1.本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种倾转旋翼航空器及其过渡转换控制装置。
背景技术：
2.目前，道路车辆饱和量不断增加，导致城市内交通日益拥挤，人们日常出行时间逐渐增加。而随近些年通航产品的大力发展，低空空域逐步放开，利用相对空闲的低空空域解决人们中短途出行的呼声逐渐多起来。利用低空空域出行的j9九游会真人的解决方案以电动垂直起降航空器为主，主流的电动垂直起降航空器主要分为“倾转类”“复合翼类”“多旋翼类”三种。相比起传统航空器，垂直起降航空器最大的特点以及开发的重点之一就是如何实现垂直起飞后或垂直着陆前空中过渡控制。
[0003]“倾转类”“复合翼类”“多旋翼类”垂直起降航空器在续航能力、飞行速度等方面存在较大的差异，其中以“倾转类”航空器的构型巡航状态下最为“干净”，阻力系数最低。因此在巡航效率上“倾转类”航空器最高、“复合翼类”次之、“多旋翼类”最次；在飞行速度上，“多旋翼类”最低，“复合翼类”与“倾转类”相比由于其零升阻力更大，保证巡航升阻比的前提下巡航升力系数会偏高，导致巡航速度更低，“倾转类”巡航速度最快；在飞行控制上，“倾转类”与“复合翼类”都将面临气动力以及动力之间的转换平衡问题，而“倾转类”航空器又在控制中引入了动力角度的控制维度，无疑会导致其控制难度加大。如此控制问题对于传统通航甚至于民航航空器都是不曾面临的。此外，从动力系统提供主要升力转换至机翼气动力提供主要升力，期望驾驶员分别完成对升力方向以及推力方向动力的准确控制几乎是不可能实现或者需要耗费驾驶员极大部分精力，在此期间如出现其他紧急情况需要驾驶员决断，可能进入顾此失彼的状态，严重影响飞行安全。因此亟需一套能够减缓驾驶员操纵航空器压力的辅助飞行控制或者自动飞行控制方法应用于该类航空器。
技术实现要素：
[0004]
本发明提供了一种倾转旋翼航空器，包括：机翼(1)、机身(2)、平尾(3)、垂尾(4)、起落架(5)和撑杆(6)；机翼(1)包括主机翼(11)和两侧小翼(12)，平尾(3)包括水平安定面(31)和两侧短舱(32)，在主机翼(11)的左右机翼前侧分别安装左右撑杆(6)；在撑杆(6)端部、两侧小翼(12)和两侧短舱(32)上均安装动力系统；安装于两侧小翼(12)和两侧短舱(32)上的动力系统随两侧小翼(12)以及两侧短舱(32)的倾转改变推力方向；安装于左右撑杆(6)端部的动力系统随旋转轴线向背离机身的方向倾斜。
[0005]
如上所述的一种倾转旋翼航空器，其中，安装于右侧撑杆(6)上的第一旋翼(71)旋向为逆时针，安装于右侧小翼(12)上的第二旋翼(72)旋向为逆时针，安装于右侧短舱(32)上的第三旋翼(73)旋向为顺时针，安装于左侧短舱(32)上的第四旋翼(74)旋向为逆时针，安装于左侧小翼(12)上的第五旋翼(75)旋向为顺时针，安装于左侧撑杆(6)上的第六旋翼(76)旋向为顺时针，旋向定义为在小翼(12)及短舱(32)处于竖直状态时俯视方向。
[0006]
如上所述的一种倾转旋翼航空器，其中，第一旋翼(71)与第六旋翼(76)的旋向保证航空器分别承受顺时针及逆时针方向的气动力矩，在低速状态下通过改变某旋翼转速控制航向时，外倾产生的分力对整机的偏航力矩贡献与旋向导致的气动阻力矩对其贡献一致。
[0007]
如上所述的一种倾转旋翼航空器，其中，第三旋翼(73)与第一旋翼(71)的旋向相反、第四旋翼(74)与第六旋翼(76)的旋向相反，在第二旋翼(72)或第五旋翼(75)发生故障时关闭对称旋翼控制平衡时形成典型的四旋翼状态。
[0008]
本发明还提供一种倾转旋翼航空器过渡转换控制装置，所述控制装置应用于上述任一项所述的一种倾转旋翼航空器，包括：
[0009]
在倾转过渡过程中，通过同步或异步更改两侧小翼或者两侧短舱的角度以及动力输出；
[0010]
在减速过渡转换阶段控制小翼及短舱至大角度；
[0011]
异步倾转小翼与短舱实现俯仰控制与加速度控制的解耦；
[0012]
同步倾转小翼与短舱实现过渡飞行。
[0013]
本发明还提供一种倾转旋翼航空器过渡转换控制装置，包括：所述控制装置用于控制上述任一项所述的一种倾转旋翼航空器，具体包括指令滤波模块、控制模块和控制分配模块；
[0014]
指令滤波模块用于接收主机控制指令，并结合传感器数据、航空器状态处理得到对于航空器运动状态的控制期望；
[0015]
控制模块，用于接收指令滤波模块输出的航空器运动状态的控制期望，并依据航空器自身的气动、质量特性以及传感器输入的航空器实时运动状态、位置数据综合处理得到航空器应提供的各方向力及力矩，计算航空器实时参数与控制期望之间的差值，基于控制算法实现误差值到力或力矩的转换与输出；
[0016]
控制分配模块，用于接收控制模块输出的力及力矩，并依据当前航空器的运动状态计算得出不同执行器的控制指令。
[0017]
如上所述的一种倾转旋翼航空器过渡转换控制装置，其中，航空器运动状态的控制期望包括各方向速度、加速度、姿态角、角速度。
[0018]
如上所述的一种倾转旋翼航空器过渡转换控制装置，其中，指令滤波模块包括限制包线构建策略和优化原则策略；限制包线即在各种航空器状态下，依据航空器自身质量特性、气动特性、动力特性、控制安全、结构强度限制等多维度综合计算得出的倾转角-空速曲线；优化原则即一系列优化判断条件的集合，目的是能够依据航空器的实际飞行状态，在限制包线内筛选出得到当前状态下最优的控制期望。
[0019]
如上所述的一种倾转旋翼航空器过渡转换控制装置，其中，限制包线构建策略具体包括：
[0020]
遍历倾转角，基于已知的航空器动力特性，使用三角函数求得升力、推力方向的动力范围；
[0021]
遍历航空器迎角以及空速，基于已知的航空器气动特性，使用空气动力学计算方法即可求得升力与阻力；
[0022]
假设倾转过渡过程飞行高度维持不变，基于已知的航空器质量特性，使用竖直方
向动力学平衡方程得出各迎角、倾转角状态下航空器的可用空速范围；
[0023]
基于求得的空速范围，使用水平方向动力学平衡方程求得航空器水平方向加速度。
[0024]
如上所述的一种倾转旋翼航空器过渡转换控制装置，其中，优化原则策略包括：过渡转换最快原则、节省能源原则、乘员舒适性原则，在不同的飞行任务或飞行器状态下，自动调整各原则的权重占比。
[0025]
本发明实现的有益效果如下：采用本发明技术方案解决垂直起降航空器过渡转换过程面临的难题，实现辅助驾驶员控制航空器的目的，极大程度的降低了驾驶员在此期间的工作负荷，能够使驾驶员保留足够的精力决策航空器的安全运行。
附图说明
[0026]
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0027]
图1是本发明实施例一提供的一种倾转旋翼航空器示意图；
[0028]
图2是倾转旋翼航空器上各旋翼布局示意图；
[0029]
图3是本发明实施例二提供的倾转旋翼航空器过渡转换控制装置示意图；
[0030]
图4是限制包线构建策略流程图；
[0031]
图5是航空器倾转角与空速的关系曲线图。
具体实施方式
[0032]
下面结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0033]
实施例一
[0034]
如图1所示，本发明实施例一提供一种倾转旋翼航空器，包括：机翼1、机身2、平尾3、垂尾4、起落架5和撑杆6。
[0035]
机翼1包括主机翼11和两侧小翼12，小翼12与主机翼11通过第一倾转轴相连，小翼12可围绕第一倾转轴旋转。
[0036]
平尾3包括水平安定面31和两侧短舱32，短舱32与水平安定面31通过第二倾转轴相连，短舱32可围绕第二倾转轴旋转。
[0037]
在主机翼11的左右机翼前侧分别安装左右撑杆6。在撑杆6端部、两侧小翼12和两侧短舱32上均安装动力系统。安装于两侧小翼12和两侧短舱32上的动力系统随两侧小翼12以及两侧短舱32的倾转改变推力方向；安装于左右撑杆6端部的动力系统随旋转轴线向背离机身的方向倾斜(即外倾)：一方面，通过外倾的布置方式能够使动力系统提供侧向分力，进而产生航向力矩。通过差异化改变撑杆动力系统的输出量即可生成偏航力矩增强航向控制能力；另一方面，通过动力系统外倾能够使旋翼的旋转平面不经过座舱乘员区，有效地降
低了转子爆破对乘员造成伤害的可能性。
[0038]
具体地，参见图2，安装于右侧撑杆6上的第一旋翼71旋向为逆时针，安装于右侧小翼12上的第二旋翼72旋向为逆时针，安装于右侧短舱32上的旋翼第三73旋向为顺时针，安装于左侧短舱32上的第四旋翼74旋向为逆时针，安装于左侧小翼12上的第五旋翼75旋向为顺时针，安装于左侧撑杆6上的第六旋翼76旋向为顺时针，旋向定义为在小翼12及短舱32处于竖直状态时俯视方向。
[0039]
第一旋翼71与第六旋翼76的旋向保证航空器分别承受顺时针及逆时针方向的气动力矩，如此在低速状态下通过改变某旋翼转速控制航向时，外倾产生的分力对整机的偏航力矩贡献与旋向导致的气动阻力矩对其贡献一致，增加航向控制效率；第三旋翼73与第一旋翼71的旋向相反、第四旋翼74与第六旋翼76的旋向相反，如此可以在第二旋翼72或第五旋翼75发生故障时关闭对称旋翼控制平衡时形成典型的四旋翼状态，利于控制；第二旋翼72与第五旋翼75的旋向设计用于增加整机气动效率。
[0040]
实施例二
[0041]
参见图3，本发明实施例二提供一种倾转旋翼航空器过渡转换控制装置，包括主控制系统和可选控制系统。
[0042]
(一)主控制系统包括指令滤波模块、控制模块和控制分配模块。其中：
[0043]
(1)指令滤波模块用于接收主机控制指令，并结合传感器数据、航空器状态处理得到对于航空器运动状态的控制期望；
[0044]
其中，主机控制指令可以是驾驶员输入的控制指令，也可以是系统自动规划的控制指令。航空器运动状态的控制期望包括但不限于各方向速度、加速度、姿态角、角速度等。
[0045]
指令滤波模块包括限制包线构建策略和优化原则策略。限制包线即在各种航空器状态下，依据航空器自身质量特性、气动特性、动力特性、控制安全、结构强度限制等多维度综合计算得出的倾转角-空速曲线。优化原则即一系列优化判断条件的集合，目的是能够依据航空器的实际飞行状态，在限制包线内筛选出得到当前状态下最优的控制期望。
[0046]
①
参见图4，限制包线构建策略具体包括：
[0047]
步骤410、遍历倾转角，基于已知的航空器动力特性，使用三角函数求得升力、推力方向的动力范围；
[0048]
步骤420：遍历航空器迎角以及空速，基于已知的航空器气动特性，使用空气动力学计算方法即可求得升力与阻力；
[0049]
步骤430：假设倾转过渡过程飞行高度维持不变，基于已知的航空器质量特性，使用竖直方向动力学平衡方程得出各迎角、倾转角状态下航空器的可用空速范围；
[0050]
步骤440：基于步骤430求得的空速范围，使用水平方向动力学平衡方程求得航空器水平方向加速度。
[0051]
完成上述步骤的计算即可得到各迎角下，航空器倾转角与空速的关系曲线，最终得到的限制包线如图5所示，两条曲线与坐标轴包围的区域即航空器可用范围。对于发生部分系统失效影响动力输出的情况，同样会依据航空器可能的全部失效状态及它们的组合，分别得到不同的限制包线。
[0052]
限制包线为航空器的固有属性，计算流程可以预先在设计阶段完成，将限制包线注入控制模块即可，节省计算资源。
[0053]
②
优化原则策略包括：过渡转换最快原则、节省能源原则、乘员舒适性原则等，在不同的飞行任务或飞行器状态下，自动调整各原则的权重占比：比如在应急状态下需要紧急迫降或是运输伤员药品等时效性较强的任务，则可以将过渡转换最快原则的权重调整至最高90％，完全牺牲节省能源的考虑权重调整至0％，部分牺牲乘员舒适性权重调整至10％。
[0054]
优化原则会依据航空器实时的运动状态、飞行任务等调整各原则的权重，是一种实时策略，依靠控制装置的硬件数据处理能力来实现。
[0055]
(2)控制模块，用于接收指令滤波模块输出的航空器运动状态的控制期望，并依据航空器自身的气动、质量特性以及传感器输入的航空器实时运动状态、位置数据综合处理得到航空器应提供的各方向力及力矩，计算航空器实时参数与控制期望之间的差值，基于pid控制算法，使用动力学平衡方程原理，实现误差值到力或力矩的转换与输出，形成闭环控制。
[0056]
(3)控制分配模块，用于接收控制模块输出的力及力矩，并依据当前航空器的运动状态计算得出不同执行器的控制指令，包括动力电机转速或扭矩、倾转舵机旋倾转角度、舵面舵机偏转角度等。
[0057]
(二)可选控制系统与航空器布局关联性较高，基于以上描述的倾转旋翼航空器布局，可选控制系统方案包括：矢量控偏航、大倾转角负拉力、异步倾转实现俯仰与加速度控制的解耦、同步倾转小翼与短舱实现过渡飞行。具体包括：
[0058]
①
通过动力系统矢量控制偏航：在倾转过渡过程中，可以通过同步或异步更改两侧小翼12或者两侧短舱32的角度以及动力输出，达到产生不平衡偏航力矩的作用，实现偏航控制；
[0059]
②
大倾转角负拉力：在减速过渡转换阶段可以控制小翼及短舱至大角度，在产生升力的同时，使动力的水平方向分量变为阻力，增加过渡减速度，降低过渡转换时间，缩短过渡转换的空中距离；
[0060]
③
异步倾转小翼与短舱实现俯仰控制与加速度控制的解耦：在加速倾转过渡阶段，此时航空器飞行速度较低，需要配合动力系统实现俯仰姿态的控制。因此可以考虑先行倾转小翼，如此通过小翼动力主要提供前向加速度，短舱动力系统此时与撑杆动力系统共同组成四旋翼控制航空器的俯仰姿态。如此可将在倾转过渡阶段具备复杂气动特性的航空器的俯仰姿态控制与前向加速度控制解耦，降低控制复杂度；
[0061]
④
同步倾转小翼与短舱实现过渡飞行，俯仰控制与加速度控制的解耦放在控制分配模块进行实现。
[0062]
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的技术方案的基础之上，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包括在本发明的保护范围之内。