Longitudinal Integrated Attitude Control Law Design and Robustness Analysis of Tiltrotor Aircraft

CHEN Guojun; LIU Yi; ZHANG Wei

doi:10.16356/j.2097-6771.2026.02.009

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Longitudinal Integrated Attitude Control Law Design and Robustness Analysis of Tiltrotor Aircraft

更新时间：2026-04-30

- Longitudinal Integrated Attitude Control Law Design and Robustness Analysis of Tiltrotor Aircraft
- Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics（Natural Science Edition） Vol. 58, Issue 2, Pages: 331-338(2026)
- 作者机构：
  
  中国直升机设计研究所，景德镇 333001
- 作者简介：
- 基金信息：
- DOI：10.16356/j.2097-6771.2026.02.009
  CLC： V212.4
- Received：04 August 2025，
  
  Revised：2025-11-23，
  
  Published：28 April 2026
- 稿件说明：
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陈国军，刘毅，张威. 倾转旋翼机纵向一体化姿态控制律设计及鲁棒性分析［J］. 南京航空航天大学学报（自然科学版），2026，58（2）：331⁃338.

CHEN Guojun， LIU Yi， ZHANg Wei. Longitudinal integrated attitude control law design and robustness analysis of tiltrotor aircraft［J］. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics（Natural Science Edition），2026， 58（2）：331⁃338.
陈国军，刘毅，张威. 倾转旋翼机纵向一体化姿态控制律设计及鲁棒性分析［J］. 南京航空航天大学学报（自然科学版），2026，58（2）：331⁃338. DOI： 10.16356/j.2097-6771.2026.02.009.

CHEN Guojun， LIU Yi， ZHANg Wei. Longitudinal integrated attitude control law design and robustness analysis of tiltrotor aircraft［J］. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics（Natural Science Edition），2026， 58（2）：331⁃338. DOI： 10.16356/j.2097-6771.2026.02.009.

摘要

由于倾转旋翼机在飞行包线内需要进行直升机、过渡和固定翼3种模式的构型切换，不同构型下其动态特性存在较大差异，需针对不同构型设计控制律以保证在3种模式下均具有良好的控制效果。针对此问题建立了考虑质心移动的倾转旋翼机六自由度非线性模型，设计了结构形式一体化控制律，并针对过渡模式设计了归一化的权重系数。以纵向通道为例，数学仿真结果表明所设计的一体化控制律在3种模式下均达到了满意的控制精度，并且在模型不确定以及控制律参数偏移情况下均具有良好的鲁棒性。

Abstract

Since the tiltrotor aircraft needs to switch configurations among helicopter mode， transition mode， and fixed-wing mode within its flight envelope， and its dynamic characteristics vary significantly under different configurations， it is necessary to design control laws for different configurations to ensure satisfactory control performance across all three modes. To address this issue， a six-degree-of-freedom nonlinear model of the tiltrotor aircraft considering center-of-mass movement is established. An integrated control law with a unified structure is designed， and normalized weighting coefficients are introduced for the transition mode. Taking the longitudinal control channel as an example， mathematical simulation results show that the designed integrated control law achieves satisfactory control accuracy in all three modes and demonstrates good robustness under both model uncertainties and control law parameter variations.

关键词

Keywords

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