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原文传递旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法

专利名称：	旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法
摘要：	本发明提出一种旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法，通过计算在旋转机翼飞机转换飞行阶段中，若干前飞速度下的直升机操纵系统有因次操纵导数以及固定翼操纵系统有因次操纵导数，得到一条随前飞速度变化的总操纵导数线性变化规律曲线，进而得到对应前飞速度下的直升机模式操纵导数应具有的值，无因次化后拟合得到直升机操纵输入的权重系数随前飞速度的变化曲线，在对应的前飞速度下，固定翼模式的操纵输入直接传递给固定翼模式的执行机构，直升机操纵输入与相应权重系数组合后传递给直升机模式的执行机构。本发明能够解决旋转机翼飞机转换飞行阶段中两套操纵系统的冗余控制问题，这样在设计飞行控制系统的时候就跟处理常规的飞机一样，只需给出三轴的操纵指令即可。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	江苏;32
申请人：	南京灵龙旋翼无人机系统研究院有限公司
发明人：	高正红;高红岗;何澳
专利状态：	有效
申请日期：	2019-03-13T00:00:00+0800
发布日期：	2019-06-14T00:00:00+0800
申请号：	CN201910188831.9
公开号：	CN109878703A
代理机构：	西北工业大学专利中心
代理人：	陈星
分类号：	B64C19/00(2006.01);B;B64;B64C;B64C19
申请人地址：	210000 江苏省南京市鼓楼区幕府东路199号A30栋
主权项：	1.一种旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1：计算在旋转机翼飞机转换飞行阶段中，若干前飞速度下的直升机操纵系统有因次操纵导数以及固定翼操纵系统有因次操纵导数；其中前飞速度范围为0～Vc，Vc为从直升机飞行模式向固定翼飞行模式转换完成时的前飞速度；步骤2：以前飞速度为0时计算得到的直升机操纵系统有因次操纵导数为起点，以前飞速度为Vc时计算得到的固定翼操纵系统有因次操纵导数为终点，得到一条随前飞速度变化的总操纵导数线性变化规律曲线，并依据该曲线计算步骤1中前飞速度下的总操纵导数；步骤3：采用步骤2得到的若干前飞速度下的总操纵导数减去步骤1得到的对应前飞速度下的固定翼操纵系统有因次操纵导数，得到对应前飞速度下的直升机模式操纵导数应具有的值；步骤4：利用步骤1得到的直升机操纵系统有因次操纵导数对步骤3得到的对应前飞速度下直升机模式操纵导数应具有的值进行无因次化，并拟合得到直升机操纵输入的权重系数随前飞速度的变化曲线Y＝f(V)，Y为转换飞行阶段中直升机操纵输入的权重系数，V为转换飞行阶段的前飞速度；步骤5：在对应的前飞速度下，固定翼模式的操纵输入直接传递给固定翼模式的执行机构，直升机操纵输入与相应权重系数组合后传递给直升机模式的执行机构。 2.根据权利要求1所述一种旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法，其特征在于：步骤1中利用小扰动线性化方法进行有因次操纵导数计算：选取若干不同前飞速度状态点分别进行小扰动线性化，获得不同状态点下直升机操纵系统的有因次操纵导数和固定翼操纵系统的有因次操纵导数。 3.根据权利要求1所述一种旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法，其特征在于：所述直升机操纵系统的有因次操纵导数包括其中为直升机模式时的俯仰操纵导数，操纵输入为纵向周期变距δlon，为直升机模式时的滚转操纵导数，操纵输入横向周期变距δlat，为直升机模式时的偏航操纵导数，操纵输入为尾桨桨距δped；所述固定翼操纵系统的有因次操纵导数包括其中为固定翼模式时的俯仰操纵导数，操纵输入为升降舵偏角δe，为固定翼模式时的滚转操纵导数，操纵输入为副翼偏角δa，为固定翼模式时的偏航操纵导数，操纵输入为方向舵偏角δr。 4.根据权利要求1所述一种旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法，其特征在于：对于俯仰、滚转和偏航三个方向，分别通过步骤2～步骤4计算各自方向的直升机操纵输入的权重系数随前飞速度的变化曲线。
所属类别：	发明专利