波音|倾转旋翼VTOL飞行器俯仰与推力控制技术

倾转旋翼机作为典型的高速垂直起降(VTOL)飞行器，融合了直升机的垂直起降/悬停能力与固定翼飞机的高速巡航性能，在军事突击、应急救援、跨域运输等场景中具有不可替代的优势。其核心特征是通过调整推进旋翼(proprotor)短舱角度实现飞行模式切换——悬停及低速飞行时短舱垂直向上，以直升机模式运行；高速巡航时短舱向前倾斜，以固定翼模式运行。然而，这种模式转换带来了复杂的气动力耦合与控制重构挑战，传统控制方案难以兼顾控制精度、操作便捷性与飞行稳定性。

本文针对该问题提出了创新解决方案，通过集成俯仰配平预测与推进器配平预测电路，实现了倾转旋翼机在全飞行包线内的高效控制。该技术旨在降低飞行员操作负荷，优化飞行响应特性，提升极端工况下的适应性，为下一代高速VTOL飞行器的控制设计提供了关键支撑。

传统旋翼机(如直升机)已需飞行员协调多个控制输入，而倾转旋翼机等高速VTOL飞行器的控制复杂度进一步升级。这类飞行器通常要求飞行员同时操作五个控制输入以间接调控两个核心输出状态(空速与爬升率)：分别控制俯仰力矩、偏航力矩、滚转力矩、推进旋翼推力及推进旋翼轴定向。

这种多输入-多输出的强耦合特性对飞行员技能提出了极高要求：悬停时需通过总距杆调整升力、周期变距杆控制姿态；高速飞行时需切换至操纵面控制姿态、推力杆调节速度；模式转换阶段则需同步协调短舱角度、推力与操纵面，任何输入时序偏差都可能导致姿态失稳。由此带来的直接后果是飞行员训练成本激增，且高负荷操作易引发人为失误。

配平是飞行器维持稳定飞行状态的核心环节，需通过平衡气动力矩与推力实现目标状态(如平飞、定常爬升)。传统倾转旋翼机存在多组配平解，不同解对应不同性能优化目标：部分解可降低燃油消耗，部分解能减少噪声，还有部分解可提升机动性，但这些解之间的切换逻辑对飞行员完全不透明。

例如，在300km/h巡航状态下，维持空速稳定可通过“增大推进旋翼总距”或“调整短舱角度+减小 elevator 偏角”两种方案实现，但传统系统未提供优化决策支持，飞行员需依赖经验判断。这种非直观性不仅增加了操作难度，还导致飞行器难以在任务过程中按需重构性能(如从“燃油优先”切换至“机动性优先”)。

倾转旋翼机的核心运行特点是“直升机模式-过渡模式-固定翼模式”的连续切换，但传统控制方案未建立统一的控制框架，不同模式下的控制逻辑存在明显割裂。低速阶段完全依赖旋翼操纵(总距、周期变距)，高速阶段则切换至固定翼操纵(操纵面、推力)，过渡阶段的控制权交接缺乏平滑过渡机制。

这种割裂性导致模式转换时出现“控制死区”或“响应突变”：当空速跨越阈值(如150km/h)时，飞行员需从“周期变距控制速度”突然切换至“推力杆控制速度”，操纵逻辑的突变易引发姿态波动。此外，传统系统中“空速保持”等功能需飞行员手动激活，并非原生集成于主飞行控制系统，进一步加剧了操作复杂性。

传统控制方案多采用基于积分反馈的闭环控制，易出现积分饱和导致的超调问题。当飞行员设定新目标状态(如从200km/h加速至300km/h)时，系统会先超调至320km/h以上，再回调至280km/h，反复震荡后才稳定在目标值，该过程中飞行员的干预往往会加剧波动。

同时，传统系统对外部扰动的鲁棒性不足。外部载荷变化(如挂载物投放)、起落架收放、阵风等因素会导致气动阻力突变，但传统控制无法快速补偿这些扰动，需飞行员手动调整多个控制输入以维持稳定。例如，起落架放下后阻力增加，传统系统需飞行员同时增大推力与调整俯仰姿态，操作延迟易引发高度损失。

本方案提出的核心解决方案是一套集成“俯仰配平预测”与“推进器配平预测”的控制电路，通过动态预测目标配平值、简化控制输入维度、建立统一双模控制框架，解决了传统技术的痛点。该方案的整体架构与关键模块如下：

如图1所示，飞机100的控制核心为控制系统104，其接收传感器132的状态数据(速度、姿态、加速度等)，通过控制电路130生成指令，分别调控推进系统102(第一推进器112、第二推进器114、推进器作动器116)与控制面128。其中，控制电路130是技术核心，包含俯仰配平预测电路402、推进器配平预测电路404、模式识别电路等关键模块，可直接输出配平指令至飞行控制计算机(FCC)126与全权限数字发动机控制(FADEC)124。

图1 是示出包含控制系统的飞行器示例的框图

该架构的核心创新在于“预测式配平”——并非被动响应状态偏差，而是基于当前速度与姿态提前生成目标配平值，使系统主动趋近稳定状态。如图2所示，控制电路130通过俯仰配平预测电路402生成预测俯仰姿态配平值442，通过推进器配平预测电路404生成预测推进器配平值444，经处理电路406、408转换为推进器指令452与俯仰姿态指令454，分别控制推进器作动器116与控制面作动器410。

图2 是示出图1中控制电路示例的电路图

俯仰配平预测电路402的核心功能是基于飞机速度422与俯仰姿态424，生成目标垂直状态(定高或定垂直速度)对应的预测俯仰姿态配平值442，其设计针对不同飞行速度采用两种优化方案。

针对直升机模式及低速过渡阶段，电路采用垂直阻尼导数(Zw)构建预测模型，该参数在低速范围内近似恒定，计算复杂度低。如图3所示，电路接收垂直速度534(如升降速度表VSI)、水平速度422(空速)与实测俯仰姿态424，经以下步骤生成预测值：

图3 是示出俯仰配平预测电路示例的电路图

1. 坐标转换与滤波：垂直速度534经坐标转换电路772转换至机体轴系，生成转换后垂直速度774，再通过逆变器702取反得到反向垂直速度732；

2. 高低通滤波组合：反向垂直速度732经低通滤波器704与合路器706构成的高通滤波链路，生成高通滤波垂直速度信号736，再经增益电路710(增益为1/τ，τ为时间常数)转换为滤波垂直加速度738；

3. 飞行路径角计算：比较电路720选取水平速度422与空速阈值760的最大值作为选定速度746，除法器722计算1/746，与低通滤波垂直速度信号734相乘得到垂直飞行路径角信号744；

4. 阻尼补偿：滤波垂直加速度738与1/746相乘得到飞行路径角变化率信号740，经Zw电路714除法运算后生成阻尼补偿信号742；

5. 信号融合：合路器716融合744与742得到滤波配平偏差信号750，再与低通滤波俯仰姿态752、先验估计俯仰姿态758(平飞状态先验值)融合，最终输出预测俯仰姿态配平值442。

该方案通过融合实时状态与先验知识，可快速生成悬停及低速飞行的俯仰配平指令，确保垂直速度稳定在目标值(如悬停时VSI=0)。

针对固定翼模式，电路采用归一化机体垂直力-迎角导数(Za)替代Zw，Za虽计算复杂但在高速下精度更高。如图4所示，核心差异在于：

图4 是示出俯仰配平预测电路另一示例的电路图

• 垂直飞行路径角信号744由除法器802直接通过“低通滤波垂直速度734/选定速度746”计算，替代图2的乘法运算；

• 滤波垂直加速度738经Za电路804除法运算生成归一化信号812，替代图2的Zw阻尼补偿信号742；

• 合路器716融合744与812得到滤波配平偏差信号750，最终生成适配高速飞行的预测俯仰姿态配平值442。

Za参数随空速动态更新(通过查表获取)，可精准补偿高速下的气动非线性，例如在500km/h巡航时，Za值较300km/h时降低40%，电路通过动态调整确保配平精度。

推进器配平预测电路404根据飞行模式生成两类配平值：复合直升机场景下的预测推进器总距配平值562(图5)，以及倾转旋翼机场景下的预测推进器短舱配平值662(图6)，核心是通过重力补偿与动态滤波生成推力优化指令。

图5 是示出图1中控制电路另一示例的电路图

图6 是示出图1中控制电路另一示例的电路图

电路通过重力补偿消除俯仰姿态对纵向加速度的影响，为推进器配平提供准确输入。如图6、7所示，重力补偿模块包含：

图7 是示出加速度指令电路示例的电路图

• 正弦函数电路612、614：分别计算选定俯仰配平值546与俯仰姿态指令550的正弦值；

• 合路器616：通过“指令正弦值-配平正弦值”计算俯仰姿态偏差；

• 重力乘法器618：将偏差乘以重力常数g，生成重力补偿纵向加速度信号622，该信号反映了纯粹由推力变化导致的加速度，而非姿态变化的重力分量。

该机制确保在不同俯仰姿态下，推进器配平仅针对水平速度偏差进行调整，例如在10°仰角爬升时，电路可剔除重力沿机体轴的分量，避免推力过度补偿。

针对复合直升机(第二推进器114为螺旋桨)，电路生成预测推进器总距配平值562。如图8所示，核心流程包括：

图8 是示出推进器配平预测电路示例的电路图

1. 信号预处理：重力补偿纵向加速度信号622经低通滤波器1312与合路器1322生成高通滤波信号1344；水平速度422经低通滤波器1314与合路器1324生成高通滤波信号1348，再经增益电路1330(增益1/τ)转换为滤波加速度反馈1350；

2. 误差计算：合路器1326通过“1344-1350”生成偏移值1352，除法器1332结合推进器灵敏度调度器1222输出的灵敏度值1242(随空速查表获取)，生成滤波纵向控制执行器误差1356；

3. 配平融合：合路器1328将1356与低通滤波推进器总距反馈1358(来自推进器作动器116的反馈)融合，输出预测推进器总距配平值562。

针对倾转旋翼机(推进器112、114为可倾转旋翼)，电路将推进器配平目标从“总距”替换为“短舱角度”，生成预测推进器短舱配平值662。如图6所示，核心差异在于：

• 推进器配平预测电路404接收短舱角度反馈664(来自短舱作动器的实测角度)与重力补偿纵向加速度信号622；

• 输出的预测短舱配平值662与加速度控制器512生成的增量短舱指令660叠加，经限制电路518后生成短舱角度指令652；

• 推进器作动器116根据652调整短舱角度，改变推力方向以调控水平速度，例如高速巡航时短舱角度0°(水平向前)，悬停时90°(垂直向上)。

为实现全飞行包线覆盖，电路集成状态识别电路502(图5)，通过比较飞机速度422与阈值自动切换“低速模式”与“高速模式”，并通过开关528、530实现控制逻辑无缝衔接。

状态识别电路502实时接收飞机速度422，当速度低于阈值(如150km/h)时输出低速模式信号540，高于阈值时输出高速模式信号。该信号控制两个核心开关：

• 开关528：低速模式下输出指令俯仰配平值544(来自俯仰配平操纵器524的飞行员输入)，高速模式下输出预测俯仰配平值442；

• 开关530：低速模式下输出加速度指令模式加速度指令554，高速模式下输出速度选择模式加速度指令552。

低速模式下，电路采用“周期变距-总距”操纵逻辑，保留直升机操纵特性。加速度指令电路510(图7)生成加速度指令554的过程为：

1. 推力操纵器522接收飞行员拇指轮输入，生成v-dot指令信号542，经放大器1012生成俯仰独立加速度指令1032；

2. 重力补偿纵向加速度信号622经重力放大器1124(增益随姿态查表获取)生成重力补偿指令1142；

3. 合路器1114通过“1032-1142”生成加速度指令模式加速度指令554，输入加速度控制器512生成增量推进器指令。

在两种模式切换过程中，涵道风扇取向与喷嘴面积的调节同步进行：取向从垂直向水平转动时，喷嘴同步从扩张状态收缩，叶片桨距逐步增大；反之，取向从水平向垂直转动时，喷嘴同步扩张，桨距减小。整个过渡过程中，入口(206)的固定几何设计确保气流无分离，风扇与定子的匹配关系维持气流径向平衡，避免推力波动，提升过渡阶段的飞行稳定性。

此时飞行员无需操作额外控制输入，通过周期变距杆控制姿态、总距杆控制垂直速度，与传统直升机操作一致，降低了训练成本。

高速模式下，电路切换至“操纵面-推力”操纵逻辑，简化为双输入控制。速度选择电路508(图9)生成加速度指令552的过程为：

图9 是示出速度选择电路示例的电路图

1. 推力操纵器522的v-dot指令542经放大器1012生成俯仰独立加速度指令1032；

2. 合路器1016结合洗出信号1046生成误差信号1034，积分器1022积分得到俯仰独立速度指令1038；

3. 合路器1024计算“1038-飞机速度422”得到速度误差1040，经放大器1026(增益F(verr))生成速度选择模式加速度指令552。

此时飞行员通过操纵杆控制控制面128(俯仰、滚转)，通过拇指轮控制推力，无需干预总距，将控制输入从5个减少至4个，且无需手动激活空速保持功能。

加速度控制器512负责将加速度指令转换为增量推进器指令，如图10所示：

图10 是示出加速度控制器示例的电路图

• 合路器1212计算“选定加速度指令556-实测加速度1230”得到误差1234，经放大器1214(增益Kvdfb)与限制器1216生成反馈指令1238；

• 合路器1218融合反馈指令1238与前馈指令1232，得到组合加速度指令1240；

• 除法器1220结合推进器灵敏度值1242，输出增量推进器指令560(或660)。

该设计通过前馈-反馈复合控制消除了传统积分控制的超调问题，实验表明空速调整的超调量从传统的10%降至2%以内。

推进器限制电路518防止指令超出硬件极限，如图11所示：

图11 是示出推进器限制电路示例的电路图

• 速率限制电路1412：限制指令变化率，避免作动器116过载(如短舱角度变化率不超过10°/s)；

• 权限限制电路1414：基于发动机功率574、推进器极限576等参数限制指令幅值(如总距角范围0°-90°)。

该电路确保指令在安全边界内，例如发动机功率不足时自动降低推力指令，避免熄火风险。

方案通过图12-17的流程清晰呈现了控制逻辑的执行步骤，以倾转旋翼机短舱控制为例(图13)，核心流程为：

图12 是示出飞行器控制方法示例的流程图

图13 是示出飞行器控制方法另一示例的流程图

图14 是示出飞行器控制方法示例的流程图

图15 是示出飞行器控制方法示例的流程图

图16 是示出飞行器控制方法示例的流程图 

图17 是示出飞行器控制方法示例的流程图

1. 状态感知：传感器132采集飞机速度422与俯仰姿态424；

2. 配平预测：推进器配平预测电路404基于速度422与俯仰偏差(来自图6的622)生成预测短舱配平值662；

3. 指令生成：合路器516融合662与增量指令660，经限制电路518生成短舱指令652；

4. 执行调控：推进器作动器116根据652调整短舱角度，实现推力方向优化。

该流程完全自动化执行，飞行员仅需输入目标状态(如空速300km/h、爬升率5m/s)，无需干预配平过程。

本方案提出的俯仰与推力控制方案通过“预测式配平”核心创新，系统性解决了倾转旋翼机控制复杂度高、操作负荷大、响应特性差等传统问题。其核心价值在于建立了“状态感知-配平预测-指令生成-执行调控”的闭环控制框架，实现了全飞行包线内的自适应控制。通过融合先验知识与实时数据的配平预测技术、前馈-反馈复合控制的响应优化设计，以及双模无缝切换的操作逻辑重构，该方案为下一代高速VTOL飞行器的控制设计提供了可落地的技术范式，有望进一步推动倾转旋翼机在军民领域的规模化应用。

来源：公开信息，要点纵航整理