Deux systèmes de coordonnées : : le repère fixe dans l’espace : le repère attaché au corps

MODELE DYNAMIQUE

Eb b b bx y z

E f f f fx y z

: angle de roulis: angle de tangage: angle de lacet

,

,

: 1

( )

:

f b

b T f b bA T

A T

p Rv

P v R g F vm

R fn q

R RAJ J

cos 2 cos 2 cos 2 sin 2 sin 2 sin 2sin 2 cos 2 cos 2 cos 2 sin 2 sin 2cos 2 sin 2 cos 2 sin 2 cos 2 sin 2cos 2 cos 2 sin 2 sin 2 sin 2 cos 2

q

2 22 3 1 2 0 3 0 2 1 3

2 21 2 0 3 1 3 2 3 0 1

2 21 3 0 2 0 1 2 3 1 2

1 2 2 2

2 1 2 2

2 2 1 2

q q q q q q q q q q

R q q q q q q q q q q

q q q q q q q q q q

0 0 1 2 3

T Tq q q q q q q

Les équations de mouvement de l’avion:

Vol horizontal (en mode avion)

x

yz

c

clml

el

1T1Q

2Q2T

bcP

bcT

beP

beT

a

a

e

r

r

bE

brT

brP

brP

brT

baT

baP

al

x

airV

,

1 2

,

2 1 2 1

2 2

0 0

( ) 2

0 ( )

2 2

b b bA T A T

TbT

Tb

A

A T A T

TT m

T

e eA

b b b b b b be c a r r e c

b b b ba e c ra c

F F F

F T T

F

l

l l

Q Q T T

T T T T P P P

P P Pl Pl

fEy

x

z

A: aérodynamiqueT: moteure: élevona: aileronc: canardr: rudder

Vol vertical (en mode hélicoptère)

2Q2T

xy

z

1Q1T

a

a

err

sl

seP

srP s

rP

saP

bE

,

1 2

,

2 1 2 1

0 0

0 2

0 ( )

2 2

b b bA T A T

TbT

TbA

A T

s sr e

s s

m

s ss

a

A T

TT

T

A e ra

F F F

l

l l

F T T

F

Q Q T

P P

P P P

T

l

fE

z

xy

2

212

2 ;slip helic

se slip e slip

sli e

e

p e

P v

Tv A

C

R

C

C

A

S

2 21 1 2 2 1 2 1 2; ;T bs T bs s s T T T

is : la vitesse de rotation de chaque moteur

A: aérodynamiqueT: moteure: élevona: aileronc: canardr: rudderslip: slipstream

Théorème de Bernoulli:

DecollageVertical

Vol Horizontal

AtterrissageVertical

TransitionTransition

Volstationnaire

Volstationnaire

Chemin du vol longitudinal

bx

Zb eP

eT airV V

e

fx

fz

cos sin

sin cos

cos sin

sin cos

arcsin z

be

be

bc

bc

VV

P

T

P

T

e ee e

c cc c

P TP T

P TP T

2/

/ // / /

/ // /

12

( );

Pa free aile

P P Pfree aile free aile free aile

P P Pfree aile aile free aile

Pe e

V S C

C C C

C fn C C

eP

2/

/ // / /

/ // /

12

( );

Pc free canard

P P Pfree canard free canard free canard

P P Pfree canard canar

Pc cd free canard

V S C

C C C

C fn C C

cP

2/

/ /0/ / /

//

12

( )

Ta free aile

T T Tfree aile free aile free aile

T Tfree aile aile

T V S C

C C C

C fn

e

2/

/ /0/ / /

//

12

( )

Tc free canard

T T Tfree canard free canard free canard

T Tfree canard canard

T V S C

C C C

C fn

c

c

free: freestreamfn(): fonction nonlinéaire dépendant à alpha et le profil des ailes (voir la figure)

/PfreeC

/TfreeC

Loi de commande Loi de commande de l’altitude

1 2 bx

b b b b bx x d x i x d xF

dF T T sat mg k e k e k edt

;b T f b Tfe R e g R g

Loi de commande de l’attitude

0 2yy M y ys e y es

e sat siP ql gn q

0

0

01

3

Td d

e dd d d

q q qq q q

qq I q q

Une trajectoire, basé sur le profil trapézoïdal de vitesse:

Contrôleur de vol vertical

Décélération

Accélération

Contrôleur de vol horizontal

Contrôleur de décollage

Trans. flag = 0

Contrôleur de transition

θ < 10°

Trans. flag = 0

Contrôleur de transition

θ > 80°

flag = 0

Contrôleur d’atterrissage

flag = 1

NON

OUI

OUI

OUI

OUI

OUINON

NON

NON

NON

NON

OUI

Intervention de l’opérateur en

cas urgentRadio

Actionneurs(servomoteurs, BLDCs)

Avion Convertible

Estimation d’états

1N

Radio.flag

01

Changement des contrôleurs

c,c cP F

1 2,d ds s, , ,

d d d dc e a r

1 2,s s, , ,c e a r

,,

p v

Trans.flag

flag

SYSTÈME DE COMMANDE

STRATEGIE DE COMMANDE

Résultats de simulation