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申请/专利权人：清华大学

摘要：本发明提供了垂直短距起降飞机线性最优控制分配方法，属于飞行器制导及控制技术领域，旨在建立垂直短距起降飞机推力矢量和气动舵面两类执行器的控制分配策略，首先建立了各执行器线性淡入淡出函数模型，在此基础上，构造了以控制力矩最大化并综合执行器效率的控制分配优化数学模型，通过对推力矢量偏转角的非均匀间隔离散实现对推力矢量和气动舵面线性淡入淡出节点角度的求解，从而获得推力矢量和气动舵面的控制增量。本发明相比于传统伪逆控制分配方法，能有效避免矩阵奇异带来的执行器饱和问题，保证垂直短距起降飞机全包线操控能力。同时，基于线性函数的淡入淡出策略实现简单，规律明确，工程实用价值更高。

主权项：1.一种垂直短距起降飞机线性最优控制分配方法，其特征在于，包括以下步骤：S1：建立推力矢量和气动舵面两类执行器的线性淡入淡出函数，其中，推力矢量的线性淡入淡出函数λTVχ的表达式为： 气动舵面的线性淡入淡出函数λASχ的表达式为： 其中，χ为推力矢量偏转角度，在水平0°～竖直90°之间变化；为推力矢量淡入淡出的开始和结束节点角度，为气动舵面淡入淡出的开始和结束节点角度；为待确定未知变量；S2：基于执行器的线性淡入淡出函数，建立同时考虑正、负向控制能力的最大可用控制力矩数学模型，其中，最大可用控制力矩数学模型的表达式为： 其中，为推力矢量在矢量偏转角度χ时可提供的正向最大控制力矩，为推力矢量在矢量偏转角度χ时可提供的负向最大控制力矩，为气动舵面在矢量偏转角度χ时可提供的正向最大控制力矩，为气动舵面在矢量偏转角度χ时可提供的负向最大控制力矩，Mmaxχ为矢量偏转角度χ时整体最大可用控制力矩；S3：基于最大可用控制力矩数学模型，建立综合执行器效率的控制分配优化数学模型；S4：基于控制分配优化数学模型，对推力矢量和气动舵面淡入淡出节点角度的取值范围作非均匀间隔离散，从而简化计算量，基于离散整数规划方法求得S5：基于式1、2获得推力矢量和气动舵面淡入淡出函数，计算推力矢量和气动舵面两类执行器的控制输入增量，其中，推力矢量和气动舵面两类执行器的控制输入增量的表达式为： 其中，uV为垂直短距起降飞机悬停姿态控制器输出，uC为垂直短距起降飞机巡航姿态控制器输出，△uTV为推力矢量控制输入增量，△uAS为气动舵面控制输入增量。

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