正向俯仰角指令，先讓飛機(jī)抬頭，減緩40度后飛機(jī)的快速低頭特性，使得實(shí)際俯仰角響應(yīng)與期望俯仰角指令的差值保持在一個較小的范圍內(nèi)。改進(jìn)后的前向轉(zhuǎn)換過渡過程如圖5(a)所示，其中虛線段表示期望輸入指令。

反向轉(zhuǎn)換的仿真結(jié)果如圖4(b)所示，其中虛線段表示期望輸入指令。圖中反映了機(jī)翼傾角處于20度至50度之間，俯仰角跟蹤偏差大，響應(yīng)效果不好。與前向轉(zhuǎn)換過程類似，可在機(jī)翼傾角20度和30度給定一個較大的正向俯仰角指令，增大俯仰角響應(yīng)，改進(jìn)后的反向轉(zhuǎn)換過渡過程如圖5(b)所示，其中虛線段表示期望輸入指令。

基于無人機(jī)俯仰力矩特性曲線，根據(jù)仿真結(jié)果對俯仰角指令修正后，轉(zhuǎn)換過程的俯仰角響應(yīng)變化平穩(wěn)，可進(jìn)一步提高控制策略的魯棒性和工程實(shí)用性。