無(wú)尾eVTOL的過(guò)驅(qū)動(dòng)和控制分配
如果我們想要充分發(fā)揮DEP的潛力，通常整機(jī)控制的過(guò)驅(qū)動(dòng)問(wèn)題會(huì)更嚴(yán)重，但通常也意味著構(gòu)型創(chuàng)新度更高。
本文空中出租車(chē)被歸類為具有固定翼的遠(yuǎn)程DEP eVTOL空中出租車(chē)，其具有獨(dú)特的配置。與其他研究相比，主要的區(qū)別是空中出租車(chē)沒(méi)有任何傳統(tǒng)的控制和穩(wěn)定面（例如副翼、方向舵、升降舵、水平和垂直尾翼），而使用純推力矢量控制來(lái)實(shí)現(xiàn)全包線電傳控制。考慮到eVTOL空中出租車(chē)概念航程/續(xù)航能力和重量限制，這種設(shè)計(jì)選擇有幾個(gè)優(yōu)點(diǎn)。首先，飛機(jī)在高速向前飛行時(shí)在空氣動(dòng)力學(xué)上更有效，因?yàn)樗?垂直尾翼不會(huì)引起額外的阻力。本文沒(méi)有對(duì)尾翼阻力貢獻(xiàn)進(jìn)行詳細(xì)的研究。然而，可以說(shuō)，無(wú)尾設(shè)計(jì)可以提高空氣動(dòng)力學(xué)效率，尤其是在高速巡航飛行中。另一個(gè)優(yōu)點(diǎn)是節(jié)省了重量和空間。考慮到沉重的電池系統(tǒng)對(duì)eVTOL空中出租車(chē)的重量限制，避免任何額外的重量是非常有利的。關(guān)于節(jié)省的空間，18個(gè)EDF分布在機(jī)翼面的后緣上。因此，副翼的放置需要額外的空間?？傊痪哂袀鹘y(tǒng)的控制和穩(wěn)定面，可以提高空氣動(dòng)力學(xué)效率，節(jié)省重量和空間，并提供總體設(shè)計(jì)靈活性。另一方面，飛行控制變得更加復(fù)雜，因?yàn)椴淮嬖趶目刂坪头€(wěn)定面獲得的好處。
關(guān)于系統(tǒng)過(guò)度驅(qū)動(dòng)問(wèn)題，飛機(jī)使用高度耦合的純推力矢量控制。因此，在致動(dòng)器飽和的情況下CA問(wèn)題變得更加復(fù)雜，因?yàn)榭刂戚S和控制效應(yīng)器/致動(dòng)器之間不存在直接關(guān)系。在具有主控制面升降舵、副翼減速器的傳統(tǒng)飛機(jī)中，它是一種在縱向和橫向通道中解耦飛機(jī)動(dòng)力學(xué)的常用方法。然后，使用解耦動(dòng)力學(xué)和經(jīng)典飽和解決方法可以很容易地解決與致動(dòng)器飽和相關(guān)的問(wèn)題。例如，升降舵與縱向俯仰動(dòng)力學(xué)直接相關(guān)，副翼/方向舵分別與側(cè)滾和偏航動(dòng)力學(xué)相關(guān)。然后，升降舵的飽和與俯仰動(dòng)力學(xué)指令有關(guān)，如果忽略橫滾和偏航運(yùn)動(dòng)之間的所有耦合，則相同的方法對(duì)橫滾/偏航動(dòng)力學(xué)有效?？傊?，對(duì)于所研究空中出租車(chē)的過(guò)驅(qū)動(dòng)和高度耦合的純推力矢量控制，應(yīng)用經(jīng)典的飽和求解方法并不容易實(shí)現(xiàn)。
CA的正確設(shè)計(jì)對(duì)于導(dǎo)致控制權(quán)限受限（即致動(dòng)器飽和）的特定飛行條件至關(guān)重要。當(dāng)INDI控制器產(chǎn)生超出物理致動(dòng)器限制的致動(dòng)器指令時(shí)，CA必須通過(guò)優(yōu)先考慮旋轉(zhuǎn)軸來(lái)保證穩(wěn)定飛行。為了說(shuō)明，假設(shè)飛行員在懸停飛行時(shí)應(yīng)用垂直速度指令爬升。懸停時(shí)的垂直速度指令是通過(guò)在所有EDF下增加推力/rpm產(chǎn)生。然后，出現(xiàn)強(qiáng)烈擾動(dòng)/陣風(fēng)，并使空中出租車(chē)明顯側(cè)傾。為了抑制對(duì)側(cè)傾角的干擾，一些EDF進(jìn)一步提高轉(zhuǎn)速，并最終達(dá)到最大轉(zhuǎn)速限制。如果飛行員仍然應(yīng)用垂直速度指令，那么可用的控制權(quán)限將不足以跟蹤垂直速度指令并拒絕側(cè)傾角干擾。換言之，INDI控制器的致動(dòng)器指令和物理實(shí)現(xiàn)的致動(dòng)器狀態(tài)之間將存在誤差。一個(gè)好的飛行員可能會(huì)意識(shí)到這個(gè)問(wèn)題，并釋放垂直速度指令以提供控制權(quán)限。然后，執(zhí)行器將不會(huì)達(dá)到轉(zhuǎn)速限制，控制權(quán)限將可用于拒絕側(cè)傾角度擾動(dòng)。飛行員本能地將旋轉(zhuǎn)控制置于平移控制之上。然而，這給飛行員帶來(lái)了更大的負(fù)擔(dān)，并且考慮到寬的飛行包線，需要一種系統(tǒng)的方式來(lái)處理致動(dòng)器飽和。考慮到過(guò)渡區(qū)域，推力矢量控制是高度耦合的，飛行員可能不會(huì)做出正確的決定來(lái)解決致動(dòng)器飽和問(wèn)題，并保證所有情況下的穩(wěn)定飛行。該示例場(chǎng)景通過(guò)非線性模擬進(jìn)行測(cè)試，以驗(yàn)證CA設(shè)計(jì)。結(jié)果表明，在控制權(quán)限有限的情況下，CA顯著改善了干擾抑制特性，并在保證穩(wěn)定飛行方面發(fā)揮了至關(guān)重要的作用。
由于在致動(dòng)器飽和的情況下，簡(jiǎn)單CA方法的性能不令人滿意，因此需要設(shè)計(jì)一種基于約束優(yōu)化的CA算法。
