Structured flight control law design for helicopters and tiltrotors

Rotorcraft control design represents a challenging problem, due to the presence of many competing design requirements. Inherent instability, inter-axis coupling, and poor bare airframe handling qualities impose the need for an automatic flight control system, in order to relieve pilot workload. The control design procedure shall rely on an accurate rotorcraft mathematical model, achieve robustness to the uncertainty of the model itself, be compliant to standard requirements, under the constraint of the flight control system architecture being as simple as possible. A control design methodology, which can systematically be applied to rotorcraft and adapted to different configurations, is proposed: such optimization-based, multi-objective methodology is based on the structured $H_\infty$ framework, allowing the user to define the control architecture a priori. Requirements such as stability, performance, disturbance rejection, control action moderation, safety, inter-axis decoupling and robustness to uncertainty can be addressed. Moreover, a set of tools for rotorcraft control-oriented modeling, analysis of the closed-loop system in its nominal and perturbed conditions, and control law tuning are set-up. Finally, innovative concepts in flight control law design, enabled by the availability of measurements of the rotor blades motion, are studied; such innovative techniques have the potential to improve rotorcraft performance and safety. The proposed methodology is applied to several industrial application cases of practical relevance.

Il progetto di leggi di controllo per velivoli ad ala rotante rappresenta un problema di notevole complessità, a causa del conflitto reciproco dei diversi requisiti in gioco. La caratteristica instabilità di questo tipo di velivoli, l'accoppiamento tra assi, e le insufficienti qualità di volo in anello aperto determinano la necessità di un sistema automatico di controllo del volo, in modo da alleviare il carico di lavoro sul pilota. La procedura di progetto delle leggi di controllo si deve basare su un modello matematico accurato della dinamica del velivolo, garantire robustezza all'incertezza del modello stesso, essere conforme alle specifiche degli standard, sotto il vincolo di mantenere l'architettura del sistema di controllo del volo il più semplice possibile. Viene proposta una metodologia di progetto di leggi di controllo che può essere sistematicamente applicata a velivoli ad ala rotante e adattata a diverse configurazioni: questa metodologia, basata su ottimizzazione multi-obiettivo, si fonda sul framework H-inf strutturato, permettendo all'utente di definire a priori l'architettura del sistema di controllo. E' possibile introdurre requisiti di stabilizzazione, prestazioni, reiezione dei disturbi, moderazione dell'azione di controllo, sicurezza, disaccoppiamento tra assi e robustezza all'incertezza. Inoltre, viene messa a punto una serie di strumenti dedicati a: modellistica orientata al controllo, analisi del sistema in anello chiuso in condizioni nominali e perturbate, e taratura della legge di controllo. Infine, vengono studiate idee innovative nel progetto di leggi di controllo del volo, rese possibili dalla disponibilità di misure del moto delle pale del rotore; queste tecniche innovative hanno il potenziale di migliorare le prestazioni e la sicurezza dei velivoli ad ala rotante. La metodologia proposta viene applicata a diversi casi di studio industriali di interesse pratico.