本發明屬于無人機控制領域，具體涉及一種傾轉翼垂直起降無人機模態轉換控制策略的確定方法。

背景技術：

傾轉翼無人機采用機翼-螺旋槳一體式傾轉，兼具固定翼無人機氣動效率高、旋翼無人機具備垂直起降能力的優點，在軍事作戰和民用救災等領域都有很高的應用價值和廣闊的發展前景。類似美國nasa的gl-10分布式動力傾轉翼垂直起降無人機，在機翼兩側各安裝四個電動機，尾翼兩側各安裝一個電動機，模態轉換過程中機翼及尾翼在水平向前和豎直向上之間傾轉，通過機翼及尾翼螺旋槳拉力和氣動力的共同作用實現傾轉翼飛行模態的轉換。

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

傾轉翼無人機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換。機翼傾轉角度越大，越接近垂直起降模態，動力承載的比重越大，基于尾翼螺旋槳的俯仰姿態的調節效率更高；相反的，機翼傾轉角度越小，越接近巡航狀態，飛行速度越高，氣動承載比重越大，基于尾翼傾轉的俯仰姿態調節更有效。傾轉翼無人機控制的難點在于確定模態轉換控制策略與控制方法，并在過渡走廊內選取一條優化的轉換軌跡，使傾轉翼平穩且快速地實現模態轉換。

技術實現要素：

要解決的技術問題

為了避免現有技術的不足之處，本發明提出一種傾轉翼垂直起降無人機模態轉換控制策略的確定方法，實現垂直起降模態與巡航模態之間平穩且快速的轉換。

技術方案

一種傾轉翼垂直起降無人機模態轉換控制策略確定方法，其特征在于步驟如下：

步驟1：根據傾轉翼無人機在過渡模式的受力分析，得出傾轉過程中力和力矩方程的表達式，建立傾轉翼無人機的非線性仿真模型；

所述的傾轉過程中沿機體軸的力和力矩方程的表達式如下：

其中：

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

步驟2：根據機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：

根據公式(1)和(2)得到無人機在傾轉過程中縱向力fx、法向力fz和俯仰力矩my的動態平衡需滿足如下關系：

假設過渡過程中θf＝θb，機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，取機翼上各螺旋槳為最大拉力值tmax；則機翼螺旋槳力臂的取值如下：xprop＝xprop1，機尾各螺旋槳推力線在機體坐標系下的x坐標相同，機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邊界與最小傾轉邊界的限制條件：

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

前向轉換的目標是機翼傾角盡快由垂直轉為水平，盡快建立前飛速度，且在傾轉過程中需要保證不掉高、并保持俯仰角相對穩定；縱向對稱平面內的力和力矩約束條件及相應的配平約束條件為：

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

反向轉換時與前向轉換相反，為盡快減小前飛速度，需要給定一組正向俯仰角指令，使機體始終處于抬頭的狀態；在機翼傾角轉至50度之前，尾翼傾角基本維持水平，可以適當放開機體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，在反向轉換過程中需要保持不掉高，并且約束機體軸速度分量u使飛機減速；縱向對稱平面內的力和力矩約束條件及相應的配平約束條件為：

與前向轉換類似，可通過配平計算確定機翼傾轉過程中，每個狀態點下可行的尾翼偏轉范圍、機體俯仰角變化范圍和螺旋槳拉力變化范圍；

步驟4：根據模態轉換不同階段的性能指標要求，確定傾轉翼前向轉換和反向轉換的控制策略；具體如下：

前向轉換可分為三個階段：在機翼傾角90度至50度間可使飛機低頭加速，此時機翼迎角較大，由俯仰力矩特性曲線所決定的俯仰力矩系數基本維持在一個負值附近，該階段對應的飛行速度較小，所以氣動產生的低頭力矩很小；而機翼、尾翼的傾角較大，螺旋槳俯仰調節能力較強，則可選指令范圍較大；在機翼傾角50度至20度間，機翼螺旋槳俯仰調節能力減弱，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快速低頭；機翼傾角20度以下，機翼迎角減小，氣動低頭力矩減弱，可選指令范圍較大；前向轉換過程中，由于尾翼轉軸距機體重心較遠，具有較大的俯仰調節能力，可讓尾翼先于機翼傾轉；在機翼傾角30度以下尾翼基本轉至水平，此時尾翼螺旋槳油門對機體的俯仰調節能力較弱，可強制尾翼螺旋槳轉速為零；

與前向轉換類似，反向轉換也可分為三個階段，在機翼傾角0度至10度間使飛機抬頭減速，機翼迎角較小，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度后使飛機繼續保持抬頭狀態，飛行速度較小，氣動特性不明顯，可選的指令范圍較大；反向轉換過程中，為使機體盡快抬頭，需要機翼先于尾翼傾轉，并在機翼傾角小于50度時，令尾翼螺旋槳轉速為零，此時依靠機翼螺旋槳和尾翼舵偏實現機體俯仰調節。

有益效果

本發明提出的一種傾轉翼垂直起降無人機模態轉換控制策略的確定方法，傾轉翼垂直起降無人機可垂直起降、高效巡航，應用前景廣闊，其模態轉換的安全性和可靠性是該類無人機使用的必要條件，需要分別設計前向轉換和反向轉換控制策略保證過渡過程處于過渡走廊內。本發明根據傾轉翼垂直起降無人機的布局和基本特性，通過對傾轉翼垂直起降無人機建立縱向對稱平面內的力和力矩平衡方程，確定模態轉換階段過渡走廊，減少對非線性模型線性化處理這一環節，簡化了計算復雜度；過渡走廊僅定義了機翼傾轉角度和飛行速度的關系，沒有體現俯仰角的影響，依據配平結果確定機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；利用本發明給出的模態轉換控制策略的確定方法，依據全機俯仰力矩特性曲線，可以通過修正配平準則實現對轉換軌跡的影響，綜合螺旋槳拉力限幅、期望的俯仰角變化范圍，可對轉換軌跡進行有效修正，具有很好的工程使用價值。

附圖說明

圖1傾轉翼無人機過渡模式受力分布圖。

圖2模態轉換過渡走廊示意圖。

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

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

圖5改進后的前向和反向轉換仿真結果圖：左上圖為俯仰角與機翼傾角的關系、右上圖為機翼螺旋槳配平油門與機翼傾角的關系、左下圖為飛行速度與機翼傾角的關系、右下圖為尾翼螺旋槳配平油門與機翼傾角的關系。

圖6本發明流程圖。

具體實施方式

現結合實施例、附圖對本發明作進一步描述：

步驟一：如圖1所示，根據傾轉翼無人機在過渡模態的受力分析，得出傾轉過程中力和力矩方程的表達式，建立傾轉翼無人機非線性仿真模型。

垂直起降模態下依靠機翼及尾翼上螺旋槳拉力和傾角改變飛機運動狀態；固定翼模態下依靠尾翼傾角和副翼改變飛機運動狀態；過渡模態下依靠副翼、機翼及尾翼螺旋槳拉力和傾角改變飛機運動狀態。

傾轉翼無人機在傾轉過程中沿機體軸的力和力矩方程的表達式如下：

其中：

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

步驟二：包含三個模態的過渡走廊如圖2所示。過渡走廊是縱向對稱平面內由兩條邊界曲線定義的一個可用飛行包線，邊界曲線根據法向力、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)，假設過渡過程中|θ|≤10度，則與sinθ對應的相關項較小，阻力與法向力相比較小，均可忽略不計。機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，由于機翼各螺旋槳俯仰力臂相同，則機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。簡化后的傾轉翼無人機在傾轉過程中縱向力、法向力和俯仰力矩平衡需滿足如下關系：

假設過渡過程中θf＝θb，機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邊界與最小傾轉邊界的限制條件：

從上式可以看出，機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，影響轉換過渡走廊的因素還包括無人機俯仰力矩特性、俯仰角、螺旋槳拉力、轉換策略、轉換原則(是否允許掉高等)因素，修改影響因素的取值可以調整過渡走廊邊界。

設計的過渡走廊應具備以下兩個特征：機翼傾角越大，相應的飛行速度越小，符合氣動承載與動力承載的轉換關系；具有一定的寬度，保證轉換過程有一定的抗擾動能力。

步驟三：前向轉換過程中，為使飛機盡快建立前飛速度，且在傾轉過程中需要保證不掉高、并保持俯仰角相對穩定。縱向對稱平面內的力和力矩約束條件及相應的配平約束條件為：

選取機翼傾角每10度為一個狀態點，以機翼傾角和飛行速度作為已知量，通過配平計算確定機翼傾轉過程中，每個狀態點下可行的機體俯仰角變化范圍對應圖3(a)中的兩條虛線所示的邊界之間。由于機翼傾角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抬頭，即令my>0，此時機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體俯仰角變化范圍對應圖3(a)中的實線段，其在轉換各階段均具備較大的可選區域。

反向轉換時與前向轉換相反，為盡快減小前飛速度，需要給定一組正向俯仰角指令，使機體始終處于抬頭的狀態。在機翼傾角轉至50度之前，尾翼傾角基本維持水平，可以適當放開機體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，在反向轉換過程中需要保持不掉高，并且約束機體x軸速度分量u使飛機減速。縱向對稱平面內的力和力矩約束條件及相應的配平約束條件為：

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

選取機翼傾角每10度為一個狀態點，以機翼傾角和飛行速度作為已知量，通過配平計算確定機翼傾轉過程中，每個狀態點下可行的機體俯仰角變化范圍對應圖3(b)中的兩條虛線所示的邊界之間。與前向轉換的對應階段相似，由于機翼傾角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抬頭，即主要依靠增大機翼螺旋槳油門來提供抬頭力矩。改進后的機體俯仰角變化范圍對應圖3(b)中的實線段，其在轉換過程的各階段均具備較大的可選區域。

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

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

反向轉換的仿真結果如圖4(b)所示，其中虛線段表示期望輸入指令。圖中反映了機翼傾角處于20度至50度之間，俯仰角跟蹤偏差大，響應效果不好。與前向轉換過程類似，可在機翼傾角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，改進后的反向轉換過渡過程如圖5(b)所示，其中虛線段表示期望輸入指令。

基于無人機俯仰力矩特性曲線，根據仿真結果對俯仰角指令修正后，轉換過程的俯仰角響應變化平穩，可進一步提高控制策略的魯棒性和工程實用性。