一种基于增量型动态逆的倾转旋翼机过渡态控制策略 |
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| 申请号 | CN202410018715.3 | 申请日 | 2024-01-05 | 公开(公告)号 | CN117991620A | 公开(公告)日 | 2024-05-07 |
| 申请人 | 北京航空航天大学; | 发明人 | 孙立国; 焦俊凯; 邓毅; 谭文倩; 刘晓雨; | ||||
| 摘要 | 本 发明 公开了了一种基于增量型动态逆的倾转 旋翼机 过渡态控制策略。在建立了倾转旋翼机的非线性系统模型的 基础 上，提出了一个新的控制策略，即外环速度回路采用PID控制律和 加速 度指令分配，内环 姿态 角 回路采用增量型动态逆(INDI)控制律。INDI方法并不依赖精确的飞机动 力 学模型，却具备了其他自适应非线性控制方法的优秀控制能力。该控制策略对于倾转旋翼机在固定高度的条件下平稳、安全地从 直升机 模式过渡到固定翼模式具有优越性。本发明所设计的控制系统能很好地满足过渡控制的需求，为倾转旋翼机过渡态的控制提供了一个有效的解决方案。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种基于增量型动态逆的倾转旋翼机过渡态控制策略，其特征在于：所述的控制策略包括： |
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| 说明书全文 | 一种基于增量型动态逆的倾转旋翼机过渡态控制策略技术领域[0001] 本发明属于飞行控制领域，更具体的说涉及一种基于增量型动态逆的倾转旋翼机过渡态控制策略。 背景技术[0002] 倾转旋翼机作为一种能够实现垂直起落和高速水平飞行的复杂航空器，长期以来一直是航空领域研究的焦点。由于其结合了直升飞机和固定翼飞机的特点，使得在不同模式下需要进行操纵方式的切换，这无疑增加了控制的复杂性。特别是在过渡态，也就是从直升机模式切换到固定翼模式，或者从固定翼模式切换到直升飞机模式的过程中，对控制策略的设计及其实施提出了极高的要求。 [0003] 另一方面，增量型动态逆控制法是近年来在控制理论领域中应用较广泛的一种控制策略，其主要优点是能够对控制器的设计和分析提供一个统一的框架，使得控制系统的设计和分析更加简洁和通用。其次该控制方法不需要获取倾转旋翼机等飞行器被控对象的精确非线性模型。但是，在倾转旋翼机过渡态飞行控制问题上的应用较少，仍存在许多需要研究和解决的问题。 [0004] 对于过渡态的研究，目前的研究主要侧重在两个方面：一是过渡态理论的研究，主要是对过渡态的定义、性质分析、以及如何更好地理解和描述过渡态等进行深入研究；二是过渡态下的控制策略的研究，主要是针对过渡态下的控制问题，设计出稳定、高效的控制策略。然而，由于倾转旋翼机的动力学模型非常复杂，且在过渡态下，操纵方式的切换导致系统的动态特性发生了显著的变化，因此过渡态下的控制策略的研究一直是一个非常具有挑战性的问题。 发明内容[0005] 本发明提出了外环速度回路采用PID控制律和加速度指令分配、内环姿态角回路采用增量型动态逆(INDI)控制律的PID+加速度指令分配+INDI控制方案，实现了对倾转旋翼机由直升机模式过渡到固定翼模式这一时变复杂控制过程的过渡控制。INDI方法并不依赖精确的飞机动力学模型，然而却具备了其它自适应非线性控制方法的优秀控制能力。 [0006] 为了实现上述目的，本发明是采用以下技术方案实现的：所述的控制策略包括： [0007] 建立倾转旋翼机多体动力学模型，对倾转旋翼机多体运动特征进行分析，建立倾转旋翼机的非线性模型，以及建立旋翼机混合操纵模型； [0008] 倾转旋翼机过渡段控制计划及指令生成，过渡段只进行纵向机动运动，包括： [0010] 建立倾转旋翼机的目标状态函数，倾转旋翼机由直升机模式转换为飞机模式的过渡中，需保持飞行高度，并在飞行包线内以速度单调递增的方式完成飞行模式转换； [0011] 设计倾转旋翼机过渡段飞行控制律，采用多回路控制结构，建立基于增量型动态逆的姿态控制器和加速度指令分配模块，控制倾转旋翼机在定高度条件下实现直升机模式向固定翼模式的安全平稳过渡。 [0012] 进一步地，所述的倾转旋翼机的非线性模型，采用基于拉格朗日的多刚体建模方法建立。 [0013] 进一步地，所述的旋翼机混合操纵模型拥有两种操纵方式，分别为直升机操纵方式和飞机操纵方式； [0014] 直升机模式下，倾转旋翼机通过操纵总距、纵向周期变距、横向周期变距和差动变距来实现飞行操纵； [0016] 两种操纵方式在直升机模式下均有效，只是在低速条件下，飞机操纵方式表现得不明显；在过渡模式下，发动机短舱从直升机模式逐渐倾转到飞机模式，直升机操纵方式也逐渐停止；在飞机模式下，倾转旋翼机完全依靠飞机操纵方式。 [0017] 进一步地，所述的发动机短舱倾转律采用发动机短舱倾角为“匀加速—匀速—匀减速”的倾转模式； [0018] 倾转旋翼机的发动机短舱倾转律包含了两种倾转方式，分别对应：(1)从直升机模式过渡至飞机模式；(2)从飞机模式过渡至直升机模式。 [0019] 进一步地，所述的倾转旋翼机的目标状态函数为飞行速度关于短舱倾角的函数；为了使倾转旋翼机在模式过渡中保持高度，垂直方向速度在整个倾转过渡过程中的期望值应恒为零。 [0022] 进一步地，所述的外环采用PID控制律和加速度指令分配； [0023] 根据水平前飞速度的跟踪误差通过PID控制器得到水平加速度指令；根据垂直速度的跟踪误差通过PID控制器得到垂向加速度指令； [0024] 直升机模式下，倾转旋翼机的前飞加速度由俯仰角提供，垂向加速度由旋翼提供； [0025] 固定翼模式下，倾转旋翼机的前飞加速度由旋翼提供，垂向加速度由俯仰角提供； [0026] 过渡飞行阶段，则是混合的。 [0027] 本发明有益效果： [0028] 本发明提出了一种基于增量型动态逆的倾转旋翼机过渡态控制策略，这种方法不依赖精确的飞行器动力学模型，对系统的不确定性和外部扰动具有优越的鲁棒性表现，确保了倾转旋翼机在整个过渡过程中飞行高度的稳定，极大地减轻了飞行员的操作负担。这种控制策略能够使倾转旋翼机在保持飞行高度稳定的前提下，平稳安全地完成直升机模式向固定翼飞机模式的过渡。该研究为倾转旋翼机的控制策略设计提供了一个全新的、实际可行的解决方案，具有高度的理论价值和实践意义。附图说明 [0029] 图1为倾转旋翼机的三种飞行模式； [0030] 图2为倾转旋翼机纵向动力学模型示意图； [0031] 图3为倾转旋翼机的两套操纵模式； [0032] 图4为两套操纵方式的结合； [0033] 图5为发动机短舱倾转规律； [0034] 图6为飞行包线以及3条倾转过渡曲线； [0035] 图7为多回路控制系统结构图； [0036] 图8为速度跟踪曲线； [0037] 图9为姿态角跟踪曲线； [0038] 图10为操纵量变化曲线。 具体实施方式[0039] 为了使本发明的目的、技术方案和有益效果更加清楚，下面将对本发明的优选实施例进行详细的说明，以方便技术人员理解。 [0040] 所述的控制策略包括： [0041] 建立倾转旋翼机多体动力学模型，对倾转旋翼机多体运动特征进行分析。 [0042] 倾转旋翼机是一种变结构飞行器，其融合了固定翼飞机和直升机的特点。不同于一般的固定翼飞行器和直升机，倾转旋翼机是多运动体的复杂系统，随着其短舱倾角的变化可分为三种飞行模式，分别为直升机模式、过渡模式和飞机模式，如图1所示。 [0043] 通过倾转发动机短舱，倾转旋翼机可以实现直升机飞行模式和飞机飞行模式之间的切换，在功能上兼具二者的优点。在直升机模式下，倾转旋翼机在空中可以自如地向不同方向飞行，并可以实现垂直起降和空中悬停。在飞机模式下，倾转旋翼机的飞行速度足够大，机翼所产生的升力足以克服飞行器重力，则旋翼可以充当固定翼飞行器螺旋桨的角色，提供向前的动力，实现高速飞行。 [0044] 建立倾转旋翼机的非线性模型 [0045] 如图2所示，在地面坐标系中建立倾转旋翼机的纵向动力学模型。O点为发动机短舱—旋翼系统的转轴位置，A点为旋翼桨毂位置，OA为发动机短舱轴线，且垂直于桨毂平面；G1表示机身质心位置，G2表示发动机短舱—旋翼系统质心位置，G表示整机质心位置；δAF为直线OG1与飞机机身纵轴线夹角，δTM为直线OG2与发动机短舱轴线夹角；θ为倾转旋翼机的俯仰角，θN为发动机短舱的倾角，V为倾转旋翼机的空速，α为倾转旋翼机的迎角；L，D和Mm分别为翼身组合体所受的升力、阻力和俯仰力矩。α1s为旋翼桨尖平面相对桨毂平面的后倒角，LT为旋翼拉力。另外，倾转旋翼机还受到机身和发动机短舱—旋翼系统的重力，以及操纵发动机短舱—旋翼系统转动的控制力矩MN，该力矩正方向与俯仰力矩正方向相同。 [0046] 此外，旋翼在来流作用下还会产生侧倾角b1s。在仅考虑倾转旋翼机的纵向动力学特性时，两个旋翼除了转向不同外，其余参数均相同，所以两个旋翼由于侧倾角b1s产生的力和力矩可以相互抵消。 [0047] 根据拉格朗日方程，选取转轴中点O在地面坐标系中的位置(x，z)、机身俯仰角θ和短舱倾角θN作为广义坐标。让θAF＝θ‑δAF，θTM＝θ+θN‑δTM，可以得到广义力的表达式如下： [0048] Q1＝Lsin(α‑θ)‑Dcos(α‑θ)+LTcos(α1s+θ+θN) [0049] Q2＝Lcos(α‑θ)+Dsin(α‑θ)+LTsin(α1s+θ+θN)‑mg [0050] Q3＝Mm+m1l1(Lsinα‑Dcosα+mgcosθAF)/m+m2l2[Lcos(α+θN)+Dsin(α+θN)‑mgcosθTM]/m+l3LTsina1s [0051] Q4＝MN+m2l2[Lcos(α+θN)+Dsin(α+θN)‑mgcosθTM]/m+l3LTsina1s [0052] (1) [0053] 其中，Q1、Q2、Q3和Q4对应的广义坐标分别是x、z、θ和θN；l1、l2、l3分别表示OG1、OG2、OA的长度；m1、m2、m分别为机身、发动机短舱—旋翼系统以及整机的质量。 [0054] 将发动机短舱的倾转律代入到倾转旋翼机的纵向多体动力学模型中，可消除控制变量MN。令 同时增加一个运动学方程，则倾转旋翼机的纵向动力学模型可以写成如下形式 [0055] [0056] [0057] 其中，q表示俯仰角速度； [0058] [0059] a13＝a31＝m1l1cosθAF‑m2l2sinθTM [0060] a23＝a32＝m1l1sinθAF+m2l2cosθTM [0061] a33＝Iy1+Iy2+m1l12+m2l22 [0062] [0063] 其中，Iy1和Iy2分别是机身和发动机短舱—旋翼系统的惯性矩。 [0065] [0066] 其中，Ω,θ0和B1分别表示旋翼的转速、桨根总距和纵向周期变距。 [0068] [0069] 其中Vi和k分别表示旋翼的诱导速度和影响系数；δe是升降舵转角。 [0070] 值得注意的是在B1和δe之间存在控制耦合。它们都由纵向控制杆的位移δlong控制。 [0071] 由此，可以得到描述倾转旋翼机纵向平面运动的四个状态量vx，vz，q和θ，以及两个T T控制量θ0和δlong。令X＝[vx,vz,q,θ]，U＝[θ0,δlong]，则式(2)可写为非线性方程组的一般形式。 [0072] [0073] 建立旋翼机混合操纵模型 [0074] 倾转旋翼机拥有两种操纵方式，分别为直升机操纵方式和飞机操纵方式。在直升机模式下，倾转旋翼机通过操纵总距、纵向周期变距、横向周期变距和差动变距来实现飞行操纵；在飞机模式下，倾转旋翼机通过操纵发动机油门、副翼、升降舵和方向舵来实现飞行操纵。两种操纵方式在直升机模式下均有效，只是在低速条件下，飞机操纵方式表现得不明显；在过渡模式下，随着短舱从直升机模式逐渐倾转到飞机模式，直升机操纵方式也逐渐停止；在飞机模式下，倾转旋翼机完全依靠飞机操纵方式。倾转旋翼机的两套操纵方式如图3所示。 [0075] 对于驾驶员而言，操纵机构为总距油门杆、纵向操纵杆、横向操纵杆和脚蹬。直升机操纵方式的操纵量和飞机操纵方式的操纵量应分别按照通道与之对应。直升机操纵方式下，垂直运动依靠旋翼总距，对应总距油门杆；俯仰运动操纵依靠旋翼纵向周期变距，对应纵向操纵杆；滚转运动操纵依靠旋翼差动总距，对应横向操纵杆；偏航运动操纵依靠旋翼差动纵向周期变距，对应脚蹬。飞机操纵方式下，旋翼拉力操纵依靠油门，对应总距油门杆；俯仰运动操纵依靠升降舵，对应纵向操纵杆；滚转运动操纵依靠副翼，对应横向操纵杆；偏航运动操纵依靠方向舵，对应脚蹬，两种操纵方式与操纵通道的具体对应关系如图4所示。 [0076] 倾转旋翼机过渡段控制计划及指令生成 [0077] 倾转旋翼机在过渡模式下的气动力复杂性主要体现在其纵向动力学特性上，且为了保证倾转旋翼机的稳定性，其过渡飞行时一般只做纵向机动运动。因此，本发明重点关注纵向运动控制器设计。倾转旋翼机的横航向控制与常规飞机一致，采用传统的内环控制方式。 [0078] 建立发动机短舱倾转律 [0079] 合理地倾转发动机短舱不仅可以使倾转旋翼机尽快地完成飞行模式的转换，同时不至于因为气动力过快的变化导致倾转旋翼机失控。 [0080] 本发明所推导的倾转旋翼机多体动力学模型中涉及到短舱倾角的角加速度，本文描述短舱倾角为“匀加速—匀速—匀减速”的倾转模式。 [0081] [0082] 如式(6)所示，短舱倾角在直升机模式下的数值为π/2，在飞机模式下的数值为0，a和b均为常数。倾转旋翼机的发动机短舱倾转律包含了两种倾转方式，分别对应：1.从直升机模式过渡至飞机模式；2.从飞机模式过渡至直升机模式。本发明通过多次仿真实验对比，最终选择a和b在两种倾转方式下的取值，如表1所示。 [0083] 表1发动机短舱倾转律参数选取 [0084] [0085] 根据表1可知，当发动机短舱以第1种方式倾转时，整个倾转过程耗时18s；当发动机短舱以第2种方式倾转时，整个倾转过程耗时33s。倾转旋翼机由直升机模式过渡到固定翼模式过程中的短舱倾转规律见图5。 [0086] 建立倾转旋翼机的目标状态函数，倾转旋翼机由直升机模式转换为飞机模式的过渡中，需保持飞行高度，并在飞行包线内以速度单调递增的方式完成飞行模式转换。 [0087] 目标状态是指期望的倾转旋翼机运动状态，也可以认为是控制器参考指令。设计控制器的目的是为了使倾转旋翼机的实际状态尽可能地接近目标状态。倾转旋翼机由直升机模式转换为飞机模式，在模式过渡中，期望的飞行状态为保持高度，并在飞行包线内以速度单调递增的方式完成飞行模式转换。下面我们通过分析飞行包线，并在包线内生成目标状态。 [0088] 飞行包线描述了倾转旋翼机在不同短舱倾角下的安全飞行速度范围,XV‑15的飞行包线如图5所示。其中，横坐标为倾转旋翼机的飞行速度，纵坐标为短舱倾转角，边界是通过计算倾转旋翼机在某一固定短舱倾角下稳定前飞的最大飞行速度和最小飞行速度而得到的。 [0089] 倾转旋翼机由直升机模式下的飞行状态过渡到飞机模式下的飞行状态，在飞行包线内有很多条可能的过渡倾转曲线。例如，选取直升机模式下的飞行速度为V0＝30m/s，飞机模式下的飞行速度为VT＝90m/s，图6中给出了3条倾转过渡曲线，其编号如图所示。 [0090] 如图6所示，每一条过渡倾转曲线均可以表示为飞行速度V关于短舱倾角θN的函数。同时，式(6)描述了短舱倾角θN关于时间t变化的函数。由此可得到飞行速度V关于时间t的目标状态函数，即 [0091] VRef＝V(θN)＝V(θN(t)) (7) [0092] 以NO.1倾转过渡曲线为例，飞行速度的目标状态函数的具体表达式为 [0093] [0094] 速度在纵向平面内可以分解为vx和vz两个分量，为了使倾转旋翼机在模式过渡中保持高度，垂直方向速度vz在整个倾转过渡过程中的期望值应恒为零，即 [0095] vz,Ref(t)≡0 (9) [0096] vx,Ref(t)＝VRef(t) (10) [0097] 设计倾转旋翼机过渡段飞行控制律，采用多回路控制结构，控制倾转旋翼机在定高度条件下实现直升机模式向固定翼模式的安全平稳过渡。 [0098] 在图7中，vx、vz、vx,Ref和vz,Ref的定义分别是倾转旋翼机水平方向的速度、垂直方向的速度、期望的水平方向的速度和期望的垂直方向的速度。ax,Ref和az,Ref分别是倾转旋翼机在过渡段期望的水平加速度和垂直加速度。θRef是加速度指令分配模块生成的期望俯仰角，φRef和ψRef分别是期望的滚转角和偏航角，被设置为0。θ0,Ref是期望的旋翼桨根总距。U定义和式(5)中的U相同，由INDI姿态控制器生成。U0是经过作动器实际作用给倾转旋翼机的控制量。 [0099] 建立基于增量型动态逆的姿态控制器 [0100] INDI并不是直接计算总的控制输入信号，而是在每个采样时间内根据给定的系统条件计算控制输入的增量。在时间Δt下，将式(5)改写成如下一阶泰勒级数展开的形式： [0101] [0102] 其中，ΔX＝X‑X0和ΔU＝U‑U0分别表示在一个采样时间步长Δt内X和U的增量；X0和U0分别表示上一采样时刻的X和U；ΔH.O.T表示高阶项。 可由下式表示： [0103] [0104] 当控制更新频率足够高时(时间增量Δt极小)，U会明显地变化比X快，X的值会接近X0而U的值不会接近U0。因此，式(11)可以简化为： [0105] [0106] 用伪逆控制输入v代替 将式(13)进行移项变换可以得到INDI的控制律如下： [0107] [0108] 将式(14)代入(13)中可得 [0109] [0110] 由此，式(14)中的控制信号U使得非线性系统式(13)线性化，线性化后的控制律为[0111] 建立加速度指令分配模块 [0112] 根据vx的跟踪误差通过PID控制器得到前飞加速度指令ax,Ref，根据vz的跟踪误差通过PID控制器得到垂向加速度指令az,Ref。直升机模式下，倾转旋翼机的前飞加速度由俯仰角提供，垂向加速度由旋翼提供；固定翼模式下，倾转旋翼机的前飞加速度由旋翼提供，垂向加速度由俯仰角提供；而在过渡阶段，则是混合的。因此，本发明采用正弦函数分配的方法生成俯仰角指令θRef和旋翼期望桨根总距θ0,Ref： [0113] [0114] 其中，θN是发动机短舱倾角，按照发动机短舱倾倾转律变化。 [0115] 针对倾转旋翼机由直升机模式向固定翼模式过渡的复杂时变过程，利用本发明中设计的过渡段控制计划和过渡段飞行控制律进行仿真，最终得到如图8、图9和图10所示的结果。图8和图9显示，在本发明设计的控制器作用下，倾转旋翼机实现了对期望速度和期望2 俯仰角的跟踪。其中，水平方向速度跟踪误差的均值和方差分别是0.0553m/s和1.9650m / 2 2 2 s，垂直方向速度跟踪误差的均值和方差分别是0.0197m/s和0.1712m/s，俯仰角跟踪误差 2 的均值和方差分别是0.0040deg和0.2067deg 。这些跟踪误差的均值和方差都很小，这表明在本发明设计的过渡段控制计划和过渡段飞行控制律作用下，倾转旋翼机平稳地从直升机模式过渡到了固定翼模式。从图10中可以看出，过渡过程中使用的控制量均在合理范围内，符合实际使用要求。 |
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