本發(fā)明屬于飛行力學與飛行仿真技術領域，具體指代一種傾轉旋翼機傾轉過渡過程的求解方法。

背景技術：

傾轉旋翼機是一種將直升機和固定翼飛機特點融為一體的新型飛行器，具有廣泛的應用前景。傾轉旋翼機具有三種飛行模式：直升機模式、固定翼飛機模式以及傾轉過渡模式；為了滿足直升機模式和固定翼飛機模式的要求，傾轉旋翼機同時具有直升機和固定翼兩套操縱方式，并隨著發(fā)動機短艙傾轉角的改變而逐漸轉換。因此傾轉旋翼機在傾轉過渡過程中會出現(xiàn)操縱冗余問題，駕駛員操縱會變得十分復雜；除此之外，整個傾轉過渡過程還必須保證在傾轉走廊內完成，這是因為過低的前飛速度會導致傾轉旋翼機機翼失速，過高的前飛速度則會受到旋翼前行槳葉壓縮性、后行槳葉失速以及旋翼可用功率的限制?？梢钥闯觯瑑A轉旋翼機的傾轉過渡過程是極為重要和復雜的飛行過程，如何解決操縱冗余問題，并順利的完成直升機模式和固定翼飛機模式之間的相互轉換，是國內外研究的重要課題。

目前關于傾轉旋翼機傾轉過渡的控制方法主要集中在預先設定操縱方案以解決操縱冗余問題，并設計控制系統(tǒng)來跟蹤預定指令(傾轉規(guī)律、飛行軌跡等)上，因此無法得到不同飛行任務下的最優(yōu)操縱策略和飛行軌跡。事實上，研究傾轉旋翼機的最優(yōu)傾轉過渡過程，得到對應的最優(yōu)操縱策略和飛行軌跡等，不僅可以解決操縱冗余問題，還能有效降低駕駛員工作負荷、提高傾轉過渡效率、穩(wěn)定機體姿態(tài)，有利于傾轉過渡系統(tǒng)的設計，因此有必要對傾轉旋翼機的最優(yōu)傾轉過渡過程進行研究。

技術實現(xiàn)要素：

針對于上述現(xiàn)有技術的不足，本發(fā)明的目的在于提供一種傾轉旋翼機傾轉過渡過程的求解方法，以解決現(xiàn)有技術中無法得到傾轉旋翼機在不同飛行任務下的最優(yōu)操縱策略和飛行軌跡。

為達到上述目的，本發(fā)明公開一種傾轉旋翼機傾轉過渡過程的求解方法，包括步驟如下：

1)建立適用于計算傾轉旋翼機傾轉過渡過程的飛行動力學模型；

2)根據(jù)不同的飛行任務建立合適的邊界條件、路徑約束和性能指標，將傾轉旋翼機的傾轉過渡過程轉化為非線性動態(tài)最優(yōu)控制問題；

3)設計數(shù)值優(yōu)化算法對步驟2)中的非線性動態(tài)最優(yōu)控制問題進行求解，得到傾轉旋翼機的傾轉過渡過程。

優(yōu)選地，上述步驟1)中模型在傾轉過渡求解過程中能夠考慮到操縱系統(tǒng)特性對操縱量變化速度的限制，還能避免在數(shù)值求解過程中出現(xiàn)跳躍不連續(xù)。

優(yōu)選地，上述步驟1)中模型包括：基本非線性飛行動力學模型，混合操縱方程和控制量微分方程。

優(yōu)選地，上述的混合操縱方程為：

優(yōu)選地，上述的控制量微分方程為：

考慮到操縱系統(tǒng)特性對操縱量變化速度的限制，同時為了避免操縱量在優(yōu)化過程中出現(xiàn)跳躍不連續(xù)或者bang-bang型控制的形式，使用δ_col、δ_lon、δ_lat、δ_ped和δ_in的一階導數(shù)作為控制量，并把δ_col、δ_lon、δ_lat、δ_ped和δ_in作為新的狀態(tài)變量：

優(yōu)選地，上述步驟2)中的性能指標具體為：

其中，

式中w_t,w₁,w₂,w₃,w₄,w₅為常數(shù)權重因子，權重系數(shù)越大，對應項越重要；在傾轉過渡過程中，駕駛員通過拇指滾輪讓發(fā)動機短艙以固定的角速率進行傾轉，并專注于對總距桿和縱向桿的控制；此外，在傾轉過渡過程中也要關注俯仰角速率和俯仰角的變化，因此各項比重有所不同，權重系數(shù)定為：w_t＝1.0,w₁＝2.0,w₂＝2.0,w₃＝1.0,w₄＝1.5,w₅＝1.5。

優(yōu)選地，上述步驟2)中的路徑約束具體為：為了讓高度保持在可接受的范圍內，在路徑約束中根據(jù)不同的飛行任務要求對高度變化進行了一定的限制；此外，在路徑約束中對俯仰姿態(tài)角和角速率也進行限制：

利用傾轉旋翼機短艙傾轉角-速度包線分析方法確定路徑約束，使傾轉過渡過程保持在短艙傾轉角-速度包線內；

整個傾轉過渡過程中，駕駛員的操縱速率根據(jù)對應型號的傾轉旋翼機的助力器速率限制確定：

優(yōu)選地，上述步驟2)中的邊界條件具體為：操縱策略優(yōu)化初始邊界條件為飛行器當前飛行狀態(tài)；將末端邊界條件設定為目標傾轉角度以及前飛速度，即：

其中i_nt為目標發(fā)動機短艙傾轉角度，為目標前飛速度，具體數(shù)值根據(jù)飛行任務要求確定。

優(yōu)選地，上述步驟3)中的數(shù)值優(yōu)化算法具體為：采用直接轉換法和序列二次規(guī)劃算法來求解；

在進行數(shù)值計算時，首先對飛行動力學模型中的參數(shù)進行無量綱縮放；

定義常數(shù)k₁，k₂，k₃，k₄對狀態(tài)量、控制量和時間進行無量綱縮放：

長度、質量、氣動力和氣動力矩的無量綱縮放如下：

為了使無量綱縮放后的狀態(tài)變量和控制變量大小接近1，取k₁＝k₂＝100,k₃＝1,k₄＝0.01；

無量綱縮放后的飛行動力學狀態(tài)方程表示為：

將時間的無量綱τ等分為N-1個時間段：

使用直接轉換法把連續(xù)空間下的狀態(tài)變量和控制變量進行離散，得到非線性規(guī)劃問題的設計變量；

則離散后的設計變量為：

其中：

τ_mk＝(τ_k+τ_k+1)/2

對非線性動態(tài)最優(yōu)控制問題中的微分方程進行離散，得到如下缺陷等式約束方程：

其中：

對性能指標進行離散得到：

邊界條件作用于最后一個節(jié)點：

路徑約束作用于每一個時間段節(jié)點和中間節(jié)點：

將非線性動態(tài)最優(yōu)控制問題轉化為非線性規(guī)劃問題后，應用序列二次規(guī)劃算法求解該非線性規(guī)劃問題即可得到最優(yōu)解；并對最優(yōu)解中所有節(jié)點處的狀態(tài)變量和控制變量進行分段3次Hermite插值，得到桿量變化、傾轉規(guī)律和飛行軌跡。

本發(fā)明的有益效果：

(1)本發(fā)明可以根據(jù)不同的飛行任務要求得到傾轉旋翼機的最優(yōu)傾轉過渡過程，在解決操縱冗余問題的同時，還能得到最優(yōu)操縱策略和飛行軌跡，從而有效降低駕駛員工作負荷、提高傾轉過渡效率、穩(wěn)定機體姿態(tài)，給駕駛員和設計人員提供一定的參考。而以往關于傾轉旋翼機傾轉過渡的控制方法則無法得到不同飛行任務下的最優(yōu)操縱策略和飛行軌跡。

(2)本發(fā)明提出的求解方法計算效率高，收斂快，計算結果可信度高，可以用來研究傾轉旋翼機的最優(yōu)傾轉過渡過程。

附圖說明

圖1為本發(fā)明步驟流程圖；

圖2a為本發(fā)明建立飛行動力學模型的計算配平狀態(tài)與飛行試驗的需用功率數(shù)據(jù)對比示意圖，機型為XV-15，重量5897kg，轉速589rpm，發(fā)動機短艙傾轉角為90°,襟副翼配置為40°/25°；

圖2b為本發(fā)明建立飛行動力學模型的計算配平狀態(tài)與飛行試驗的俯仰姿態(tài)角數(shù)據(jù)對比示意圖，機型為XV-15，重量5897kg，轉速589rpm，發(fā)動機短艙傾轉角為90°,襟副翼配置為40°/25°；

圖2c為本發(fā)明建立飛行動力學模型的計算配平狀態(tài)與飛行試驗的槳根總距數(shù)據(jù)對比示意圖，機型為XV-15，重量5897kg，轉速589rpm，發(fā)動機短艙傾轉角為90°,襟副翼配置為40°/25°；

圖2d為本發(fā)明建立飛行動力學模型的計算配平狀態(tài)與飛行試驗總距桿數(shù)據(jù)對比示意圖，機型為XV-15，重量5897kg，轉速589rpm，發(fā)動機短艙傾轉角為90°,襟副翼配置為40°/25°；

圖2e為本發(fā)明建立飛行動力學模型的計算配平狀態(tài)與飛行試驗縱向周期變距桿數(shù)據(jù)對比示意圖，機型為XV-15，重量5897kg，轉速589rpm，發(fā)動機短艙傾轉角為90°,襟副翼配置為40°/25°；

圖3a為本發(fā)明建立飛行動力學模型的計算配平狀態(tài)與飛行試驗的需用功率數(shù)據(jù)對比示意圖，機型為XV-15，重量5897kg，轉速589rpm，發(fā)動機短艙傾轉角為60°,襟副翼配置為20°/12.5°；

圖3b為本發(fā)明建立飛行動力學模型的計算配平狀態(tài)與飛行試驗的俯仰姿態(tài)角數(shù)據(jù)對比示意圖，機型為XV-15，重量5897kg，轉速589rpm，發(fā)動機短艙傾轉角為60°,襟副翼配置為20°/12.5°；

圖3c為本發(fā)明建立飛行動力學模型的計算配平狀態(tài)與飛行試驗的槳根總距數(shù)據(jù)對比示意圖，機型為XV-15，重量5897kg，轉速589rpm，發(fā)動機短艙傾轉角為60°,襟副翼配置為20°/12.5°；

圖3d為本發(fā)明建立飛行動力學模型的計算配平狀態(tài)與飛行試驗總距桿數(shù)據(jù)對比示意圖，機型為XV-15，重量5897kg，轉速589rpm，發(fā)動機短艙傾轉角為60°,襟副翼配置為20°/12.5°；

圖3e為本發(fā)明建立飛行動力學模型的計算配平狀態(tài)與飛行試驗縱向周期變距桿數(shù)據(jù)對比示意圖，機型為XV-15，重量5897kg，轉速589rpm，發(fā)動機短艙傾轉角為60°,襟副翼配置為20°/12.5°；

圖4a為本發(fā)明建立飛行動力學模型的計算配平狀態(tài)與飛行試驗的需用功率數(shù)據(jù)對比示意圖，機型為XV-15，重量5897kg，轉速589rpm，發(fā)動機短艙傾轉角為0°,襟副翼配置為0°/0°；

圖4b為本發(fā)明建立飛行動力學模型的計算配平狀態(tài)與飛行試驗的俯仰姿態(tài)角數(shù)據(jù)對比示意圖，機型為XV-15，重量5897kg，轉速589rpm，發(fā)動機短艙傾轉角為0°,襟副翼配置為0°/0°；

圖4c為本發(fā)明建立飛行動力學模型的計算配平狀態(tài)與飛行試驗的槳根總距數(shù)據(jù)對比示意圖，機型為XV-15，重量5897kg，轉速589rpm，發(fā)動機短艙傾轉角為0°,襟副翼配置為0°/0°；

圖4d為本發(fā)明建立飛行動力學模型的計算配平狀態(tài)與飛行試驗總距桿數(shù)據(jù)對比示意圖，機型為XV-15，重量5897kg，轉速589rpm，發(fā)動機短艙傾轉角為0°,襟副翼配置為0°/0°；

圖4e為本發(fā)明建立飛行動力學模型的計算配平狀態(tài)與飛行試驗縱向周期變距桿數(shù)據(jù)對比示意圖，機型為XV-15，重量5897kg，轉速589rpm，發(fā)動機短艙傾轉角為0°,襟副翼配置為0°/0°；

圖5為直接轉換法的原理示意圖；

圖6a為本發(fā)明計算的正向傾轉過渡過程與駕駛員飛行仿真數(shù)據(jù)中高度的數(shù)據(jù)對比示意圖；

圖6b為本發(fā)明計算的正向傾轉過渡過程與駕駛員飛行仿真數(shù)據(jù)中前飛速度的數(shù)據(jù)對比示意圖；

圖6c為本發(fā)明計算的正向傾轉過渡過程與駕駛員飛行仿真數(shù)據(jù)中下降率的數(shù)據(jù)對比示意圖；

圖6d為本發(fā)明計算的正向傾轉過渡過程與駕駛員飛行仿真數(shù)據(jù)中俯仰姿態(tài)角的數(shù)據(jù)對比示意圖；

圖6e為本發(fā)明計算的正向傾轉過渡過程與駕駛員飛行仿真數(shù)據(jù)中發(fā)動機短艙傾轉角的數(shù)據(jù)對比示意圖；

圖6f為本發(fā)明計算的正向傾轉過渡過程與駕駛員飛行仿真數(shù)據(jù)中縱向周期變距桿的數(shù)據(jù)對比示意圖；

圖6g為本發(fā)明計算的正向傾轉過渡過程與駕駛員飛行仿真數(shù)據(jù)中總距桿的數(shù)據(jù)對比示意圖；

圖7a為本發(fā)明計算的逆向傾轉過渡過程與駕駛員飛行仿真數(shù)據(jù)中高度的數(shù)據(jù)對比示意圖；

圖7b為本發(fā)明計算的逆向傾轉過渡過程與駕駛員飛行仿真數(shù)據(jù)中前飛速度的數(shù)據(jù)對比示意圖；

圖7c為本發(fā)明計算的逆向傾轉過渡過程與駕駛員飛行仿真數(shù)據(jù)中下降率的數(shù)據(jù)對比示意圖；

圖7d為本發(fā)明計算的逆向傾轉過渡過程與駕駛員飛行仿真數(shù)據(jù)中俯仰姿態(tài)角的數(shù)據(jù)對比示意圖；

圖7e為本發(fā)明計算的逆向傾轉過渡過程與駕駛員飛行仿真數(shù)據(jù)中發(fā)動機短艙傾轉角的數(shù)據(jù)對比示意圖；

圖7f為本發(fā)明計算的逆向傾轉過渡過程與駕駛員飛行仿真數(shù)據(jù)中縱向周期變距桿的數(shù)據(jù)對比示意圖；

圖7g為本發(fā)明計算的逆向傾轉過渡過程與駕駛員飛行仿真數(shù)據(jù)中總距桿的數(shù)據(jù)對比示意圖。

具體實施方式

為了便于本領域技術人員的理解，下面結合實施例與附圖對本發(fā)明作進一步的說明，實施方式提及的內容并非對本發(fā)明的限定。

參照圖1所示，本發(fā)明的一種傾轉旋翼機傾轉過渡過程的求解方法，包括步驟如下：

1)建立適用于計算傾轉旋翼機傾轉過渡過程的飛行動力學模型，該模型在傾轉過渡求解過程中能夠考慮到操縱系統(tǒng)特性對操縱量變化速度的限制，還能避免在數(shù)值求解過程中出現(xiàn)跳躍不連續(xù)；

2)根據(jù)不同的飛行任務建立合適的邊界條件、路徑約束和性能指標，將傾轉旋翼機的傾轉過渡過程轉化為非線性動態(tài)最優(yōu)控制問題；

3)設計數(shù)值優(yōu)化算法對步驟2)中的非線性動態(tài)最優(yōu)控制問題進行求解，得到傾轉旋翼機的傾轉過渡過程。

本發(fā)明的方法適用于計算傾轉旋翼機傾轉過渡過程的飛行動力學模型由三部分組成，分別為：基本非線性飛行動力學模型、混合操縱方程和控制量微分方程。

基本非線性飛行動力學模型表示為以下一階微分方程的形式：

模型中的狀態(tài)量x_b，控制量u_b分別為：

x_b＝[u,v,w,p,q,r,φ,θ,ψ,x,y,h]^T

u_b＝[θ_0,r,θ_0,l,θ_c,r,θ_c,l,θ_s,r,θ_s,l,i_n,θ_a,θ_e,θ_r]^T

其中狀態(tài)量u,v,w分別為體軸系三個方向對應的速度，p,q,r分別為體軸系三個方向對應的角速度，為滾轉角，θ為俯仰角，ψ為偏航角，x為飛行器水平位移，y為飛行器側向位移，h為飛行器海平面高度；操縱量θ_0,r,θ_0,l分別為右旋翼與左旋翼的總距，θ_c,r,θ_c,l分別為右旋翼與左旋翼的橫向周期變距，θ_s,r,θ_s,l分別為右旋翼與左旋翼的縱向周期變距，i_n為駕駛員給出的短艙傾轉角，θ_a為副翼偏轉角，θ_e為升降舵偏轉角，θ_r為方向舵偏轉角。

本實施例中，以XV-15傾轉旋翼機為樣機，對各部件進行數(shù)學建模后，利用編程語言Fortran搭建基本傾轉旋翼機非線性數(shù)學模型。

在此基礎上，引入駕駛員操縱桿量信息，建立適用于XV-15傾轉旋翼機全部飛行模式的混合操縱方程：

其中δ_col為駕駛員拉力桿(從下向上0～1)，δ_lon為駕駛員縱向桿(從后向前-1～1)，δ_lat為駕駛員橫向桿(從左向右-1～1)，δ_ped為駕駛員腳蹬(從左向右-1～1)，δ_in為駕駛員拇指滾輪(0°～95°)；操縱量各系數(shù)和補償量θ_g與δ_B1通過查閱XV-15傾轉旋翼機參數(shù)設計表得到；混合操縱方程把原基本飛行動力學模型中的10個操縱量減少至5個，這樣既減少了操縱變量，又得到駕駛員的操縱信息。

控制量微分方程：

考慮到操縱系統(tǒng)特性對操縱量變化速度的限制，同時為了避免操縱量在優(yōu)化過程中出現(xiàn)跳躍不連續(xù)或者bang-bang型控制的形式，使用δ_col、δ_lon、δ_lat、δ_ped和δ_in的一階導數(shù)作為控制量，并把δ_col、δ_lon、δ_lat、δ_ped和δ_in作為新的狀態(tài)變量：

將基本非線性飛行動力學模型，混合操縱方程和控制量微分方程在Fortran中整合，即可得到適用于計算傾轉旋翼機傾轉過渡過程的飛行動力學模型；傾轉旋翼機具有沿縱向對稱構型，傾轉過渡過程都在縱向平面，為了提高求解方法的計算效率，在無側風條件下將模型中的狀態(tài)量和控制量進一步簡化，其狀態(tài)空間形式為：

式中狀態(tài)量x和控制量u分別為：

x＝[u,w,q,θ,x,h,δ_col,δ_lon,i_n]^T

u＝[u_c,u_s,u_n]^T。

為驗證所建的XV-15傾轉旋翼機數(shù)學模型的準確定，對其進行配平驗證，從附圖2a-2e、3a-3e、4a-4e中可以看出，計算結果和相同配置下XV-15傾轉旋翼機的飛行試驗數(shù)據(jù)吻合較好，說明建立的飛行動力學模型較為準確，可以用來研究傾轉旋翼機的最優(yōu)傾轉過渡過程。

本實施例中傾轉旋翼機在開始進行傾轉過渡時，飛行器處于穩(wěn)定飛行狀態(tài)，因此計算的平衡狀態(tài)可以為傾轉旋翼機的傾轉過渡優(yōu)化提供初始值。

傾轉旋翼機在傾轉過渡過程的傾轉問題描述為：從一類允許的傾轉過渡操縱策略中找出一個最優(yōu)的操縱策略，使傾轉旋翼機在該操縱策略作用下由初始狀態(tài)模式傾轉到指定的目標狀態(tài)模式的同時，其評價運動過程品質優(yōu)劣的性能指標為最優(yōu)。在整個傾轉過程中，飛行器的運動、操縱策略與性能指標均為時間和空間的函數(shù)，因此傾轉旋翼機的傾轉過渡問題可以歸結為一種含有狀態(tài)和控制約束的非線性動態(tài)最優(yōu)控制問題。非線性動態(tài)最優(yōu)控制問題包含性能指標，邊界條件和路徑約束三個部分。

性能指標具體為：傾轉旋翼機在傾轉過渡過程中，旋翼的拉力方向以及全機重心會發(fā)生變化，導致俯仰姿態(tài)變化較大，需要駕駛員通過適當?shù)牟倏v來穩(wěn)定姿態(tài)，因此性能指標需要考慮到對俯仰姿態(tài)的控制；此外，還應該考慮傾轉過渡過程所需時間和駕駛員的工作負荷，故性能指標定為：

其中，

式中w_t,w₁,w₂,w₃,w₄,w₅為常數(shù)權重因子，權重系數(shù)越大，對應項越重要；在傾轉過渡過程中，駕駛員通過拇指滾輪讓發(fā)動機短艙以固定的角速率進行傾轉，并專注于對總距桿和縱向桿的控制；除此之外，在傾轉過渡過程中也要關注俯仰角速率和俯仰角的變化，因此各項比重有所不同，權重系數(shù)定為：w_t＝1.0,w₁＝2.0,w₂＝2.0,w₃＝1.0,w₄＝1.5,w₅＝1.5。

為了讓駕駛員可以著重于穩(wěn)定姿態(tài)的操縱，從而降低操縱難度，性能指標暫不考慮對軌跡的控制(縱向平面內為高度控制)。至于傾轉過渡過程中的高度變化，可以在路徑約束中根據(jù)不同飛行任務要求進行約束，使其保持在可接受的范圍內即可。

邊界條件：操縱策略優(yōu)化初始邊界條件為飛行器當前飛行狀態(tài)；為了方便研究，將末端邊界條件設定為目標傾轉角度以及前飛速度，即：

其中i_nt為目標發(fā)動機短艙傾轉角度，為目標前飛速度，具體數(shù)值根據(jù)飛行任務要求確定。

路徑約束：為了讓高度保持在可接受的范圍內，在路徑約束中可以根據(jù)不同的飛行任務要求對高度變化進行了一定的限制；此外，在路徑約束中對俯仰姿態(tài)角和角速率也進行限制；

利用傾轉旋翼機短艙傾轉角-速度包線分析方法確定路徑約束，使傾轉過渡過程保持在短艙傾轉角-速度包線內；

低速傾轉時，機翼提供的升力受機翼臨界失速迎角的限制，因此在處于低速段傾轉包線時，機翼迎角處于機翼臨界迎角，此時滿足如下關系：

α_w＝α_wc＝i_w+α_f

其中α_w為機翼迎角，α_wc是機翼臨界迎角，i_w是機翼安裝角，α_f為機身迎角；由低速段發(fā)動機短艙傾轉角度-速度包線確定的不等式路徑約束為：

α_wcmin≤α_w≤α_wcmax

α_wcmin與α_wcmax由傾轉旋翼機的吹風數(shù)據(jù)得到，實施例中以XV-15為樣機，分別為-20°和12°。

傾轉過程中的最大前飛速度受旋翼前行槳葉壓縮性與后行槳葉失速效應以及旋翼可用功率與動力穩(wěn)定性等限制，其中旋翼可用功率的限制是最基本和最重要的限制要素。因此處于高速段傾轉包線時，旋翼的總需用功率達到發(fā)動機輸出的額定功率。

旋翼需用功率系數(shù)C_P為：

其中C_T為旋翼拉力系數(shù)，由飛行動力學模型得到，K_ind為誘導速度修正因子(1.15)，f_G為地面效應因子(1.0)，v_i為無量綱誘導速度，由飛行動力學模型得到，σ為旋翼實度(XV-15為0.089)，c_d為旋翼槳葉阻力系數(shù)(0.015)；則傾轉旋翼機總需用功率表示為：

其中η_p為傳動功率損失(0.95)。

由高速段發(fā)動機短艙傾轉角度-速度包線確定的不等式路徑約束為：

0≤P_r≤P_cr

其中P_cr為傾轉旋翼機發(fā)動機輸出的額定功率(XV-15傾轉旋翼機發(fā)動機輸出的額定功率為1737.5kw)；為了進一步確保傾轉過渡過程的飛行安全，把高速段傾轉包線上發(fā)動機短艙傾轉角45°對應的速度作為中止速度，傾轉過程飛行速度不能大于中止速度V_stop，XV-15傾轉旋翼機的中止速度為88m/s。

V_max≤V_stop

整個傾轉過渡過程中，駕駛員的操縱速率可以根據(jù)XV-15傾轉旋翼機的助力器速率限制確定：

設計的數(shù)值優(yōu)化算法具體為：傾轉旋翼機傾轉過渡過程對應的非線性動態(tài)最優(yōu)控制問題的狀態(tài)和控制變量眾多，約束和目標函數(shù)非常復雜，故解析求解不可行，需要通過數(shù)值優(yōu)化算法來進行求解；采用直接轉換法和序列二次規(guī)劃算法來求解；

在進行數(shù)值計算時，首先對飛行動力學模型中的參數(shù)進行無量綱縮放；

定義常數(shù)k₁，k₂，k₃，k₄對狀態(tài)量、控制量和時間進行無量綱縮放：

長度、質量、氣動力和氣動力矩的無量綱縮放如下：

為了使無量綱縮放后的狀態(tài)變量和控制變量大小接近1，取k₁＝k₂＝100,k₃＝1,k₄＝0.01；

無量綱縮放后的飛行動力學狀態(tài)方程表示為：

將時間的無量綱τ等分為N-1個時間段：

使用直接轉換法把連續(xù)空間下的狀態(tài)變量和控制變量進行離散，得到非線性規(guī)劃問題的設計變量，其原理如附圖5所示；

則離散后的設計變量為：

其中：

τ_mk＝(τ_k+τ_k+1)/2

使用Hermite-Simpson方法對非線性動態(tài)最優(yōu)控制問題中的微分方程進行離散，得到如下缺陷等式約束方程：

其中：

對性能指標進行離散得到：

邊界條件作用于最后一個節(jié)點：

路徑約束作用于每一個時間段節(jié)點和中間節(jié)點：

將非線性動態(tài)最優(yōu)控制問題轉化為非線性規(guī)劃問題后，應用序列二次規(guī)劃算法求解該非線性規(guī)劃問題即可得到最優(yōu)解；序列二次規(guī)劃算法可以很好的解決有大量設計變量和約束方程的非線性規(guī)劃問題；最后對最優(yōu)解中所有節(jié)點處的狀態(tài)變量和控制變量進行分段3次Hermite插值，得到更光滑的桿量變化、傾轉規(guī)律和飛行軌跡。

利用本發(fā)明提供的傾轉旋翼機傾轉過渡過程的求解方法進行傾轉旋翼機正向以及逆向最傾轉過渡過程的仿真，并與駕駛員飛行仿真數(shù)據(jù)對比，其中駕駛員飛行仿真數(shù)據(jù)是由駕駛員在XV-15傾轉旋翼機飛行仿真設備中進行傾轉過渡飛行模擬實驗得到的，駕駛員可以根據(jù)當前飛行任務自行決定傾轉過渡過程中的最佳操縱策略和對應的飛行軌跡，而不需要去跟蹤預定的飛行軌跡和操縱方案，因此適合與本發(fā)明得到的傾轉過渡過程進行對比。駕駛員仿真所用機型參數(shù)與本實施例采用的樣機一致。

正向傾轉過渡

以XV-15傾轉旋翼機由直升機模式向固定翼飛機模式連續(xù)正向傾轉為例，利用本發(fā)明的求解方法進行操縱策略優(yōu)化，并與駕駛員飛行仿真結果進行對比。駕駛員進行正向傾轉過渡時的初始狀態(tài)如下：速度32m/s，高度88m，航跡角7°，此時飛行器處于穩(wěn)定飛行狀態(tài)。飛行任務要求駕駛員自行決定最佳操縱策略，允許高度變化，傾轉結束后速度保持為65m/s。

根據(jù)當前飛行任務，目標發(fā)動機短艙傾轉角度i_nt為0°，目標前飛速度為65m/s，路徑約束中將高度范圍定為：

80m≤h(t)≤150m

如附圖6a-6g所示，可以看出，發(fā)動機短艙以6.5°/s的角速度直接傾轉至固定翼飛機模式，期間駕駛員緩慢增大總距桿位移并向前推桿，前飛速度增大，隨后向后拉桿穩(wěn)定姿態(tài)。整個正向傾轉過渡過程的操縱策略較為容易實現(xiàn)，且飛行狀態(tài)量變化平穩(wěn)。發(fā)明計算結果與駕駛員飛行仿真結果較為接近，且俯仰角變化更加平穩(wěn)。

逆向傾轉過渡

以XV-15傾轉旋翼機由固定翼飛機模式向直升機模式連續(xù)逆向傾轉為例，利用本發(fā)明的求解方法進行操縱策略優(yōu)化，并與駕駛員飛行仿真結果進行對比。駕駛員進行逆向傾轉過渡時的初始狀態(tài)如下：速度62m/s，高度120m，航跡角-2°，處于穩(wěn)定飛行狀態(tài)，飛行任務要求駕駛員自行決定最佳操縱策略和飛行軌跡，最后需要著陸。

逆向傾轉過渡一般涉及到傾轉旋翼機的減速著陸過程，為了滿足適航條例關于安全著陸的要求，需要對非線性動態(tài)最優(yōu)控制問題的末端邊界條件和路徑約束做出以下修改：

如附圖7a-7g所示，可以看出，發(fā)動機短艙以-6.5°/s的角速度直接傾轉至直升機飛機模式，旋翼拉力逐漸增大，駕駛員增大總距桿并向后拉桿，俯仰角上升，前飛速度逐漸減小；傾轉至直升機模式后，駕駛員繼續(xù)操縱總距桿和縱向周期變距桿使飛行器安全著陸。與駕駛員飛行仿真結果相比，本發(fā)明計算得出的飛行狀態(tài)量的時間歷程與文獻吻合的較好，且下降率和俯仰角變化更加平穩(wěn)，總距桿變化更加柔和。

通過以上對比可以看出，本發(fā)明的求解方法可用于研究傾轉旋翼機的傾轉過渡過程，并得到相應的最優(yōu)操縱策略和飛行軌跡，給駕駛員和設計人員提供一定的參考。

本發(fā)明具體應用途徑很多，以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應當指出，對于本技術領域的普通技術人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以作出若干改進，這些改進也應視為本發(fā)明的保護范圍。