[发明专利]复合式直升机操纵分配与最优过渡路线设计方法

权利要求书

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-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：

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渡过程中俯仰姿态角过渡路线；

6)将本发明的计算方法应用到复合式直升机飞行器上进行计算。

2.根据权利要求1所述的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：所述的力和力矩包括旋翼气动力，推进螺旋桨气动力，机翼、垂尾、平尾气动力。

3.根据权利要求2所述的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：所述的旋翼气动力计算如下：采用叶素理论建模，均匀入流诱导速度迭代求解，桨叶只考虑一阶刚性挥舞，根据叶素理论计算桨叶微段气动力：

其中是桨叶剖面正则化的切向和法向气流速度，c是桨叶弦长。