一种垂直起降无人机及控制方法

1.本发明涉及无人机技术领域，具体涉及一种垂直起降无人机及控制方法。


背景技术：

2.复合式垂直起降无人机抗侧风时现有两种方法。第一种方法是倾斜法，即让飞机有一个倾斜姿态，来平衡侧力造成的影响。第二种是偏航法，在侧风存在时，飞控系统控制垂直起降电机，调整飞机航向，使侧风变成逆风，并使用前飞螺旋桨来提供推力平衡风造成的阻力，使得飞机达到平衡。
3.但是对于第一种方法，飞机在着陆时有姿态倾斜，倾斜姿态过大可能会导致飞机起降支撑装置损毁，导致飞机着陆失败。同时，迎风面积过大导致飞机的侧向过载过大，且侧风越大侧向过载越大，可能会导致飞机的可能会导致飞机的结构。
4.对于第二种方法，垂直起降动力单元用于偏航控制的效率过低，导致飞机调整飞机航向的速度过慢，所以在风向快速变化的环境下无法起到抗风的作用。


技术实现要素：

5.为此，本发明提供一种垂直起降无人机及其控制方法，以解决现有技术中的上述问题。
6.为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
7.本发明第一方面提供了一种垂直起降无人机，包括：
8.机体、垂直起降动力单元、平飞动力单元以及倾转机构；
9.所述垂直起降动力单元固定在所述机体；
10.所述平飞动力单元通过所述倾转机构与所述机体连接，所述倾转机构用于带动所述平飞动力单元沿水平方向倾转。
11.进一步地，所述倾转机构包括：
12.倾转舵机，固定在所述机体上；
13.倾转舵盘，转动设置在所述倾转舵机上；
14.倾转电机支座，固定在所述倾转舵盘上，所述平飞动力单元固定在所述倾转电机支座上。
15.进一步地，所述平飞动力单元包括：
16.第一电机，固定在所述倾转电机支座上，所述第一电机的输出轴水平设置；
17.第一螺旋桨，固定在所述第一电机的输出轴上。
18.进一步地，所述垂直起降动力单元包括：
19.第二电机，固定在所述机体上；
20.第二螺旋桨，固定在所述第二电机的输出轴上，所述第二电机的输出轴竖直设置。
21.进一步地，所述垂直起降动力单元为多个，且多个所述垂直起降动力单元对称设置在所述机体的两侧。
22.进一步地，所述垂直起降动力单元为四个，且四个所述垂直起降动力单元呈矩形排列。
23.进一步地，所述倾转机构连接在所述机体的后侧。
24.本发明第二方面提供了一种控制方法，用于本发明第一方面所提供的垂直起降无人机，所述方法包括：
25.根据当前机头方向角度以及当前风向确定平飞动力单元的电机倾转角度；
26.根据当前风速确定平飞动力单元的油门；
27.根据所述电机倾转角度和所述平飞动力单元的油门控制所述垂直起降无人机飞行。
28.进一步地，所述根据当前机头方向角度以及当前风向确定平飞动力单元的电机倾转角度，包括：
29.记飞机机头方向角度为ψ
b
，可以通过飞控计算机内部集成的磁航向传感器得到，风向为ψ
w
，可以通过侧滑角传感器测量得到，两者范围均为[
‑
180，180)deg，则电机倾转角度可以采用pd控制算法，控制律表达式为：
[0030]
θ
r
＝k
ψ
δψ+k
r
r
ꢀꢀꢀꢀ
(1)
[0031]
公式(1)中，r为飞机的横滚角速率，可以通过飞控计算机内的惯性导航传感器测量到，k
ψ
和k
r
为pd控制律的比例和微分系数，可以根据具体飞机的气动特性来进行调节；
[0032][0033]
公式(2)表示机翼展长方向和风向的偏差，并将其转化到[
‑
180，180)deg范围内，以确保飞机在调整翼展方向时不会出现转动超过180deg的情况。
[0034]
进一步地，所述根据当前风速确定平飞动力单元的油门，包括：
[0035]
平飞电机的转速可以由其油门δ
t
来控制，0表示最低油门，1表示满油门。可以用如下公式：
[0036][0037]
公式(3)采用比例控制加一低通环节，其中为n
x
轴向过载，k
pt
为比例系数，可根据发动机最大推力估算初值，并根据具体飞机的气动特性在线调节得到。k
pt
的估算公式如下：
[0038][0039]
公式(4)中，m为飞机质量，t
max
为平飞电机的最大推力，g为当地的重力加速度。
[0040]
本发明具有如下优点：
[0041]
倾转舵盘可以驱动倾转电机支座进行倾转，从而改变平飞动力系统的旋转轴方向，进而改变平飞动力系统提供的推(拉)力的水平方向，以能产生偏航力矩，与现有复合式垂直起降无人机相比，能够提高偏航操纵能力。同时，本方案中偏航不需要倾斜飞机，可以提高着陆的安全性。同时倾转舵盘响应迅速，能够快速适应快速变化的风向。
附图说明
[0042]
为了更清楚地说明本发明的实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是示例性的，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图引伸获得其它的实施附图。
[0043]
本说明书所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明可实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容得能涵盖的范围内。
[0044]
图1为本发明一些实施例提供的一种垂直起降无人机的俯视图。
[0045]
图2为图1中a部分的侧视图。
[0046]
图3为本发明一些实施例提供的一种垂直起降无人机的平飞动力单元的不同倾转角度示意图。
[0047]
图4为本发明一些实施例提供的一种垂直起降无人机的示意图；
[0048]
图5为本发明一些实施例提供的一种垂直起降无人机坐标系的示意图；
[0049]
图6为本发明一些实施例提供的一种垂直起降无人机垂直起降动力单元力矩极性对照表；
[0050]
图7为本发明一些实施例提供的一种垂直起降无人机的高度控制逻辑。
[0051]
图中：1、机体，2、垂直起降动力单元，3、垂直起降动力单元，4、垂直起降动力单元，5、垂直起降动力单元，6、平飞动力单元，7、飞控系统，8、倾转舵机，9、倾转电机支座，10、倾转舵盘。
具体实施方式
[0052]
以下由特定的具体实施例说明本发明的实施方式，熟悉此技术的人士可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点及功效，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0053]
如图1所示，本发明实施例中的一种垂直起降无人机，包括：机体1、垂直起降动力单元、平飞动力单元6以及倾转机构；垂直起降动力单元固定在机体1；平飞动力单元6通过倾转机构与机体1连接，倾转机构用于带动平飞动力单元6沿水平方向倾转。
[0054]
本方案中，垂直起降动力单元能够在垂直方向上提供拉力，平飞动力单元6能够在水平方向上提供拉力或推力，以实现垂直起降无人机的飞行控制。
[0055]
在遇到侧风时，倾转舵盘10可以驱动倾转电机支座9进行倾转，从而改变平飞动力
系统的旋转轴方向，进而改变平飞动力系统提供的推(拉)力的水平方向，以能产生偏航力矩，与现有复合式垂直起降无人机相比，能够提高偏航操纵能力。同时，本方案中偏航不需要倾斜飞机，可以提高着陆的安全性。同时倾转舵盘10响应迅速，能够快速适应快速变化的风向。
[0056]
示例性地，倾转机构可以包括：倾转舵机8，固定在机体1上；倾转舵盘10，转动设置在倾转舵机8上；倾转电机支座9，固定在倾转舵盘10上，平飞动力单元6固定在倾转电机支座9上。
[0057]
例如，倾转舵盘10可以通过转轴与倾转舵机8连接，倾转舵机8上可以固定设置有电机，倾转舵盘10与倾转舵机8可以通过齿轮实现传动连接。如此，倾转舵盘10与电机之间传动比准确可靠，通过精确控制倾转舵机8转动的角度，就可以精确控制平飞动力系统提供的推(拉)力的水平方向，以能够产生精确的偏航力矩。
[0058]
平飞动力单元6倾转角分别为
‑
30
°
，0
°
和30
°
三个位置的示意图如图3中的(a)、(b)和(c)所示。
[0059]
垂直起降无人机的偏航示意图参照图4，通过设置倾转机构，在偏航时垂直起降无人机的机体1仍然可以保持水平，这样，即使有侧风存在，垂直起降无人机仍然可以平稳起降。
[0060]
示例性地，平飞动力单元6包括：第一电机，固定在倾转电机支座9上，第一电机的输出轴水平设置；第一螺旋桨，固定在第一电机的输出轴上。
[0061]
示例性地，垂直起降动力单元包括：第二电机，固定在机体1上；第二螺旋桨，固定在第二电机的输出轴上，第二电机的输出轴竖直设置。
[0062]
例如，第一电机和第二电机均可以与飞控系统7通信连接，飞控系统7可以根据垂直起降无人机的控制量，确定第一电机和第二电机的转速，进而实现垂直起降无人机的飞行控制。
[0063]
示例性地，垂直起降动力单元为多个，且多个垂直起降动力单元对称设置在机体1的两侧。
[0064]
示例性地，垂直起降动力单元为四个，且四个垂直起降动力单元呈矩形排列。参照图1，垂直起降动力单元2、3、4、5呈矩形排列，以便于垂直起降无人机的稳定飞行。
[0065]
示例性地，倾转机构连接在机体1的后侧。
[0066]
本发明第二方面的实施例提供了一种控制方法，用于本发明第一方面所提供的垂直起降无人机，方法包括：
[0067]
根据当前机头方向角度以及当前风向确定平飞动力单元的电机倾转角度；
[0068]
根据当前风速确定平飞动力单元的油门；
[0069]
根据电机倾转角度和平飞动力单元的油门控制垂直起降无人机飞行。
[0070]
进一步地，根据当前机头方向角度以及当前风向确定平飞动力单元的电机倾转角度，包括：
[0071]
参照图5，记飞机机头方向角度为ψ
b
，可以通过飞控计算机内部集成的磁航向传感器得到，风向为ψ
w
，可以通过侧滑角传感器测量得到，两者范围均为[
‑
180，180)deg，则电机倾转角度可以采用pd控制算法，控制律表达式为：
[0072]
θ
r
＝k
ψ
δψ+k
r
r
ꢀꢀꢀ
(1)
[0073]
公式(1)中，r为飞机的横滚角速率，可以通过飞控计算机内的惯性导航传感器测量到，k
ψ
和k
r
为pd控制律的比例和微分系数，可以根据具体飞机的气动特性来进行调节；
[0074][0075]
公式(2)表示机翼展长方向和风向的偏差，并将其转化到[
‑
180，180)deg范围内，以确保飞机在调整翼展方向时不会出现转动超过180deg的情况。
[0076]
进一步地，根据当前风速确定平飞动力单元的油门，包括：
[0077]
平飞电机的转速可以由其油门δ
t
来控制，0表示最低油门，1表示满油门。可以用如下公式：
[0078][0079]
公式(3)采用比例控制加一低通环节，其中为n
x
轴向过载，k
pt
为比例系数，可根据发动机最大推力估算初值，并根据具体飞机的气动特性在线调节得到。k
pt
的估算公式如下：
[0080][0081]
公式(4)中，m为飞机质量，t
max
为平飞电机的最大推力，g为当地的重力加速度。
[0082]
其中，为为低通滤波环节，主要用来滤除加速度的高频噪声以及风速频繁变化带来的高频动态，tt为低通环节时间常数，根据风速变化频率来调整。
[0083]
示例性地，垂直起降电机的控制如下：
[0084]
在起降阶段垂直起降电机控制的目的有两个，一是维持飞机姿态平衡，即将滚转和俯仰姿态保持为0，该目的可以通过4个电机转速差动来提供滚转和俯仰力矩来实现；二是控制和调节高度，该目的可以通过调节4个电机的转速增量来实现。控制规律描述如下：
[0085]
a)姿态控制
[0086]
如图1中定义左前、右前、左后和右后电机分别为2、3、4和5，其油门分别用δ
t2
，δ
t3
，δ
t4
，δ
t5
表示，则用姿态控制可用如下控制律：
[0087]
(1)俯仰控制
[0088]
δ
e
＝
‑
k
θ
θ
‑
k
q
q
‑
k
θi
∫θdt
ꢀꢀꢀ
(5)
[0089]
公式(5)中，θ为俯仰角信号，q为俯仰角速率信号，均可通过传感器测量得到。k
θ
、k
q
、k
θi
分别为控制律的比例、微分和积分系数，δ
e
为虚拟升降舵控制量。
[0090]
(2)滚转控制
[0091]
δ
a
＝
‑
k
φ
φ
‑
k
p
p
‑
k
φi
∫φdt
ꢀꢀ
(6)
[0092]
公式(6)中，φ为滚转角信号，p为滚转角速率信号，均可通过传感器测量得到。k
φ
、k
p
、k
φi
分别为控制律的比例、微分和积分系数，δ
a
为虚拟副翼控制量。
[0093]
(3)姿态控制分配
[0094]
控制分配律根据飞机实际执行机构的控制效果将虚拟控制量对应到实际执行机构。动力单元编号和俯仰力矩及滚转力矩的对应极性如图6所示。
[0095]
将虚拟舵面对应到实际的电机油门，有：
[0096][0097]
其中，δ
e_max
和δ
a_max
分别为升降舵和副翼的最大偏度，在本实施例中可以取30
°
。δ
it
(i＝2，3，4，5)分别为用于姿态调整对应的油门控制量，由于在垂直阶段，垂起电机既要控制姿态，又要控制高度，所以给姿态控制50％的控制权限，高度控制50％的控制权限。加入权限约束有：
[0098][0099]
b)高度控制
[0100]
飞机离地高度为0时，完成着陆，对于垂直起降无人机，在着陆时速度过大或者姿态过大都会影响着陆安全，所以，需要先在接近地面时将飞机的姿态角(偏航角和倾斜角)控制到较小范围，然后减小油门，使其着陆，能实现安全着陆。高度控制分为2个阶段，第1阶段为减小姿态角，第2阶段为小油门恒定下降速度降低高度。在本实施例中，这2个阶段以高度0.2米为界限。高度控制律流程逻辑如图7所示。
[0101]
由图7中的流程逻辑可以获得高度变化率指令，然后由高度变化率指令和当前高度变化率，则通过高度控制律调节油门，来实现高度控制。控制律如下：
[0102][0103]
其中，h&
c
为高度变化率指令，可以通过集成在飞控计算机中的传感器测量到。
[0104]
c)总控制量
[0105][0106]
其中，δ
tl
和δ
tr
分别代表左右油门开度。
[0107]
虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施例对本发明作了详尽的描述，但在本发明基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本发明精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本发明要求保护的范围。
[0108]
本说明书中所引用的如“上”、“下”、“左”、“右”、“中间”等的用语，亦仅为便于叙述的明了，而非用以限定本发明可实施的范围，其相对关系的改变或调整，在无实质变更技术内容下，当亦视为本发明可实施的范畴。