一種雙旋翼無人的制造方法
【專利摘要】一種雙旋翼無人機，它基于四旋翼無人機飛控原理，通過設(shè)計單自由度自動傾斜器、半剛性旋翼和飛控系統(tǒng)，使雙旋翼無人機飛行操縱得以實現(xiàn)。該無人機由機架、機身、動力艙、旋翼系統(tǒng)和旋翼系統(tǒng)支座組成。其中機身設(shè)有設(shè)備艙，內(nèi)置航姿傳感器組、PID控制器、鋰電池和電調(diào)。機架將機身、動力艙和旋翼系統(tǒng)支座剛性固聯(lián)。動力艙內(nèi)設(shè)有無刷電機和舵機。舵機驅(qū)動拉桿操縱單自由度的自動傾斜器，控制旋翼周期變距，傾斜器角度由電位計測量以便精確控制。旋翼系統(tǒng)對稱布置、位于同一水平面。旋翼旋向相反，安裝在總距較上，機械地限定僅能進行揮舞運動。該無人機簡化了操縱機構(gòu)，飛行品質(zhì)好，對理論模型的精度要求低，具有很好的實用價值。
【專利說明】—種雙旋翼無人機

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種雙旋翼無人機，特別是一種采用了半剛性槳葉和單自由度自動傾斜器的非共軸雙旋翼無人機。

【背景技術(shù)】
[0002]本發(fā)明專利是基于四旋翼無人機飛行控制原理和常規(guī)直升機傾斜器周期變距原理、旋翼揮舞而設(shè)計提出的新型無人機，目的是以更簡單的機構(gòu)、更方便易行的控制系統(tǒng)解決當(dāng)前雙旋翼飛行器控制操縱復(fù)雜的問題。
[0003]現(xiàn)有常見的非共軸雙旋翼飛行器(如CH-47 “支奴干”直升機、V-22 “魚鷹”傾轉(zhuǎn)旋翼機等)，其自動傾斜器有三個自由度，即沿Z軸上下移動控制總距、繞X軸和I軸的旋轉(zhuǎn)控制周期，且總距和周期同時基于自動傾斜器實現(xiàn)，這使得不同問題耦合在一起，令問題的研究大大復(fù)雜化了。因此這類飛行器往往設(shè)計困難、機構(gòu)復(fù)雜，未經(jīng)訓(xùn)練的操作人員難以駕馭。當(dāng)使用自動控制技術(shù)研制此類的無人機時，需要花費大量精力進行深入的空氣動力學(xué)問題研究，才能獲得足夠的飛行品質(zhì)、保證其自動化水平。這不利于控制模型的簡化，也增大了問題研究的難度。
[0004]同時，本發(fā)明又注意到當(dāng)前技術(shù)發(fā)展極快的四旋翼無人機。這類無人機操作簡單、研發(fā)容易，采用了簡單的結(jié)構(gòu)設(shè)計和成熟的控制技術(shù)，具有非常鮮明的技術(shù)特點。尤其可以在不依賴精確動力學(xué)模型的情況下達成飛行操縱目的，且具有較高的飛行品質(zhì)。這使得問題的研究大幅簡化，因此具有很高的發(fā)展?jié)摿脱芯績r值，近年來研究成果不斷。隨著更多先進控制技術(shù)的應(yīng)用，這類無人機的研發(fā)水平仍在不斷提高。
[0005]而這種方便實現(xiàn)、易于研究、發(fā)展?jié)摿Υ蟮奶攸c又是傳統(tǒng)的雙旋翼飛行器所不具備的。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明融合了以上兩種設(shè)計方案的技術(shù)特點，借鑒傳統(tǒng)直升機自動傾斜器的周期變距原理、旋翼的槳轂設(shè)計，以及四旋翼無人機飛控系統(tǒng)魯棒性好、適應(yīng)性強的優(yōu)點，發(fā)展出一種新型的雙旋翼無人機?？梢韵袼男頍o人機一樣在不需要精確動力學(xué)模型的前提下完成非共軸雙旋翼無人機的飛行控制。其具體技術(shù)方案為:
[0007]以嵌入式芯片作為主控制器；以氣壓計、三軸陀螺儀、三軸加速度計和三軸磁力計等傳感器組成姿態(tài)測量系統(tǒng)；以遙控器或無人機地面站與無線電通信模塊作為指令系統(tǒng)；以電子調(diào)速器、舵機、電機和旋翼揮舞鉸作為執(zhí)行機構(gòu)。
[0008]采用兩套旋向相反的旋翼為無人機提供升力；采用兩只無刷電機為無人機提供動力；采用槳距可調(diào)，且僅有揮舞運動和沒有擺振運動的半剛性旋翼；采用單自由度的傾斜器對旋翼進行周期變距；以電位計測量周期變矩器的轉(zhuǎn)角并加以精確控制，解決曲柄連桿機構(gòu)控制槳距的精度問題。
[0009]旋翼系統(tǒng)支座由機架與機身固連，機身上布置有設(shè)備艙，用以安放鋰電池、航姿傳感器組、電子調(diào)速器和控制電路。與四旋翼無人機類似，本發(fā)明中的雙旋翼無人機本質(zhì)上并無橫列式與縱列式區(qū)別。但為方便說明，此處設(shè)定無人機為橫列式雙旋翼布局。
[0010]為實現(xiàn)無人機的完全可控，必須對無人機的俯仰角、航向角、滾轉(zhuǎn)角和高度進行控制。其執(zhí)行方法為:采用沿俯仰軸轉(zhuǎn)動的單自由度自動傾斜器同向同角度轉(zhuǎn)動對無人機的俯仰角進行控制；采用傾斜器反向同角度轉(zhuǎn)動和僅具有揮舞運動而無擺振運動的半剛性可變距旋翼對無人機的航向角進行控制；采用旋翼轉(zhuǎn)速差對無人機的滾轉(zhuǎn)角進行控制；采用旋翼轉(zhuǎn)速等量增減對無人機的高度進行控制。以上四個控制通道均為獨立控制，每個控制通道均是對航姿傳感器組解算出的實際姿態(tài)和指令系統(tǒng)給出的期望姿態(tài)進行比較，并做PID隨動控制，控制量為四通道PID算法在每個執(zhí)行機構(gòu)上輸出的控制量的線性疊加。
[0011]由此可完成無人機完整的飛行操縱。
[0012]相比現(xiàn)有的設(shè)計，本發(fā)明具有以下明顯的有益效果:
[0013](I)相比現(xiàn)有的雙旋翼直升機，機構(gòu)復(fù)雜性和對空氣動力學(xué)問題研究的精度要求均明顯下降。
[0014](2)相比現(xiàn)有使用空氣舵進行操縱的雙涵道飛行器具有操縱效率高、升力大、結(jié)構(gòu)設(shè)計受限小等方面的優(yōu)勢。
[0015](3)與當(dāng)前發(fā)展迅猛的四旋翼無人機采用類似的控制技術(shù)，可以以較小的研究代價獲得較高的飛行品質(zhì)，實現(xiàn)性強。
[0016](4)與四旋翼無人機具有技術(shù)共通性，可伴隨當(dāng)今四旋翼無人機技術(shù)的迅猛發(fā)展，方便地引入高水平的控制算法的潛力，具有很高的研究價值。
[0017](5)具有一定的拓展能力，譬如具有基于本發(fā)明研制出相應(yīng)的傾轉(zhuǎn)旋翼無人機的能力。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0018]圖1是本發(fā)明外觀示意圖及載體坐標系示意圖。
[0019]圖2是本發(fā)明旋翼系統(tǒng)旋向示意圖。
[0020]圖3是本發(fā)明旋翼系統(tǒng)分解示意圖。
[0021]圖4是本發(fā)明旋翼系統(tǒng)局部放大圖。
[0022]圖5是本發(fā)明俯仰和滾轉(zhuǎn)操縱的剛體動力學(xué)示意圖。
[0023]圖6是本發(fā)明航向操縱的剛體動力學(xué)示意圖。
[0024]圖7是本發(fā)明半剛性旋翼揮舞運動力分解示意圖。
[0025]圖8是本發(fā)明半剛性旋翼分解示意圖。
[0026]圖9是本發(fā)明飛控系統(tǒng)原理流程圖。

【具體實施方式】
[0027]下面結(jié)合附圖對本發(fā)明作進一步詳細說明。
[0028]本發(fā)明為雙旋翼布局，其載體坐標系如圖1。旋翼對稱分布于機體兩側(cè)，旋向如圖2所示。其飛控原理與四旋翼無人機類似，具體方法為:通過控制系統(tǒng)控制無人機的航向角、滾轉(zhuǎn)角和俯仰角共三個角度，即可完全控制無人機的姿態(tài)，使無人機整體與水平面沿指定方向產(chǎn)生一個可控傾角。垂直于無人機機體的升力因此分解為垂直于地面的升力和水平前進的分力。加之高度控制共四個受控量，無人機由此可依指令完全受控飛行。
[0029]在本發(fā)明中，為簡化設(shè)計、避免旋翼操縱的氣動耦合，每個旋翼均采用了單自由度的自動傾斜器(即僅繞y軸平行線轉(zhuǎn)動)，作為周期變距器使用。周期變距原理如圖3中所示，細節(jié)可參見局部放大圖4。傾斜器分動盤2和定盤9，嵌套于雙球面軸承3上。定盤
9由鉸鏈簡支于基座6上。舵機8驅(qū)動曲柄5和拉桿4，帶動定盤9，使定盤9繞無人機載體坐標系y軸(見圖1)平行線轉(zhuǎn)動，轉(zhuǎn)軸上裝有電位計12，以方便精確測量和控制轉(zhuǎn)動角度。定盤9推動動盤2以同角度轉(zhuǎn)動，帶動拉桿10使總距鉸11轉(zhuǎn)動，旋翼I槳距變化。在無刷電機7的驅(qū)動下，旋翼轉(zhuǎn)動并周期變距。
[0030]由于自動傾斜器僅繞y軸平行線轉(zhuǎn)動，旋翼升力周期分布的最大梯度與X軸平行。以傾斜器逆時針傾轉(zhuǎn)為例:旋翼升力如圖5所示沿平行X軸方向周期分布為fmax和fmin，使旋翼系統(tǒng)在I軸兩側(cè)產(chǎn)生升力差。由于旋翼發(fā)生如圖7所示的揮舞運動，fmax和fmin沿平行z軸方向分解為拉力和f4，且> f4,因此獲得圖5中繞y軸旋轉(zhuǎn)的扭矩Mpitc;h。無人機采用雙旋翼布局，由控制系統(tǒng)保證兩側(cè)舵機同步，則兩側(cè)旋翼升力在平行X軸的方向上分布相同，即Mpitdl相同。這一組扭矩共同作用即為無人機的俯仰操縱力矩。
[0031]由于旋翼旋向相反，可抵消大部分無人機自身沿z軸的扭轉(zhuǎn)，使自扭轉(zhuǎn)力矩可保證在受控范圍內(nèi)。又有旋翼迎角的周期變化與揮舞運動，引起旋翼旋進過程中實際迎角在最大升力梯度線兩側(cè)分布不對稱，產(chǎn)生升力微增△ f和升力微減-△ f，并在每個旋翼上產(chǎn)生一個繞X軸平行線轉(zhuǎn)動的扭矩。而該扭矩也將被旋向相反的對稱雙旋翼布局的設(shè)計所抵消，不產(chǎn)生作用。
[0032]兩組旋翼共同作用，可保證無人機的俯仰角度完全可控。
[0033]與此同時，旋翼的動力由兩個無刷電機提供，兩個獨立電調(diào)分別控制每個電機轉(zhuǎn)速。旋翼的轉(zhuǎn)速差O1古ω2產(chǎn)生升力差F1古F2，使無人機獲得繞X旋轉(zhuǎn)的扭矩Mm11?？刂婆ぞ豈m11的大小即可令無人機的滾轉(zhuǎn)角完全可控。
[0034]如圖6所示，當(dāng)舵機帶動兩側(cè)傾斜盤以同角度反向旋轉(zhuǎn)時，F(xiàn)1 = F2,Mroll = O,無人機滾轉(zhuǎn)角保持不變。兩組旋翼升力在平行X軸的方向上相反分布，即Mpitah大小相同，方向相反，由于旋翼與機架剛性固聯(lián)，Mpitah相互抵消，無人機的俯仰角亦保持不變。但由于旋翼采用的是如圖8所示的半剛性揮舞鉸，其旋翼I末端長方體固定銷為彈性材料，且長寬明顯不相等，所以從旋翼旋進的切線方向來看，其前后方向的扭轉(zhuǎn)強度大大高于上下方向的扭轉(zhuǎn)強度。加之總距鉸11的剛度設(shè)計，其拉桿凸臺結(jié)構(gòu)將機械地限定旋翼不能前后擺動，而厚度很薄、剛度有限的旋翼夾緊結(jié)構(gòu)則未能完全限制旋翼的上下?lián)]舞，只起到限制阻尼的作用，因此旋翼發(fā)生且只發(fā)生揮舞運動。
[0035]此時，單個旋翼系統(tǒng)彈性形變?nèi)鐖D7。由于旋翼周期變距時載荷不同，揮舞幅度也不同，因此由旋翼升力分解出的水平分力也不相等，最后得到作用于旋翼轉(zhuǎn)軸的徑向力F3 = f2-f3°同理，由于傾斜器轉(zhuǎn)動方向相反，另一組旋翼產(chǎn)生大小相等方向相反的徑向力F4(如圖6)。F3、F4共同作用于無人機機體，得到偏航力矩Myaw，航向角由此可以完全控制。
[0036]取后，本發(fā)明的聞度由無刷電機轉(zhuǎn)速控制。當(dāng)電機轉(zhuǎn)速ωι = ω2，= h時，調(diào)節(jié)電機轉(zhuǎn)速等量增或等量減，則無人機發(fā)生且僅發(fā)生高度變化。無人機高度完全可控。
[0037]由于本發(fā)明的高度及航向、俯仰和滾轉(zhuǎn)角度均完全可控，無人機飛行狀態(tài)完全可控。其任意飛行狀態(tài)為以上四種控制的線性組合。其控制方案如圖9所示，具體為:
[0038]由無人機遙控設(shè)備或地面站給出無人機的期望姿態(tài)和期望高度。由機載航姿傳感器組如陀螺儀、磁力計和加速度計等測出無人機當(dāng)前實際姿態(tài)，由氣壓計測出實際高度。通過坐標變換將期望值與實際值換算到同一坐標系下。
[0039]通過四元數(shù)航姿解算和數(shù)據(jù)融合、濾波處理，將期望姿態(tài)和實際姿態(tài)解算為歐拉角和高度命令，并對航向、俯仰和滾轉(zhuǎn)三個角度外加高度共四組參數(shù)分別進行PID控制。其中:
[0040]對期望航向角和實際航向角經(jīng)比較器做PID控制，控制量為舵機等大小反向旋轉(zhuǎn)，即舵機I驅(qū)動傾斜器轉(zhuǎn)角為α，舵機2驅(qū)動轉(zhuǎn)角為-α。
[0041]對期望俯仰角和實際俯仰角經(jīng)比較器做PID控制，控制量為舵機等大小同向旋轉(zhuǎn)，即舵機I驅(qū)動轉(zhuǎn)角為β，舵機2驅(qū)動轉(zhuǎn)角為β。
[0042]對期望滾轉(zhuǎn)角和實際滾轉(zhuǎn)角經(jīng)比較器做PID控制，控制量為單個電機轉(zhuǎn)速加，SP電機I轉(zhuǎn)速增加Λ ω i，電機2轉(zhuǎn)速增加0，或反之。
[0043]對期望高度和實際高度經(jīng)比較器做PID控制，控制量為兩個電機轉(zhuǎn)速等量增加，即電機I轉(zhuǎn)速增加Λ ω2，電機2轉(zhuǎn)速增加Λ ω2。
[0044]以上四組控制量線性疊加，獲得最終控制量，即舵機I驅(qū)動轉(zhuǎn)角為α+β，舵機2驅(qū)動轉(zhuǎn)角為-α+β ;電機轉(zhuǎn)速為電機I轉(zhuǎn)速增Λ ω1+Λ ω2，電機2轉(zhuǎn)速增Λ ω2，或反之。
[0045]可見，本發(fā)明借鑒了四旋翼無人機控制原理、自動傾斜器周期變距和旋翼揮舞鉸設(shè)計，最終使四旋翼無人機的優(yōu)點與雙旋翼無人機得以結(jié)合，簡化了雙旋翼無人機的操縱原理，減少了對氣動建模的依賴，降低了研究難度，且同時能獲得較高的飛行品質(zhì)和自動化程度，最終得出一種結(jié)構(gòu)簡單、實現(xiàn)性強的雙旋翼無人機設(shè)計方案，并具有很高的發(fā)展?jié)摿Α?br> 【權(quán)利要求】
1.一種雙旋翼無人機，包括飛行操縱系統(tǒng)、機架、機身、動力艙和旋翼系統(tǒng)；機身內(nèi)設(shè)有航姿傳感器組、PID控制器、鋰電池和電調(diào)；機架將機身、動力艙和旋翼系統(tǒng)支座剛性固聯(lián)；其特征在于:無人機為非共軸雙旋翼，采用單自由度的傾斜器控制俯仰和航向，采用電機轉(zhuǎn)速控制滾轉(zhuǎn)和高度； 如前所述的單自由度自動傾斜器，由控制系統(tǒng)驅(qū)動舵機操縱；其特征為:其定盤由鉸鏈簡支于旋翼系統(tǒng)支座上，僅能進行繞滾轉(zhuǎn)軸平行線的角度變化； 如前所述的單自由度自動傾斜器，其特征為:轉(zhuǎn)動軸上設(shè)有電位計，由該電位計測量旋轉(zhuǎn)角度并做閉環(huán)控制，以保證旋翼周期變距的精度； 如前所述的雙旋翼無人機，由對稱布置的兩組旋翼控制俯仰角度；其特征為:兩側(cè)舵機驅(qū)動傾斜器同向轉(zhuǎn)動相同角度，獲得俯仰操縱力矩； 如前所述的雙旋翼無人機，由對稱布置的兩組旋翼控制俯仰角度；其特征為:兩側(cè)舵機驅(qū)動傾斜器反向轉(zhuǎn)動相同角度，由半剛性旋翼的揮舞運動產(chǎn)生徑向分力，獲得航向操縱力矩； 如前所述的雙旋翼無人機，由電機轉(zhuǎn)速差控制滾轉(zhuǎn)角度；其特征為:單側(cè)電機轉(zhuǎn)速增力口，產(chǎn)生兩側(cè)升力差，獲得滾轉(zhuǎn)操縱力矩； 如前所述的雙旋翼無人機，由電機轉(zhuǎn)速控制高度；其特征為:雙側(cè)電機轉(zhuǎn)速等量增減，無人機高度增加或降低； 如前所述的雙旋翼無人機控制系統(tǒng)，其控制原理為航向、俯仰、滾轉(zhuǎn)及高度四個獨立PID控制器對指令系統(tǒng)發(fā)出的指令分別進行隨動控制，再將每個執(zhí)行機構(gòu)控制量的線性疊加。
【文檔編號】B64C27/08GK104210655SQ201410453204
【公開日】2014年12月17日 申請日期:2014年9月3日 優(yōu)先權(quán)日:2014年9月3日
【發(fā)明者】楊福增, 李長駿, 秦昊, 楊鵬 申請人:西北農(nóng)林科技大學(xué)