复合式直升机操纵分配与最优过渡路线设计方法技术

本发明专利技术提供了一种复合式直升机操纵分配与最优过渡路线设计方法，建立HCH的飞行力学模型，具体包括旋翼模型、机翼模型、短舱模型、机身模型。并进行优化配平计算，得到任意状态下的配平量。提出各速度下复合式高速直升机操纵策略,根据操纵策略设计优化得到不同操纵机构之间操纵分配系数以及过渡过程中俯仰姿态角过渡路线,使得各个操纵量光滑过渡以及将姿态量维持在合理范围之内。本发明专利技术基于飞行力学模型，计算方法能反馈到总体设计环节，为飞行器总体参数优化提供参考。本发明专利技术得到的过渡路线和分配系数进行配平与固定俯仰角配平得到的功率和操纵量对比，有功率较小的优势，操纵量能光滑连续过渡，更符合驾驶员的操纵习惯。更符合驾驶员的操纵习惯。更符合驾驶员的操纵习惯。

【技术实现步骤摘要】
复合式直升机操纵分配与最优过渡路线设计方法


[0001]本专利技术涉及属于复合式旋翼飞行器飞行力学与控制领域，具体是一种复合式直升机操纵分配与最优过渡路线设计方法。

技术介绍

[0002]双螺旋桨推进的复合式高速直升机是一种用于实现直升机高速飞行的设计概念，构型如图1所示，该飞行器在常规直升机基础上，机身两侧具有两幅机翼，取消尾桨加装尾翼，在机翼两侧安装一对推进螺旋桨。增加了一对推进螺旋桨、副翼、升降舵和方向舵,意味着增加了四个操纵变量,造成的操纵冗余问题对复合式直升机控制系统设计以及配平分析提出难题
[0003]HCH为了延迟常规直升机前飞时前行桨叶气流压缩性问题和后行桨叶失速问题，推 力复合的引入使得机翼为主旋翼升力卸载，降低转速从而延缓常规直升机固有的问题。 但是复合推力带来了操纵上强耦合的问题，以及大量操纵机构的加入也带来了操纵量冗 余的控制难题，同一姿态控制回路上存在直升机与固定翼的操纵机构，提出一种机翼舵 面与直升机舵面的分配方法具有十分重要的研究价值。
[0004]国内外针对复合式高速直升机进行了建模、操稳特性分析，以及分析设计过程中飞 行器参数对性能影响，对于双螺旋桨推进式复合直升机少有过渡过程飞行控制设计、过 渡路线方面的公开工作。文献通过采用常规直升机的既定飞行力学模型，并将螺旋桨和 机翼的复合引入设计中，建立了X2和X3复合式高速直升机结构的飞行力学数学模型， 并与常规直升机结构进行了比较，研究了复合直升机的配平特性、稳定性和操纵性，并 在此基础上讨论了复合直升机的操纵品质问题；文献研究了总体参数对于复合式直升机 性能之间的影响；文献以复合式直升机升力分配量作为优化变量,需用功率最低作为优 化目标进行优化。以获得最低需用功率下的升力分配规律。国内外对于复合式直升机仍 在探索阶段，对于两种机构的分配问题少有报道。HCH相对于常规直升机增加了一对推 进螺旋桨，一对机翼，一副尾翼，由于其都处于旋翼尾流下方，所以单纯使用直升机模 型不能准确计算HCH的飞行过程中力的变化。需建立HCH的飞行力学模型，将各部分干 扰考虑在内；新的操纵量的增加，6个动力学关系不能求解HCH配平求解的7个未知量， 故将俯仰角设为定值进行配平计算，由此产生了不同速度下的俯仰角过渡路线设计问题。HCH低速阶段主要由主旋翼提供升力克服重力，此时机翼舵面的操纵功效很小，随着速 度增加，机翼的舵效逐渐加大，对于此关系需要设计分配策略实现两种机构间分配。
[0005]基于以上背景，专利技术一种HCH操纵分配与最优过渡路线设计方法对总体设计、部件设计、飞行品质、操纵策略、控制系统设计都具有很重要的意义。

技术实现思路

[0006]本专利技术为了解决现有技术的问题，提供了一种复合式直升机操纵分配与最优过渡路线设计方法，基于飞行力学模型，设计参数都能在平衡方程中得到反映为飞行器总体参
数优化提供参考。本专利技术得到的过渡路线和分配系数进行配平与固定俯仰角配平得到的功率和操纵量对比，有功率较小的优势，操纵量能光滑连续过渡，更符合驾驶员的操纵习惯。
[0007]本专利技术包括以下步骤：
[0008]1)建立各个部件的飞行力学模型，将所有的力和力矩转化到体轴系下，建立六自由度平衡方程；
[0009]2)确定不同飞行速度下的操纵策略，确定不同速度下参与操纵的操纵机构，所述的不同飞行速度下的操纵策略包括悬停及低速操纵策略、高速前飞操纵策略、过渡前飞操纵策略,其中，悬停及低速操纵策略下的操纵机构包括主旋翼和双推进螺旋桨，飞行速度为0m/s到10m/s，主旋翼为总距操纵、纵向周期变距操纵、横向周期变距操纵，双推进螺旋桨包括平均螺距、差分螺距；高速前飞操纵策略的操纵机构包括双推进螺旋桨、固定翼和尾翼，飞行速度区间为大于45m/s，所述的固定翼为升降舵、副翼、方向舵、螺距通道、俯仰通道，双推进螺旋桨包括平均螺距；过渡前飞操纵策略的操纵机构包括双推进螺旋桨、主旋翼、固定翼和尾翼，过渡阶段速度区间为10m/s
‑
45m/s,所述的固定翼为升降舵、副翼、方向舵、螺距通道、俯仰通道，主旋翼为总距操纵、纵向周期变距操纵、横向周期变距操纵，双推进螺旋桨包括平均螺距、差分螺距；
[0010]3)设计以速度为参考量的冗余操纵分配系数，判断俯仰角是否满足边界条件，优化得到各个状态下的俯仰角，得到复合式直升机的过渡路线；
[0011]4)根据不同的操纵策略确定不同飞行速度阶段的优化策略：
[0012]4.1)过渡前飞操纵策略的优化策略；
[0013]使用牛顿法进行俯仰角首次优化，使用最优操纵功效的分配系数作为分配系数初值，每个飞行速度下对应一个分配系数是使当前的操纵功效最大，操纵系数为：
[0014][0015][0016]其中表示为单位操纵量引起的俯仰力矩，分别为单位纵向周期变距操纵、单位升降舵操纵，K
′
cyc
、K
′
ail
表示为当前状态下纵向周期变距与升降舵分配系数，规定K
′
cyc
+K
′
ail
＝1；
[0017]纵向周期变距为Δδ
lon_cyc
＝K
′
cyc
*δ
lon
，升降舵操纵量为Δδ
lon_ail
＝K
′
ail
*δ
lon
，δ
lon
是俯仰通道操纵量；
[0018]当分配系数优化到零，操纵量随着飞行速度增加继续减小，此时无法通过优化分配系数使操纵量满足边界条件，优化俯仰角，使俯仰角在满足边界条件的前提下，达到最优功率；
[0019]4.2)悬停及低速操纵策略的优化策略；
[0020]由于飞行速度低，作用在机翼上的气流速过低，各舵面气动力小，舵面功效甚微，所以低速阶段旋翼与机翼舵面之间的分配系数固定为1；
[0021]0‑
10m/s的速度范围内，保持俯仰姿态为零，规避负螺距，低速阶段的桨距角约束条件为：
[0022]AVER(θ)
‑
DIFF(θ)＞0(rad)
[0023]其中AVER、DIFF分别是配平状态下的平均螺距与差分螺距；
[0024]4.3)高速前飞操纵策略的优化策略；
[0025]高速阶段机翼承担了90％的升力，舵面有足够操纵功效进行姿态操作，所以高速阶段旋翼与机翼舵面之间的分配系数为固定值；
[0026]高速阶段保证总距为正，速阶段的总距角约束条件为：
[0027]Col＞0(rad)
[0028]其中Col分别是配平状态下的总距角；
[0029]5)得到不同操纵机构之间操纵分配系数以及过渡过程中俯仰姿态角过渡路线；
[0030]6)将本专利技术的计算方法应用到复合式直升机飞行器上进行计算。
[0031]本专利技术有益效果在于：
[0032]1、基于飞行力学模型，考虑了飞本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种复合式直升机操纵分配与最优过渡路线设计方法，其特征在于包括以下步骤：1)建立各个部件的飞行力学模型，将所有的力和力矩转化到体轴系下，建立六自由度平衡方程；2)确定不同飞行速度下的操纵策略，确定不同速度下参与操纵的操纵机构，所述的不同飞行速度下的操纵策略包括悬停及低速操纵策略、高速前飞操纵策略、过渡前飞操纵策略,其中，悬停及低速操纵策略下的操纵机构包括主旋翼和双推进螺旋桨，飞行速度为0m/s到10m/s，主旋翼为总距操纵、纵向周期变距操纵、横向周期变距操纵，双推进螺旋桨包括平均螺距、差分螺距；高速前飞操纵策略的操纵机构包括双推进螺旋桨、固定翼和尾翼，飞行速度区间为大于45m/s，所述的固定翼为升降舵、副翼、方向舵、螺距通道、俯仰通道，双推进螺旋桨包括平均螺距；过渡前飞操纵策略的操纵机构包括双推进螺旋桨、主旋翼、固定翼和尾翼，过渡阶段速度区间为10m/s
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45m/s,所述的固定翼为升降舵、副翼、方向舵、螺距通道、俯仰通道，主旋翼为总距操纵、纵向周期变距操纵、横向周期变距操纵，双推进螺旋桨包括平均螺距、差分螺距；3)设计以速度为参考量的冗余操纵分配系数，判断俯仰角是否满足边界条件，优化得到各个状态下的俯仰角，得到复合式直升机的过渡路线；4)根据不同的操纵策略确定不同飞行速度阶段的优化策略：4.1)过渡前飞操纵策略的优化策略；使用牛顿法进行俯仰角首次优化，使用最优操纵功效的分配系数作为分配系数初值，每个飞行速度下对应一个分配系数是使当前的操纵功效最大，操纵系数为：每个飞行速度下对应一个分配系数是使当前的操纵功效最大，操纵系数为：其中表示为单位操纵量引起的俯仰力矩，分别为单位纵向周期变距操纵、单位升降舵操纵，K
′
cyc
、K
′
ail
表示为当前状态下纵向周期变距与升降舵分配系数，规定K
′
cyc
+K
′
ail
＝1；纵向周期变距为Δδ
lon_cyc
＝K
′
cyc
*δ
lon
，升降舵操纵量为Δδ
lon_ail
＝K
′
ail
*δ
lon
，δ
lon
是俯仰通道操纵量；当分配系数优化到零，操纵量随着飞行速度增加继续减小，此时无法通过优化分配系数使操纵量满足边界条件，优化俯仰角，使俯仰角在满足边界条件的前提下，达到最优功率；4.2)悬停及低速操纵策略的优化策略；由于飞行速度低，作用在机翼上的气流速过低，各舵面气动力小，舵面功效甚微，所以低速阶段旋翼与机翼舵面之间的分配系数固定为1；0
‑
10m/s的速度范围内，保持俯仰姿态为零，规避负螺距，低速阶段的桨距角约束条件为：AVER(θ)
‑
DIFF(θ)＞0(rad)其中AVER、DIFF分别是配平状态下的平均螺距与差分螺距；
4.3)高速前飞操纵策略的优化策略；高速阶段机翼承担了90％的升力，舵面有足够操纵功效进行姿态操作，所以高速阶段旋翼与机翼舵面之间的分配系数为固定值；高速阶段保证总距为正，速阶段的总距角约束条件为：Col＞0(rad)其中Col分别是配平状态下的总距角；5)得到不同操纵机构之间操纵分配系数以及过...

【专利技术属性】
技术研发人员：王涌钦，陈仁良，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：