1.本说明书涉及飞行控制领域，尤其涉及一种倾转四旋翼飞机的过渡飞行控制方法。
背景技术：2.垂直短距起降飞机结合了固定翼飞机和直升飞机的优点，飞行过程中合理分配机身机翼升力和动力升力，使飞机既可以像直升飞机一样垂直起落、悬停以及侧移，也可固定翼飞机一样高速水平飞行。
3.qtr飞机是一种通过倾转旋翼实现固定翼飞机模式和直升飞机模式之间过渡的垂直短距起降飞机，其既具有普通四旋翼飞机结构简单成本较低的特点，也可以像一个四发固定翼螺旋桨飞机一样高速平飞。
4.这类飞机在过渡飞行阶段，飞机动力学系统呈现较强的非线性，动力系统的诱导效应也会增加气动建模的难度，在控制动力系统升力大小的同时，还需要控制短舱做大角度倾转，动力学方程中存在动力升力和短舱倾转角两类控制量相乘项，且大角度倾转时，三角函数并不能再做简单的线性近似，因此qtr飞机在过渡阶段是一个典型的非仿射系统，在设计倾qtr飞机的过渡阶段控制律时，不仅要考虑系统非线性和模型不确定性问题，更重要的是解决因非仿射特性(控制部分非线性)带来的控制律设计难题。
5.基于此，需要一种更稳定可靠的倾转四旋翼飞机的飞行控制方法。
技术实现要素：6.本发明的目的在于，提供一种稳定可靠的倾转四旋翼飞机过渡飞行控制方法。
7.为解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案：确定倾转四旋翼飞机的非仿射动力学系统，将所述非仿射动力学系统转换为仿射动力学系统；将非仿射动力学系统中的控制输入增量确定为所述仿射动力学系统中的控制输入，根据所述控制输入确定飞行控制律。
8.本说明书实施例采用上述至少一个技术方案能够达到以下有益效果：
9.与现有技术相比，本技术中将采用泰勒展开将qtr飞机非仿射动力学系统变成当前状态点附近的增量式仿射系统，然后采用增量动态逆方法设计过渡阶段控制律，实现悬停模式和平飞模式之间的稳定过渡。这种控制方法不仅能对消系统非线性特性，更重要的是能解决qtr飞机过渡阶段非仿射特性带来的控制律设计难题，其鲁棒性比传统带积分环节的等效控制输入方法还要好，飞行模式切换时也不会引入控制指令跳变。
附图说明
10.图1为本技术实施例所提供的一种倾转四旋翼飞机的过渡飞行控制方法的流程示意图；
11.图2为本技术实施例所提供的一种倾转四旋翼飞机的操控示意图；
12.图3为本技术实施例所提供的系统变换的逻辑示意图；
13.图4a至图4c为本技术实施例所提供的实验中的qtr飞机平飞速度、垂直速度和俯仰角时间历程的示意图；
14.图4d到图4h为本技术实施例所提供的实验中的qtr短舱倾转角、涵道风扇升力以及前后升降舵时间历程；
15.图5a为本技术实施例所提供的实验中的qtr飞机的飞行过程中飞行模式的切换历程的示意图；
16.图5b至图5e为本技术实施例所提供的实验中的飞行模式切换时控制指令的变化具体的示意图。
具体实施方式
17.为使本技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术具体实施例及相应的附图对本技术技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本说明书中的实施例，本领域普通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，都属于本技术保护的范围。
18.以下结合附图，对本技术实施例的方案进行具体说明，图1为本技术实施例所提供的一种倾转四旋翼飞机的过渡飞行控制方法的流程示意图，包括：
19.s101，确定倾转四旋翼飞机的非仿射动力学系统，将所述非仿射动力学系统转换为仿射动力学系统。
20.qtr飞机在实现直升机模式到固定翼模式的过渡时，逐步从动力飞行(jet-borne)转为翼载飞行(wing-borne)，动力升力系统不仅要不停的调整升力矢量大小，升力矢量方向也需要进行大幅度的偏转，其动力学系统(主要是纵向)是一个典型的非仿射非线性系统，动力学方程可采用下式描述：
[0021][0022]
其中状态包含三项，为俯仰角速度q(定义在本体坐标系中)、平飞速度v
xg
以及垂直速度v
zg
(定义在平动坐标系中)：
[0023]
x＝[q，v
xg
，v
zg
]
t
ꢀꢀꢀ
(2)
[0024]
控制输入包含6项，为前升降舵舵偏δ
ef
、后升降舵舵偏δ
eb
、前升力风扇升力t
ff
、前升力风扇短舱倾转角θ
nf
、后升力风扇升力t
fb
及其短舱倾转角θ
nb
，具体如图2所示，操作过程中前后短舱同步倾转，因此用一个变量θn来统一表示，由于本文只考虑qtr飞机纵向过渡状态，因此不考虑横航向控制量，实际控制量为如下5项：
[0025]
u＝[δ
ef
，δ
eb
，t
ff
，t
fb
，θn]
t
ꢀꢀꢀ
(3)
[0026]
过渡过程中克服重力所需的升力由升力风扇和机身共同产生，阻力则由升力风扇倾转产生向前的拉力来克服，俯仰姿态控制则由前后升力风扇形成的力偶、前后升降舵共同实现。
[0027]
状态方程右端项包含本体影响和控制影响两部分，分别为f(x)和g(x，u)，可表示为如下形式：
[0028][0029]
为了方便表述，式(1)所示的非仿射非线性系统可以统一写成如下形式：
[0030][0031]
在以点(x0，u0)为中心的邻域内，采用一阶泰勒展开可以得到：
[0032][0033]
定义：
[0034][0035]
上式可以表示为：
[0036][0037]
显然上式所示的增量系统对新的控制输入δu而言是一个仿射型非线性系统。泰勒展开邻域中心点(x0，u0)在每一个控制步长内都要更新，因此新的仿射型非线性系统与原系统是全局近似的，提高控制频率可减小泰勒展开的截断误差。
[0038]
取非线性系统测量方程为单位阵，即系统输出为全部状态，结合上节的动态逆控制方法，则可以构建如下形式的增量动态逆控制律：
[0039][0040]
最终的系统控制输入可以表示为：
[0041]
u＝u0+δu
ꢀꢀꢀ
(10)
[0042]
当系统执行机构动态特性远高于系统动态特性的情况下，a0(x-x0)项可以省略掉。本技术的前述过程的逻辑示意图如图3所示，可以看出，控制器和被控对象组成的系统可以等效为一单位阵。
[0043]
考虑到过渡阶段有三个被控变量却有五个控制输入，因此还可以引入控制分配算法。
[0044]
本文采用常见的加权伪逆控制分配算法，考虑代价函数j＝δu
t
wδu最小(w对角加权矩阵)，则可得到如下基于加权伪逆控制分配算法的增量动态逆控制律：
[0045][0046]
基于前述说明，一阶泰勒展开在构建增量动态逆所需的增量的同时，也实现了非
仿射系统的仿射化。
[0047]
在前述过程中，用到了两个前提，一个是要求系统控制频率足够高，另一个是要求执行结构动态特性足够高，控制频率足够高可减小泰勒展开导致的截断误差，执行结构动态特性足够高则可将式(9)中的状态展开项忽略。除开这两个假设，增量动态逆还必须知道当前状态变化率和当前系统输入u0，其中状态变化率既可以直接测量也可以通过状态微分得到，而系统输入u0则只能通过传感器测量。控制律中泰勒展开是针对当前状态x0和输入u0进行，即每个控制步长内都沿一个新的邻域内展开，因此对原系统的近似也是全局性，只是截断误差无法消除，但是可以通过提高控制频率来减小。
[0048]
进一步地，对于qtr飞机的动力学方程，以点(x0，u0)为中心的邻域内进行泰勒展开得到如下的增量型的仿射非线性系统(忽略状态展开项，保留控制展开项)：
[0049][0050]
其中，
[0051]
g为一3
×
5的矩阵，具体元素值如下：
[0052][0053]
控制输入中的5个控制量按使代价函数j＝δu
t
wδu最小的原则进行分配，对角加权矩阵w的选取应保证各控制量的二次量在代价函数所占比例相当，且不超出各自的控制能力。在控制频率一定的情况下，上述控制分配中的代价函数j一定程度上代表了舵面速率的限制。
[0054]
s103，将非仿射的控制系统中的控制输入的增量确定为所述仿射的控制系统中的控制输入，根据所述控制输入确定飞行控制率。
[0055]
qtr飞机在平飞阶段主要控制高度和平飞速度。在速度一定的情况下，高度控制主要利用升降舵来实现，平飞过程中前后短舱不偏转，固定于水平位置作为平飞动力，平飞速度控制主要利用四个涵道风扇来实现，具体控制律设计包括：
[0056]
确定高度控制律为：
[0057][0058]
确定平飞速度控制律为：
[0059][0060]
其中we为前后升降舵的控制分配矩阵，wf为前后升力扇的控制分配矩阵，都是2
×
2的对角阵。be为前后升降舵的控制矩阵，bf为前后升力扇的控制矩阵。
[0061]
具体可写成如下形式：
[0062][0063]
为qtr飞机本体气动力矩产生的俯仰角加速度，a
xg0
为飞机本体升力和阻力产生的线加速度。具体可写成如下形式：
[0064]
具体可写成如下形式：
[0065][0066]
角加速度指令和线加速度指令可通过如下方式获得：
[0067][0068]axgc
＝k
vxg
(v
xgc-v
xg
)
ꢀꢀꢀ
(20)
[0069]
在确定了飞行控制律之后，即可以根据所述飞行控制律对飞机进行控制飞行。
[0070]
与现有技术相比，本技术中将采用泰勒展开将qtr飞机动力学系统变成当前状态点附近的增量式仿射系统，然后采用增量动态逆方法进行控制律设计，保证飞机在悬停模式和固定翼模式之间安全平稳的切换。
[0071]
进一步，本技术实施例还提供了相应的仿真实验对前述方案进行了验证。仿真验证分为三个内容：
①
qtr飞机的全过程仿真，具体包括直升机模式与固定翼模式之间的过渡仿真和平飞加减速仿真。
②
三种飞行控制律的鲁棒性验证。
③
三种飞行控制律在飞行模式切换时的影响分析。
[0072]
仿真所使用的qtr飞机是外形自主设计的轻型垂直短距起降运输机验证机，采用四个涵道风扇作为动力升力系统，几何惯矩参数如表1所示：
[0073]
表1 qtr飞机几何惯矩参数
[0074][0075]
qtr飞机的气动数据由中国空气动力研究与发展中心开发的风雷软件计算得到，包括纵向的升力、阻力、俯仰力矩以及前后升降舵的效率，计算过程中没有考虑涵道风扇的射流诱导效应，表2为qtr飞机仿真所用的气动参数。
[0076]
表2 qtr飞机纵向气动参数
[0077][0078]
根据qtr飞机的飞行品质需求来决定等效系统参数，再由等效系统参数来确定线性控制器参数，选取如表3所示等效系统参数：
[0079]
表3.等效系统参数
[0080][0081]
具体仿真过程分为三个阶段：从直升机模式过渡到固定翼模式、以固定翼模式平飞以及从固定翼模式过渡到直升机模式。
[0082]
第一阶段(从直升机模式过渡到固定翼模式)：以5m/s的速度低速平飞作为起点状态，在30s时开始抬头，增大飞机平飞迎角至10
°
以增大气动升力，降低需用的动力升力，历时10s，至40s结束，飞机同时在40s时开始加速至50m/s，历时40s，至80s结束，伴随着飞机的加速和抬头，短舱倾转角逐渐由机身垂直方向向后偏转，偏转至90
°
，即机身主轴方向，过渡阶段完成，飞机进入固定翼模式模式，不同的控制方法短舱倾转角到达90
°
的时间可能稍有不同。
[0083]
第二阶段(固定翼模式)：固定翼模式的控制策略由同时控制俯仰角、平飞速度和垂直速度，改为只控制平飞速度和高度，放开俯仰角(或者是迎角)，在120s到240s之间进行平飞加减速机动，当飞机速度增加时，所需的平飞迎角会相应减小，飞机仍然保持平飞，至280s时飞机由固定翼模式转为过渡模式。
[0084]
第三阶段(从固定翼模式过渡到直升机模式)：280s时飞机由固定翼模式转为过渡模式，先降低速度再压机头至水平方向，380s时飞机俯仰方向完全改平，速度降为5m/s，过渡过程结束，重新进入直升机模式，整个过程为第一阶段的逆过程。
[0085]
过渡阶段仿真采用三类控制方法：基于等效控制输入的带比例环节常规动态逆方法(ndi+p)、基于等效控制输入的带比例积分环节常规动态逆方法(ndi+pi)和基于增量仿
射系统的加权增量动态逆方法(indi+p)。
[0086]
图4a至图4c为qtr飞机平飞速度、垂直速度和俯仰角时间历程，从仿真结果看，三种控制方法都可较好的控制qtr飞机完全按照三个阶段预定计划进行飞行，qtr飞机能够顺利在直升机模式和固定翼模式之间切换，切换过程飞行状态平稳，速度、俯仰角和高度等被控变量能较好的跟踪上控制指令。
[0087]
图4d到图4h分别为短舱倾转角、涵道风扇升力以及前后升降舵时间历程。从直升机模式到固定翼模式过渡时，短舱逐渐向前倾转，四个涵道风扇的推力也逐渐减小，qtr飞机从动力飞行(jet-borne)逐渐转为翼载飞行(wing-borne)，平飞阶段的俯仰控制由升降舵完成，与常规飞机完全一致，从固定翼模式到直升机模式过渡则是上述过程的逆过程。ndi+pi方法由于带积分环节，闭环等效系统为二阶系统，时域响应上比另外两种方法略微滞后。
[0088]
此外，本技术实施例还提供了飞行模式切换时的其他方面的仿真实验结果。
[0089]
对于qtr飞机而言，飞行过程中需要在直升机模式和固定翼模式之间切换，不同模式被控变量以及所对应的控制结构都不相同，以本文为例，直升机模式和过渡模式的被控变量为平飞速度、垂直速度和俯仰角，而固定翼模式对于固定速度和航迹倾角而言，平衡迎角和对应俯仰角是一定的，因此只能有两个被控变量，本文取为平飞速度和高度(对应航迹倾角)。被控变量不同，控制结构和控制律也要做出相应的改变，因此飞行模式切换时，具体到舵指令和涵道风扇指令时可能会出现跳跃，影响飞机飞行品质。本文给出的三种方法的控制指令在飞行模式切换时变化情况是不一样的，图5a是qtr飞机的飞行过程中飞行模式的切换历程：“0”代表直升机模式、“1”代表直升机到固定翼的过渡模式、“2”代表固定翼模式，飞行模式切换时控制指令的变化具体如图5b至图5e中所示。两种基于等效控制输入的方法(ndi+p和ndi+pi)，由于其基准方法是常规动态逆，控制律输出的直接是舵指令和涵道风扇指令，控制指令都有阶跃式的跳变(黑色和红色虚线所示)，对于带有积分环节的控制方法，模式切换时积分池需要释放，因此带有积分环节的等效控制输入方法控制指令的跳变幅度是最大的(红色虚线所示)，相反由于控制律输出的是舵指令和涵道风扇指令的增量，indi+p在模式切换时控制指令并没有出现阶跃式的跳变(蓝色实线所示)。控制律设计时一般在控制模式切换时引入专门的淡化处理环节，来抑制控制指令跳变导致的扰动，提高飞机飞行品质，而采用增量式方法设计的控制律不会产生控制指令跳变，因此无需引入淡化处理环节，降低了控制律设计的复杂性。
[0090]
本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于装置、设备和介质类实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可，这里就不再一一赘述。
[0091]
上述对本说明书特定实施例进行了描述。其它实施例在所附权利要求书的范围内。在一些情况下，在权利要求书中记载的动作或步骤或模块可以按照不同于实施例中的顺序来执行并且仍然可以实现期望的结果。另外，在附图中描绘的过程不一定要求示出的特定顺序或者连续顺序才能实现期望的结果。在某些实施方式中，多任务处理和并行处理也是可以的或者可能是有利的。
技术特征：1.一种倾转四旋翼飞机的过渡飞行控制方法，包括：确定倾转四旋翼飞机的非仿射动力学系统，将所述非仿射动力学系统转换为仿射动力学系统；将非仿射动力学系统中的控制输入增量确定为所述仿射动力学系统中的控制输入，根据所述控制输入确定飞行控制律。2.如权利要求1所述的方法，将所述非仿射的控制系统转换为仿射动力学系统，包括：确定所述倾转四旋翼飞机的仿射动力学系统为：其中，g为一3
×
5的矩阵。3.如权利要求2所述的方法，根据所述控制输入确定飞行控制律，包括：采用加权伪逆控制分配算法，当代价函数j＝δu
t
wδu最小时，其中为w对角加权矩阵，确定基于加权伪逆控制分配算法的增量动态逆控制律：4.如权利要求3所述的方法，其中，根据所述控制输入确定飞行控制律，包括：确定平飞高度控制律为：确定平飞速度控制律为：其中w
e
为前后升降舵的控制分配矩阵，w
f
为前后升力扇的控制分配矩阵，都是2
×
2的对角阵。b
e
为前后升降舵的控制矩阵，b
f
为前后升力扇的控制矩阵；为qtr飞机本体气动力矩产生的俯仰角加速度，a
xg0
为飞机本体气动力产生的线加速度。
技术总结本说明书实施例公开了一种倾转四旋翼飞机的过渡飞行控制方法。本申请中采用泰勒展开将QTR飞机非仿射动力学系统变成当前状态点附近的增量式仿射系统，然后采用增量动态逆方法设计过渡阶段控制律，实现悬停模式和平飞模式之间的稳定过渡。这种控制方法不仅能对消系统非线性特性，更重要的是能解决QTR飞机过渡阶段非仿射特性带来的控制律设计难题，其鲁棒性比传统带积分环节的等效控制输入方法还要好，飞行模式切换时也不会引入控制指令跳变。飞行模式切换时也不会引入控制指令跳变。飞行模式切换时也不会引入控制指令跳变。
技术研发人员：程艳青 王文正 钱炜祺 周宇
受保护的技术使用者：中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
技术研发日：2022.01.21
技术公布日：2022/7/5
