具有可傾斜機(jī)翼和旋翼的多旋翼無人機(jī)及控制系統(tǒng)和方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種具有可傾斜機(jī)翼和旋翼的多旋翼無人機(jī)，該無人機(jī)在結(jié)構(gòu)上包括設(shè)置在連接桿上的多個(gè)旋翼、在機(jī)身左右兩側(cè)對(duì)稱安置的一對(duì)可在垂直于機(jī)身方向和平行于機(jī)身方向之間傾斜的機(jī)翼和在機(jī)翼上安裝的兩個(gè)可與機(jī)翼同步傾斜的旋翼。本發(fā)明還提供一種具有可傾斜機(jī)翼和旋翼的多旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)及其控制方法。本發(fā)明的無人機(jī)姿態(tài)完全由對(duì)稱布局的設(shè)置在連接桿上的旋翼系統(tǒng)完成，設(shè)置在機(jī)翼上的旋翼只提供推力，不影響姿態(tài)，從而實(shí)現(xiàn)了姿態(tài)控制與速度控制的解耦，降低了動(dòng)態(tài)模型的復(fù)雜性和控制難度，利用機(jī)翼的空氣動(dòng)力學(xué)效應(yīng)提供附加的升力，提高了多旋翼無人機(jī)的飛行速度、承重能力和續(xù)航效能。
【專利說明】具有可傾斜機(jī)翼和旋翼的多旋翼無人機(jī)及控制系統(tǒng)和方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及航空動(dòng)力機(jī)械【技術(shù)領(lǐng)域】，具體是一種具有可傾斜機(jī)翼和旋翼的多旋翼 無人機(jī)及控制系統(tǒng)和方法。

【背景技術(shù)】
[0002] 結(jié)合直升機(jī)可在小場(chǎng)地垂直起降、懸停和固定翼飛機(jī)可利用機(jī)翼的空氣動(dòng)力效應(yīng) 產(chǎn)生升力以提高效能的優(yōu)點(diǎn)，自上世紀(jì)五十年代人們開始研制集這兩種優(yōu)勢(shì)于一體的具有 可變結(jié)構(gòu)的載人飛行器。這種飛行器大都采用傳統(tǒng)固定翼飛機(jī)的機(jī)身設(shè)計(jì)，在兩個(gè)主翼的 末端安裝兩個(gè)角度可向前傾斜的旋翼。起降時(shí)，旋翼面朝上提供升力；而在空中改成平飛 時(shí)，旋翼面向前傾斜直至垂直于機(jī)身，提供水平方向的推力，從而借助機(jī)翼的空氣動(dòng)力效應(yīng) 產(chǎn)生升力，提高飛行器的效能。這類飛行器主要有旋翼傾斜式和機(jī)翼傾斜式兩種結(jié)構(gòu)。
[0003] 在商業(yè)化的小型可傾斜雙旋翼的無人飛行器研制中，最有代表性的是美國貝爾公 司在1998年研發(fā)的Bell Eagle Eye。它長5. 6米，高1. 88米，翼展6. 37米，最高時(shí)速每小 時(shí)360千米，可承載91千克。盡管其旋翼直徑達(dá)3. 05米，由于不需載人，兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)都安 裝在機(jī)身內(nèi)部而不是機(jī)翼的末端，通過機(jī)械傳動(dòng)來驅(qū)動(dòng)旋翼的轉(zhuǎn)動(dòng)。這種設(shè)計(jì)減輕了機(jī)翼 末端的承載，從而改善了回轉(zhuǎn)震顫的問題。南京航空航天大學(xué)的宋彥國等研制了一種采用 傳統(tǒng)固定翼機(jī)身與機(jī)翼布局的可傾斜雙旋翼小型無人機(jī)。
[0004] 在基于四旋翼機(jī)的研究方面，日本信州大學(xué)和千葉大學(xué)的Satoshi Suzuki等人于 2010年研制了一款小型傾斜機(jī)翼無人機(jī)QUW-UAV。該設(shè)計(jì)是一個(gè)四旋翼系統(tǒng)。在垂直飛 行時(shí)，四個(gè)旋翼全部朝上，俯仰和橫滾由四個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速差來調(diào)節(jié)，航向則由副翼控制。當(dāng) 平飛時(shí)，俯仰和橫滾由調(diào)節(jié)四個(gè)副翼來控制，而航向則由四個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速差來調(diào)節(jié)。文獻(xiàn) 著重介紹了垂直飛行的姿態(tài)控制飛行試驗(yàn)結(jié)果，但沒有涉及過渡模式與平飛模式的實(shí)施和 控制。2011年法國Compiegne大學(xué)和墨西哥法國-墨西哥計(jì)算科學(xué)與控制實(shí)驗(yàn)室Gerardo Ramon等人研制的傾斜旋翼無人機(jī)。該飛機(jī)采用的是固定機(jī)翼，通過可傾斜的四個(gè)旋翼來 改變飛行的模式。它的由起飛-懸停-平飛-懸停-降落的過渡都是通過改變四個(gè)旋翼的 傾角和轉(zhuǎn)速來完成的。有關(guān)文獻(xiàn)對(duì)系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)建模、控制和系統(tǒng)開發(fā)做了介紹， 并給出了在垂直起飛與懸停的姿態(tài)控制試驗(yàn)結(jié)果。但同樣沒有關(guān)于過渡模式與平飛模式飛 行試驗(yàn)的介紹。2011年土耳其Sabanic大學(xué)的Kaan T. Oner等研制了一款名為SUVAI的小 型傾斜機(jī)翼四旋翼無人機(jī)。這一類基于四旋翼的設(shè)計(jì)將四個(gè)旋翼在機(jī)身兩側(cè)的前后對(duì)稱布 局，其姿態(tài)與飛行的速度控制通過四個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速與傾角協(xié)調(diào)來完成。上述三種變結(jié)構(gòu)系 統(tǒng)存在如下不足之處：
[0005] 在垂直起降與水平飛行相互過渡的階段，飛機(jī)的姿態(tài)和速度是由協(xié)調(diào)前后旋翼 (和機(jī)翼）的多個(gè)傾角和旋翼轉(zhuǎn)速來完成，極易導(dǎo)致力/轉(zhuǎn)矩與多個(gè)傾角和旋翼轉(zhuǎn)速之間的 耦合。同時(shí)，由于旋翼（和機(jī)翼）在機(jī)身兩側(cè)的前后排列，機(jī)翼的傾斜會(huì)弓丨起飛機(jī)慣性參數(shù) 的大幅度變化甚至質(zhì)心的位移，進(jìn)一步增加了控制難度。
[0006] 另一個(gè)潛在問題是控制的實(shí)現(xiàn)問題，由于飛行控制要解算由所需的力/轉(zhuǎn)矩到最 后控制量即多個(gè)傾角和旋翼轉(zhuǎn)速的映射，控制的有效實(shí)現(xiàn)要求在給出所需的力/轉(zhuǎn)矩信號(hào) 后，旋翼的轉(zhuǎn)速和傾角必須有解。基于現(xiàn)有的設(shè)計(jì)布局的耦合效應(yīng)，使得這種關(guān)系由一組非 線性方程描述，可能導(dǎo)致求解上的困難。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 本發(fā)明的目的在于提供一種具有可傾斜機(jī)翼和旋翼的多旋翼無人機(jī)及控制系統(tǒng) 和方法，以實(shí)現(xiàn)多旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制與速度控制的解耦，降低控制難度，簡化控制算法， 并降低能耗。
[0008] 本發(fā)明的技術(shù)方案為：
[0009] -種具有可傾斜機(jī)翼和旋翼的多旋翼無人機(jī)，包括機(jī)身以及均勻分布于機(jī)身周邊 的偶數(shù)個(gè)旋翼，其中兩個(gè)旋翼分別通過對(duì)稱設(shè)置于機(jī)身兩側(cè)的一對(duì)機(jī)翼與機(jī)身連接，其余 旋翼分別通過呈中心對(duì)稱分布的連接桿與機(jī)身連接，所述機(jī)翼與連接桿的交點(diǎn)與機(jī)身質(zhì)心 重合；
[0010]所述機(jī)翼與機(jī)身轉(zhuǎn)動(dòng)連接，所述連接桿與機(jī)身固定連接，在垂直起降模式下，機(jī)翼 平面傾斜至與連接桿所在平面垂直，在水平飛行模式下，機(jī)翼平面傾斜至與連接桿所在平 面平行或重合；
[0011] 裝設(shè)于機(jī)翼上的兩個(gè)旋翼與機(jī)翼同步傾斜，其電機(jī)轉(zhuǎn)軸始終位于機(jī)翼平面上且與 機(jī)翼轉(zhuǎn)軸垂直，其電機(jī)轉(zhuǎn)軸距機(jī)身質(zhì)心的距離相等且旋轉(zhuǎn)方向相反；裝設(shè)于各個(gè)連接桿上 的旋翼，其電機(jī)轉(zhuǎn)軸距機(jī)身質(zhì)心的距離相等且旋轉(zhuǎn)方向依照相鄰相反的次序交錯(cuò)分布。
[0012] 所述的具有可傾斜機(jī)翼和旋翼的多旋翼無人機(jī)，所述機(jī)身采用流線型空心圓柱體 結(jié)構(gòu)。
[0013] 所述的具有可傾斜機(jī)翼和旋翼的多旋翼無人機(jī)，所述機(jī)翼平面的形狀為矩形或梯 形。
[0014] 所述的一種具有可傾斜機(jī)翼和旋翼的多旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)，包括主控制器、地 面監(jiān)控系統(tǒng)、地面遙控單元、測(cè)量單元、電機(jī)驅(qū)動(dòng)單元、旋翼電機(jī)和伺服電機(jī)；
[0015] 所述主控制器，用于根據(jù)地面遙控單元發(fā)送的遙控指令和測(cè)量單元發(fā)送的飛行參 數(shù)，生成驅(qū)動(dòng)旋翼電機(jī)和伺服電機(jī)的控制信號(hào)；
[0016] 所述地面監(jiān)控系統(tǒng)，用于實(shí)時(shí)觀測(cè)無人機(jī)的飛行狀態(tài)，通過無線傳輸模塊與主控 制器進(jìn)行數(shù)據(jù)交換；
[0017] 所述地面遙控單元，用于向主控制器發(fā)送遙控指令并接收主控制器的應(yīng)答信號(hào)；
[0018] 所述測(cè)量單元，用于實(shí)時(shí)測(cè)量無人機(jī)的各種飛行參數(shù)，包括GPS單元、高度測(cè)量單 元、慣性測(cè)量單元和機(jī)翼傾角測(cè)量單元，通過總線接口電路與主控制器進(jìn)行數(shù)據(jù)交換；
[0019] 所述電機(jī)驅(qū)動(dòng)單元，用于根據(jù)主控制器輸出的控制信號(hào)，驅(qū)動(dòng)伺服電機(jī)和旋翼電 機(jī)旋轉(zhuǎn)；
[0020] 所述旋翼電機(jī)，用于帶動(dòng)旋翼槳旋轉(zhuǎn)；
[0021] 所述伺服電機(jī)，用于控制機(jī)翼和裝設(shè)于機(jī)翼上的兩個(gè)旋翼的傾斜角度，使得無人 機(jī)從一種飛行模式轉(zhuǎn)換成另外一種飛行模式。
[0022] 所述的具有可傾斜機(jī)翼和旋翼的多旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)，所述主控制器包括理想 軌跡生成模塊、理想姿態(tài)生成模塊、軌跡誤差計(jì)算模塊、姿態(tài)誤差計(jì)算模塊、機(jī)翼傾角誤差 計(jì)算模塊、平動(dòng)控制模塊、姿態(tài)控制模塊、機(jī)翼傾角控制模塊和混合機(jī)制模塊；
[0023] 所述理想軌跡生成模塊，用于根據(jù)預(yù)設(shè)的路標(biāo)點(diǎn)列生成無人機(jī)的理想飛行軌跡；
[0024] 所述理想姿態(tài)生成模塊，用于根據(jù)無人機(jī)的理想飛行軌跡生成無人機(jī)的理想飛行 姿態(tài)；
[0025] 所述平動(dòng)誤差計(jì)算模塊，用于計(jì)算出無人機(jī)理想飛行軌跡點(diǎn)和理想飛行速度與 GPS單元和高度測(cè)量單元所測(cè)得的當(dāng)前軌跡點(diǎn)和當(dāng)前速度之間的平動(dòng)誤差，并送至平動(dòng)控 制豐吳塊；
[0026] 所述姿態(tài)誤差計(jì)算模塊，用于計(jì)算出無人機(jī)理想飛行姿態(tài)的俯仰角、橫滾角和偏 航角與慣性測(cè)量單元所測(cè)得的當(dāng)前姿態(tài)的俯仰角、橫滾角和偏航角之間的姿態(tài)誤差，并送 至姿態(tài)控制模塊；
[0027] 機(jī)翼傾角誤差計(jì)算模塊，用于計(jì)算出機(jī)翼傾斜的理想角度與機(jī)翼傾角測(cè)量單元 所測(cè)得的機(jī)翼傾斜的當(dāng)前角度之間的機(jī)翼傾角誤差，并送至機(jī)翼傾角控制模塊；
[0028] 平動(dòng)控制模塊，用于對(duì)平動(dòng)誤差計(jì)算模塊輸出的平動(dòng)誤差進(jìn)行調(diào)整，計(jì)算出作用 于無人機(jī)質(zhì)心的三維線性推力，并將該力信號(hào)經(jīng)過由大地坐標(biāo)系到機(jī)體坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換 后送至混合機(jī)制模塊，所述三維線性推力包括設(shè)置在連接桿上的旋翼產(chǎn)生的推力、設(shè)置在 機(jī)翼上的旋翼產(chǎn)生的推力和機(jī)翼產(chǎn)生的升力；
[0029] 姿態(tài)控制模塊，用于對(duì)姿態(tài)誤差計(jì)算模塊輸出的姿態(tài)誤差進(jìn)行調(diào)整，計(jì)算出由設(shè) 置在連接桿上的旋翼產(chǎn)生的作用于無人機(jī)質(zhì)心的三維轉(zhuǎn)矩，并將該轉(zhuǎn)矩信號(hào)經(jīng)過系數(shù)變換 后送至混合機(jī)制模塊；
[0030] 機(jī)翼傾角控制模塊，用于根據(jù)機(jī)翼傾角誤差計(jì)算模塊輸出的機(jī)翼傾角誤差，計(jì)算 出機(jī)翼傾斜的調(diào)整量并將其送至混合機(jī)制模塊；
[0031] 混合機(jī)制模塊，用于生成驅(qū)動(dòng)旋翼電機(jī)和伺服電機(jī)的控制信號(hào)，以控制旋翼電機(jī) 的轉(zhuǎn)速和機(jī)翼相對(duì)于機(jī)身的傾角。
[0032] 所述的一種具有可傾斜機(jī)翼和旋翼的多旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)的控制方法，包括以 下步驟：
[0033] (1)根據(jù)預(yù)設(shè)的路標(biāo)點(diǎn)列生成無人機(jī)的理想飛行軌跡和理想飛行姿態(tài)；
[0034] (2)將GPS單元和高度測(cè)量單元所測(cè)得的當(dāng)前軌跡點(diǎn)和當(dāng)前速度與理想軌跡點(diǎn)和 理想速度進(jìn)行比較，計(jì)算出無人機(jī)的平動(dòng)誤差；
[0035] (3)平動(dòng)控制模塊對(duì)平動(dòng)誤差進(jìn)行調(diào)整，按照如下平動(dòng)控制律計(jì)算出作用于無人 機(jī)質(zhì)心的三維線性推力，并將該力信號(hào)經(jīng)過由大地坐標(biāo)系到機(jī)體坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換后送至 混合機(jī)制模塊：
[0036]

【權(quán)利要求】
1. 一種具有可傾斜機(jī)翼和旋翼的多旋翼無人機(jī)，包括機(jī)身以及均勻分布于機(jī)身周邊的 偶數(shù)個(gè)旋翼，其特征在于：其中兩個(gè)旋翼分別通過對(duì)稱設(shè)置于機(jī)身兩側(cè)的一對(duì)機(jī)翼與機(jī)身 連接，其余旋翼分別通過呈中心對(duì)稱分布的連接桿與機(jī)身連接，所述機(jī)翼與連接桿的交點(diǎn) 與機(jī)身質(zhì)心重合； 所述機(jī)翼與機(jī)身轉(zhuǎn)動(dòng)連接，所述連接桿與機(jī)身固定連接，在垂直起降模式下，機(jī)翼平面 傾斜至與連接桿所在平面垂直，在水平飛行模式下，機(jī)翼平面傾斜至與連接桿所在平面平 行或重合； 裝設(shè)于機(jī)翼上的兩個(gè)旋翼與機(jī)翼同步傾斜，其電機(jī)轉(zhuǎn)軸始終位于機(jī)翼平面上且與機(jī)翼 轉(zhuǎn)軸垂直，其電機(jī)轉(zhuǎn)軸距機(jī)身質(zhì)心的距離相等且旋轉(zhuǎn)方向相反；裝設(shè)于各個(gè)連接桿上的旋 翼，其電機(jī)轉(zhuǎn)軸距機(jī)身質(zhì)心的距離相等且旋轉(zhuǎn)方向依照相鄰相反的次序交錯(cuò)分布。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的具有可傾斜機(jī)翼和旋翼的多旋翼無人機(jī)，其特征在于：所述 機(jī)身采用流線型空心圓柱體結(jié)構(gòu)。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的具有可傾斜機(jī)翼和旋翼的多旋翼無人機(jī)，其特征在于：所述 機(jī)翼平面的形狀為矩形或梯形。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種具有可傾斜機(jī)翼和旋翼的多旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)，其特 征在于：包括主控制器、地面監(jiān)控系統(tǒng)、地面遙控單元、測(cè)量單元、電機(jī)驅(qū)動(dòng)單元、旋翼電機(jī) 和伺服電機(jī)； 所述主控制器，用于根據(jù)地面遙控單元發(fā)送的遙控指令和測(cè)量單元發(fā)送的飛行參數(shù)， 生成驅(qū)動(dòng)旋翼電機(jī)和伺服電機(jī)的控制信號(hào)； 所述地面監(jiān)控系統(tǒng)，用于實(shí)時(shí)觀測(cè)無人機(jī)的飛行狀態(tài)，通過無線傳輸模塊與主控制器 進(jìn)行數(shù)據(jù)交換； 所述地面遙控單元，用于向主控制器發(fā)送遙控指令并接收主控制器的應(yīng)答信號(hào)； 所述測(cè)量單元，用于實(shí)時(shí)測(cè)量無人機(jī)的各種飛行參數(shù)，包括GPS單元、高度測(cè)量單元、 慣性測(cè)量單元和機(jī)翼傾角測(cè)量單元，通過總線接口電路與主控制器進(jìn)行數(shù)據(jù)交換； 所述電機(jī)驅(qū)動(dòng)單元，用于根據(jù)主控制器輸出的控制信號(hào)，驅(qū)動(dòng)伺服電機(jī)和旋翼電機(jī)旋 轉(zhuǎn)； 所述旋翼電機(jī)，用于帶動(dòng)旋翼槳旋轉(zhuǎn)； 所述伺服電機(jī)，用于控制機(jī)翼和裝設(shè)于機(jī)翼上的兩個(gè)旋翼的傾斜角度，使得無人機(jī)從 一種飛行模式轉(zhuǎn)換成另外一種飛行模式。
5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的具有可傾斜機(jī)翼和旋翼的多旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)，其特征在 于：所述主控制器包括理想軌跡生成模塊、理想姿態(tài)生成模塊、軌跡誤差計(jì)算模塊、姿態(tài)誤 差計(jì)算模塊、機(jī)翼傾角誤差計(jì)算模塊、平動(dòng)控制模塊、姿態(tài)控制模塊、機(jī)翼傾角控制模塊和 混合機(jī)制模塊； 所述理想軌跡生成模塊，用于根據(jù)預(yù)設(shè)的路標(biāo)點(diǎn)列生成無人機(jī)的理想飛行軌跡； 所述理想姿態(tài)生成模塊，用于根據(jù)無人機(jī)的理想飛行軌跡生成無人機(jī)的理想飛行姿 態(tài)； 所述平動(dòng)誤差計(jì)算模塊，用于計(jì)算出無人機(jī)理想飛行軌跡點(diǎn)和理想飛行速度與GPS單 元和高度測(cè)量單元所測(cè)得的當(dāng)前軌跡點(diǎn)和當(dāng)前速度之間的平動(dòng)誤差，并送至平動(dòng)控制模 塊； 所述姿態(tài)誤差計(jì)算模塊，用于計(jì)算出無人機(jī)理想飛行姿態(tài)的俯仰角、橫滾角和偏航角 與慣性測(cè)量單元所測(cè)得的當(dāng)前姿態(tài)的俯仰角、橫滾角和偏航角之間的姿態(tài)誤差，并送至姿 態(tài)控制模塊； 機(jī)翼傾角誤差計(jì)算模塊，用于計(jì)算出機(jī)翼傾斜的理想角度與機(jī)翼傾角測(cè)量單元所測(cè) 得的機(jī)翼傾斜的當(dāng)前角度之間的機(jī)翼傾角誤差，并送至機(jī)翼傾角控制模塊； 平動(dòng)控制模塊，用于對(duì)平動(dòng)誤差計(jì)算模塊輸出的平動(dòng)誤差進(jìn)行調(diào)整，計(jì)算出作用于無 人機(jī)質(zhì)心的三維線性推力，并將該力信號(hào)經(jīng)過由大地坐標(biāo)系到機(jī)體坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換后送 至混合機(jī)制模塊，所述三維線性推力包括設(shè)置在連接桿上的旋翼產(chǎn)生的推力、設(shè)置在機(jī)翼 上的旋翼產(chǎn)生的推力和機(jī)翼產(chǎn)生的升力； 姿態(tài)控制模塊，用于對(duì)姿態(tài)誤差計(jì)算模塊輸出的姿態(tài)誤差進(jìn)行調(diào)整，計(jì)算出由設(shè)置在 連接桿上的旋翼產(chǎn)生的作用于無人機(jī)質(zhì)心的三維轉(zhuǎn)矩，并將該轉(zhuǎn)矩信號(hào)經(jīng)過系數(shù)變換后送 至混合機(jī)制模塊； 機(jī)翼傾角控制模塊，用于根據(jù)機(jī)翼傾角誤差計(jì)算模塊輸出的機(jī)翼傾角誤差，計(jì)算出機(jī) 翼傾斜的調(diào)整量并將其送至混合機(jī)制模塊； 混合機(jī)制模塊，用于生成驅(qū)動(dòng)旋翼電機(jī)和伺服電機(jī)的控制信號(hào)，以控制旋翼電機(jī)的轉(zhuǎn) 速和機(jī)翼相對(duì)于機(jī)身的傾角。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種具有可傾斜機(jī)翼和旋翼的多旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)的控 制方法，其特征在于，包括以下步驟： (1) 根據(jù)預(yù)設(shè)的路標(biāo)點(diǎn)列生成無人機(jī)的理想飛行軌跡和理想飛行姿態(tài)； (2) 將GPS單元和高度測(cè)量單元所測(cè)得的當(dāng)前軌跡點(diǎn)和當(dāng)前速度與理想軌跡點(diǎn)和理想 速度進(jìn)行比較，計(jì)算出無人機(jī)的平動(dòng)誤差； (3) 平動(dòng)控制模塊對(duì)平動(dòng)誤差進(jìn)行調(diào)整，按照如下平動(dòng)控制律計(jì)算出作用于無人機(jī)質(zhì) 心的三維線性推力，并將該力信號(hào)經(jīng)過由大地坐標(biāo)系到機(jī)體坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換后送至混合 機(jī)制模塊：
其中，fx表示設(shè)置在連接桿上的旋翼產(chǎn)生的推力，表示設(shè)置在機(jī)翼上的兩個(gè)可傾斜 旋翼產(chǎn)生的推力，fAIK表示機(jī)翼在空氣動(dòng)力作用下產(chǎn)生的升力，α表示可控可測(cè)的機(jī)翼傾 角，Ρ和F分別對(duì)應(yīng)表示無人機(jī)的三維線性軌跡和速度，Pd、Λ和Α/分別對(duì)應(yīng)表示理想的三 維線性軌跡、速度和加速度，g表示重力加速度矢量常數(shù)，R( Ω )表示姿態(tài)矩陣，Kd和Κρ均表 示正定對(duì)角常數(shù)矩陣； (4) 將慣性測(cè)量單元所測(cè)得的當(dāng)前姿態(tài)的俯仰角、橫滾角和偏航角與理想姿態(tài)的俯仰 角、橫滾角和偏航角進(jìn)行比較，計(jì)算出無人機(jī)的姿態(tài)誤差； (5) 姿態(tài)控制模塊對(duì)姿態(tài)誤差進(jìn)行調(diào)整，按照如下姿態(tài)控制律計(jì)算出由設(shè)置在連接桿 上的旋翼產(chǎn)生的作用于無人機(jī)質(zhì)心的三維轉(zhuǎn)矩，并將該轉(zhuǎn)矩信號(hào)經(jīng)過系數(shù)變換后送至混合 機(jī)制模塊：
當(dāng)機(jī)翼傾角對(duì)無人機(jī)的慣量矩陣影響較小時(shí)，將慣量矩陣視為常數(shù)矩陣，則姿態(tài)控制 律為：
其中，τ表示由設(shè)置在連接桿上的旋翼產(chǎn)生的作用于無人機(jī)質(zhì)心的三維轉(zhuǎn)矩，α表示 機(jī)翼傾角，IU)表示無人機(jī)的慣量矩陣，I表示常數(shù)矩陣，Ω表示歐拉角矢量，0(1、0,和 ?λ分別表示理想的姿態(tài)角度、角速度和角加速度，Κ/和ΚρΩ均表示正定對(duì)角常數(shù)矩陣； (6) 將機(jī)翼傾角測(cè)量單元所測(cè)得的機(jī)翼傾斜的當(dāng)前角度與理想角度進(jìn)行比較，計(jì)算出 機(jī)翼傾角誤差； (7) 機(jī)翼傾角控制模塊根據(jù)機(jī)翼傾角誤差，計(jì)算出機(jī)翼傾斜的調(diào)整量并將其送至混合 機(jī)制模塊； (8) 混合機(jī)制模塊將平動(dòng)控制模塊輸出的力信號(hào)、姿態(tài)控制模塊輸出的轉(zhuǎn)矩信號(hào)和機(jī) 翼傾角控制模塊輸出的機(jī)翼傾斜的調(diào)整量，轉(zhuǎn)換成旋翼電機(jī)轉(zhuǎn)速命令和伺服電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)角度 命令，生成驅(qū)動(dòng)旋翼電機(jī)和伺服電機(jī)的控制信號(hào)。
【文檔編號(hào)】B64C27/22GK104044734SQ201410283645
【公開日】2014年9月17日 申請(qǐng)日期:2014年6月20日 優(yōu)先權(quán)日:2014年6月20日
【發(fā)明者】劉明, 魏璇, 劉海偉 申請(qǐng)人:中國科學(xué)院合肥物質(zhì)科學(xué)研究院