[发明专利]飞行器及其飞行控制方法和装置

权利要求书

1.一种飞行器的飞行控制方法，其特征在于，所述飞行器为涵道式飞行器；所述方法包括：

确定壁面效应下飞行器的合力矢量及合力矩矢量与飞行器至壁面的距离之间的关联关系，其中，飞行器至壁面的距离为飞行器旋翼中心到壁面的距离d_WE，所述合力矢量包括：飞行器在有壁面效应悬停工况时的系统总升力矢量与重力矢量；所述合力矩矢量包括：飞行器在有壁面效应悬停工况时的反扭矩矢量与倾转力矩矢量；

基于所述关联关系构建飞行器有壁面效应时的第一动力学模型；所述第一动力学模型中包括基于所述距离表达的所述合力矢量及所述合力矩矢量；

基于所述第一动力学模型确定飞行器有壁面效应时的第一空间状态方程；所述第一空间状态方程的系统矩阵与控制矩阵中包括所述距离；

利用一给定的目标反馈控制器及所述第一空间状态方程的系统矩阵与控制矩阵，构建飞行器有壁面效应时的第一闭环系统；所述目标反馈控制器为能使飞行器无壁面效应时的第二闭环系统维持稳定的反馈控制器；

确定能使所述第一闭环系统维持稳定的所述距离的最小值，得到飞行器至壁面的最小安全距离；

基于所述最小安全距离，控制飞行器的飞行；

其中，在所述基于所述关联关系构建飞行器有壁面效应时的第一动力学模型之前，还包括：

构建飞行器无壁面效应时的第二动力学模型；所述第二动力学模型的输入包括除去重力外飞行器所受到的合外力向量F_b、飞行器整体所受到的气动力矩向量M_b及飞行器重力F_g，输出包括飞行器机体的线速度向量、角速度向量及欧拉角向量，飞行器的系统总升力矢量为所述合外力向量F_b在机体Z轴方向上的分力，飞行器的反扭矩矢量为所述气动力矩向量M_b绕所述Z轴的力矩量；

其中，所述基于所述关联关系构建飞行器有壁面效应时的第一动力学模型，包括：

基于所述关联关系确定对所述系统总升力矢量进行修正的修正因子α与对所述反扭矩矢量进行修正的修正因子β，并确定所述倾转力矩矢量的表达式；所述修正因子α、β及所述倾转力矩矢量的表达式中包括所述距离d_WE；

利用所述修正因子α对所述第二动力学模型中的合外力向量F_b在机体Z轴方向上的分力进行修正；利用所述修正因子β对所述第二动力学模型中的气动力矩向量M_b绕所述Z轴的力矩量进行修正；并向所述第二动力学模型的输入中引入所述倾转力矩矢量，得到飞行器有壁面效应时的第一动力学模型。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，

所述确定壁面效应下飞行器的合力矢量及合力矩矢量与飞行器至壁面的距离之间的关联关系，包括：

确定飞行器的系统总升力矢量与距离比d_WE/R之间的关联关系；

确定飞行器的反扭矩矢量与距离比d_WE/R之间的关联关系；

确定飞行器的倾转力矩矢量与距离比d_WE/R之间的关联关系；

基于系统总升力矢量、反扭矩矢量、倾转力矩矢量分别与距离比d_WE/R之间的关联关系，确定系统总升力矢量、反扭矩矢量、倾转力矩矢量分别与距离d_WE之间的关联关系；

其中，所述距离比d_WE/R为飞行器旋翼中心到壁面的距离d_WE与飞行器螺旋桨半径R的比值。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一动力学模型为一非线性系统；所述基于所述第一动力学模型确定飞行器有壁面效应时的第一空间状态方程，包括：

在所述第一动力学模型的系统平衡点处，将所述第一动力学模型线性化为一线性系统；

基于预定辨识技术，确定所述第一动力学模型线性化后的线性系统对应的状态空间方程，得到飞行器有壁面效应时的第一状态空间方程。