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申请/专利权人：清华大学

摘要：本发明提供了垂直起降固定翼飞机过渡过程指令轨迹分段式设计与跟踪控制方法，属于导航及控制技术领域，包括建立垂直起降固定翼飞机悬停转巡航过渡过程的“预加速段—慢倾转段—快倾转段”的三段式轨迹与控制方法及巡航转悬停过渡过程的“预减速段—快倾转段—慢倾转段”的三段式轨迹与控制方法两大步骤。本发明相比于线性过渡轨迹，充分考虑了飞行过渡走廊对于过渡过程的约束条件，符合飞机加速规律，同时也满足了过渡时间的约束。同时，本方法相比于优化的过渡轨迹方法，同样满足了各执行器和状态的约束条件，并且可以离线设计、在线求解，满足飞机实时性的要求。本方法可以被各种不同大小和类型的垂直起降固定翼飞机所使用，具有普遍的适用性。

主权项：1.垂直起降固定翼飞机过渡过程分段式跟踪控制方法，其特征在于，包括以下步骤：S1.针对垂直起降固定翼飞机悬停转巡航过渡过程，建立倾转部件的“预加速段—慢倾转段—快倾转段”的三段式开环指令轨迹；S2.针对悬停转巡航的“预加速段—慢倾转段—快倾转段”三段过渡过程，分别对俯仰角、飞行速度、飞行高度设计闭环控制规律；S3.针对垂直起降固定翼飞机巡航转悬停过渡过程，建立倾转部件的“预减速段—快倾转段—慢倾转段”的三段式开环指令轨迹；S4.针对巡航转悬停的“预减速段—快倾转段—慢倾转段”三段过渡过程，分别对俯仰角、飞行速度、飞行高度设计闭环控制规律；所述步骤S1具体为：S1_1、在“预加速段”：垂直起降固定翼飞机“倾转部件”从悬停状态的90°按线性规律倾转到中间角度βm,ac并保持，如式1所示： 其中，是倾转角的开环指令，ωmax是允许的最大倾转角速度；对于倾转旋机翼飞机，倾转部件代表旋机翼，倾转角为短舱角；对于推力矢量飞机，倾转部件代表推力喷管，倾转角为推力喷管偏转角；S1_2、在“慢倾转段”：垂直起降固定翼飞机倾转部件从角度βm,ac倾转到临界角度βm,FT，倾转角指令由式2根据时间给定： 其中是倾转角的开环指令，βm,ac是S1_1中保持的倾转角，TFT,s是设计的悬停转巡航过渡过程慢倾转段S1_2过渡时间；S1_3、在“快倾转段”：垂直起降固定翼飞机倾转部件从临界角度βm,FT倾转到水平状态，倾转角指令由式3根据时间给定： 其中是倾转角的开环指令，βm,FT是临界倾转角，TFT,q是设计的悬停转巡航过渡过程快倾转段S1_3过渡时间；所述步骤S3具体为：S3_1、在“预减速段”：垂直起降固定翼飞机倾转部件保持水平的0°；S3_2、在“快倾转段”：垂直起降固定翼飞机倾转部件从水平的0°倾转到临界角度βm,BT，倾转角指令由式4根据时间给定： 其中是倾转角的开环指令，βm,BT是临界倾转角，TBT,q是设计的巡航转悬停过渡过程快倾转段S3_2过渡时间，90代表过渡过程的目标倾转角；S3_3、在“慢倾转段”：垂直起降固定翼飞机倾转部件从临界角度βm,BT倾转到竖直的90°，倾转角指令由式5根据时间给定： 其中是倾转角的开环指令,TBT,s是设计的巡航转悬停过渡过程慢倾转段S3_3过渡时间，βm,BT代表临界倾转角；所述步骤S2的具体实现为：S2_1、在预加速段，俯仰角、飞行速度、飞行高度控制规律分别如下：①高度指令值给定为hcmd，由主动力系统控制，实现定高保持；②俯仰角指令给定为θac0，不主动控制速度，给定负俯仰角使飞机自行加速到指定速度Vcmd,ac；俯仰角由辅助动力系统提供的推力实现稳定控制；③当垂直起降固定翼飞机速度达到Vcmd,ac或者加速时间超过Tac,FT，转入步骤S2_2；S2_2、在慢倾转段，俯仰角、飞行速度、飞行高度控制规律分别如下：①高度指令值给定为hcmd，由主动力系统控制，实现定高保持；②俯仰角指令给定为θFT0，不主动控制速度，给定负俯仰角使飞机自行加速，俯仰角由辅助动力系统提供的推力实现稳定控制；③当垂直起降固定翼飞机倾转角达到临界角度βm,FT，转入步骤S2_3；S2_3、在快倾转段，俯仰角、飞行速度、飞行高度控制规律分别如下：①速度指令由式4线性给出： 其中Vsett是速度指令，Vc是悬停转巡航过渡过程的目标巡航速度，vFT是S1_2结束时的瞬时速度，Ts,FT是S1_2所消耗的时间，TFT-Ts,FT为S1_3的预计完成时间，速度由主动力系统实现稳定控制；②给定爬升角γFT0，得到高度向速度指令：wsett＝Vsett×tanγFT5保持爬升飞行；由俯仰角控制高度，俯仰角由辅助动力系统提供的推力和舵面实现稳定控制，具体控制分配策略为：在倾转角大于βm,in,FT时，俯仰角由辅助动力系统提供的推力单独控制，之后在时间间隔Tin,FT内，辅助动力系统提供的推力线性淡出而舵面线性淡入，直至俯仰角由舵面单独控制；③当垂直起降固定翼飞机倾转角达到水平的0°状态，结束过渡过程；所述步骤S4具体实现为：S4_1、在预减速段，俯仰角、飞行速度、飞行高度控制规律分别如下：①高度指令值给定为hcmd，由俯仰角控制，俯仰角由舵面实现稳定控制；②速度指令值给定为Vcmd,BTVc，其中Vc是巡航速度，速度由主动力系统控制；③当垂直起降固定翼飞机速度达到Vcmd,BT或者时间超过Tde,BT，转入步骤S4_2；S4_2、在快倾转段，俯仰角、飞行速度、飞行高度控制规律分别如下：①高度指令值给定为hcmd，由俯仰角控制，俯仰角由辅助动力系统提供的推力和舵面实现稳定控制，具体控制分配策略为：在倾转角小于βm,in,BT时，俯仰角由舵面单独控制，之后在时间间隔Tin,BT内，舵面线性淡出而辅助动力系统提供的推力线性淡入，直至俯仰角由辅助动力系统提供的推力单独控制；②速度指令值由式6按时间给定：Vsett＝-aBT×t+Vcmd,BT6其中Vsett是速度指令，aBT是加速度，Vcmd,BT是S2_1结束时飞机的速度；速度由主动力系统控制；③当垂直起降固定翼飞机倾转角达到βm,BT，转入步骤S4_3；S4_3、在慢倾转段，俯仰角、飞行速度、飞行高度控制规律分别如下：①高度指令值给定为hcmd，由主动力系统控制，实现定高保持；②俯仰角指令给定为θBT0，不主动控制速度，正俯仰角使飞机自行减速；俯仰角由辅助动力系统提供的推力实现稳定控制；③当垂直起降固定翼飞机倾转角达到悬停的90°，结束过渡过程。

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