Control of advanced tiltrotor aircraft in lateral-directional dynamics in aiplane mode

This thesis addresses the synthesis of a control law for a tiltrotor aircraft concept developed by Leonardo Helicopters, focusing on the lateral-directional dynamics in airplane mode. A distinctive feature of the configuration, compared to conventional propeller-driven aircraft, is the free flapping motion of its two rotors. To investigate how these rotor flapping states respond to fuselage motion and external disturbances, and to assess their influence on the overall dynamics behavior, a simplified second-order flapping model is developed. Although not intended to provide high-fidelity predictions, this model successfully captures the main aeromechanical phenomena with sufficient accuracy while maintaining computational simplicity. One of the key effects identified is the adverse influence of sideslip on the longitudinal flapping angles, which induces opposite control actions between the left and right rotors. Around the trim condition, the coupled rigid-body and rotor dynamics are linearized to obtain a model suitable for conventional control synthesis methods. When actuator and sensor dynamics are included, the resulting high-order system is reduced through Frequency-Weighted Balanced Truncation. The final control architecture includes a yaw damper, a lateral-directional CAS (Control Augmentation System), and cross-couplings between aileron, rudder, and DCP (Differential Collective Pitch) actions. The synthesis, carried out with Matlab’s, targets handling quality objectives derived from MIL-STD-1797B. Non-linear analyses confirm satisfactory behavior, though the absence of a velocity- and bank-dependent yaw damper and a bank-hold function leaves turn coordination to the natural aircraft dynamics. However, to achieve such performance in the nonlinear framework, it was necessary to ass an additional control path to limit deviation of the rotor states, thereby preventing them from causing deviations in the aircraft states.

Questa tesi affronta la sintesi di una legge di controllo per un convertiplano sviluppato da Leonardo Helicopters, con particolare attenzione alle dinamiche latero-direzionali in configurazione aeroplano. Una caratteristica distintiva di tale configurazione, rispetto ai convenzionali aeroplani a elica, è il moto libero di flappeggio dei due rotori. Al fine di analizzare come gli stati di flappeggio rispondano ai moti della fusoliera e alle perturbazioni esterne, e di valutare la loro influenza nella dinamica complessiva, è stato sviluppato un modello di flappeggio semplificato del secondo ordine. Pur non essendo concepito per fornire previsioni fedeli, tale modello riesce a catturare i principali fenomeni aeromeccanici con sufficiente accuratezza, mantendo al coltempo una struttura computazionale semplice. Uno degli effetti principali individuati è l'influenza avversa dell'angolo di derapata sugli angoli di flappeggio longitudinale, che induce azioni di controllo opposte tra il rotore destro e sinistro. Attorno alla condizione di trim, le dinamiche accopiate del corpo rigido e dei rotori sono linearizzate per ottenere un modello adatto ai metodi classici di sintesi delle leggi di controllo. Includendo le dinamiche di attuatori e sensori, il sistema risultante di ordine elevato è stato ridotto per troncamento bilanciato pesato in frequenza. L’architettura di controllo finale comprende uno yaw damper, un CAS (Control Agumentation System) latero-direzionale e accoppiamenti incrociati tra le azioni di alettoni, timone e DCP (Differential Collective Pitch). La sintesi è eseguita impostando obiettivi di qualità di pilotaggio derivanti dallo standard MIL-STD-1797B. Le analisi non lineari confermano un comportamento soddisfacente, sebbene l’assenza di uno smorzatore di imbardata dipendente da velocità e angolo di rollio, nonché di una funzione di mantenimento di rollio, lasci la coordinazione in virata affidata alla risposta naturale del velivolo. Ad ogni modo, per ottenere tali prestazioni nel sistema non lineare, è stato necessario aggiungere un percorso di controllo supplementare per limitare le deviazioni degli stati dei rotori, evitando così che queste si traducano in deviazioni degli stati dell’aeromobile.