Para mejorar la estrategia de control del despegue y aterrizaje de una aeronave con doble rotor basculante, se diseñó el controlador de despegue y aterrizaje dentro del sistema de control de vuelo y se realizaron experimentos de validación de vuelo. Primero, basándose en las ecuaciones dinámicas no lineales de la aeronave, se estudió el efecto de las fuerzas generalizadas y de los factores no lineales acoplados a la actitud en la estabilidad del controlador de despegue y aterrizaje, y se linealizó la ecuación de estado acoplada que contiene términos de producto de fuerzas generalizadas y actitud para obtener la matriz de ganancia de retroalimentación optimizada para el control del sistema. Luego, para el proceso real de despegue y aterrizaje, utilizando un dispositivo de medición compuesto por una unidad de medición inercial a bordo y una unidad de medición ultrasónica, se midieron de forma independiente la actitud, la aceleración y la altura de vuelo de la aeronave. Finalmente, se comparó la altura de vuelo medida en vuelo del controlador de despegue y aterrizaje con la simulación de la ecuación de estado linealizada, y se analizó el efecto del controlador diseñado en la actitud y la altura de vuelo, así como la efectividad de la linealización de la ecuación de estado acoplada. Los resultados experimentales muestran que el valor medio medido de la altura de vuelo difiere del valor simulado en menos de 2 mm, la diferencia entre el valor máximo y el valor simulado es de +8 mm, la tendencia de variación medida y simulada de la altura de vuelo es consistente, y el controlador de despegue y aterrizaje diseñado cumple con los requisitos de estabilidad del control del sistema. El controlador y método de despegue y aterrizaje diseñados en este trabajo pueden controlar eficientemente el despegue y aterrizaje de la aeronave y tienen un valor de aplicación práctica.

sistemas no lineales;controlador no lineal;doble rotor basculante;drone;unidad de medición inercial