[发明专利]一种垂直/短距起降飞机飞行控制方法

摘要

本发明提出了一种垂直/短距起降飞机过渡过程控制方法，其特征包括模型线性化、计算期望力矩、消元、使用最速下降法进行优化等计算步骤，通过设计最优化目标与执行器罚函数，在优先控制姿态的前提下，使飞机水平加速(或减速)最大，并使转角以最快速度趋向于期望数值，从而以最快的速度完成过渡过程控制。该方法通过最速梯度下降方法，全面考虑执行器执行能力，可以以较短的时间和平稳的姿态完成过渡过程。同时，在机载计算机上运行时，该方法具有迭代次数少、计算量小的优点，可以在计算能力一般的飞控计算机上部署。

主权项

1.一种垂直/短距起降飞机飞行控制方法，其特征在于包括以下步骤：S1.设计垂直/短距飞机的优化目标函数为J＝‑ρ1Fx+ρ2δN；其中Fx是动力系统产生的前向力，δN代表角度，ρ1和ρ2均为可调参数，范围均为(0,10)；S2.针对垂直/短距起降飞机执行器执行能力设计罚函数；对于位置饱和，罚函数形式为cp＝1/(Ph‑u‑Δu)+1/(Δu+u‑Pl)，其中u是当前执行器位置，Ph和Pl分别是执行器的位置极限，Δu是待优化变量，cp是罚函数数值；对于速率饱和，罚函数形式为cir＝max(0,Δui2‑(Ri/ωi)2)，其中Ri是执行器最大速率，ωi是执行器带宽；S3.确定控制器切换条件；对于悬停转平飞过渡过程来讲，由前向速度Vxg的最小值和偏转角δN的最大值组成；对于平飞转悬停过渡过程来讲，由前向速度Vxg的最大值和偏转角δN的最小值组成。S4.根据当前姿态计算期望补偿力矩，并进行消元；对于某一特定飞行状态，若有n_c个控制量，则关于力矩的线性化方程可写为其中ΔM为当前力矩的变化量，Δu_i是第i个控制量的变化量，a_i为线性化所得系数；则可根据该式消去一个优化量，以确保达到期望力矩；S5.在线优化消元后的目标函数得到控制输出；S6.当飞机的空速达到巡航速度后，即开始切换为常规控制器。