一种倾转旋翼无人机控制系统的制作方法

本发明属于无人机控制技术领域，具体涉及一种倾转旋翼无人机控制系统。

背景技术：

随着科学技术的飞速发展，无人机已在军用和民用的各个领域发挥着越来越重要的作用。但从目前发展现状来看，大致可分为直升机类，多旋翼类和固定翼类。直升机类其特点是，起降灵活，载重量大，大多采用油动发动机，航程相对多旋翼较远。但其缺点是结构复杂，操控难度大，维护成本高，而切由于主旋翼主旋翼直径大，旋转速度快，其危险性相对较大。多旋翼类是近几年发展最快的新型飞行器，由于结构简单，易于操控成本低，可垂直起降，拥有直升机的大多优势，因而大有取代直升机类无人机的趋势，唯一美中不足的是由于采用电动动力，其电池的续航能力差，在长航时领域也大大受到了限制。固定翼类一直是无人机中的领航者，其航速快，航程远，载重量大，具有其他类无人机无法比拟的优势。大到军用无人机，小到民用航测、巡逻、侦查、搜救的无人机，仍然是固定翼类无人机一统天下。但由于起飞降落需要跑道，不能垂直起降，其应用范围也受到了很大限制，其使用效率也大打折扣。因而研发既能垂直起降，有能长航时飞行的综合类无人机是势在必行。国内也有在航展上推出的能垂直起降的固定翼无人机，但其原理只是把一个三轴的多旋翼飞行器叠加在一架固定翼飞机上，其技术简单结构笨重，在固定翼模式下飞行效率低下。

倾转旋翼无人机飞行控制的基本工作方式为自动控制+地面遥控站方式。考虑到倾转旋翼无人机在飞行控制原理方面的特殊性，飞行控制系统与动力系统、机载动力输出监测系统存在很强的关联性，我们在此处提出有别于传统飞行控制系统概念的“倾转旋翼无人机控制系统”设计。专利一种可倾转旋翼机及其控制方法(公开号：CN105083551A)公开了一种旋翼机包括四组可倾转的旋翼，两个可偏转的机翼，垂尾，发动机，倾转机构和变距机构以及飞行控制系统，垂尾、机翼分别安装在机身上并受操纵系统控制，四组旋翼分别连接有发动机、倾转机构和变距机构；每组所述可倾转的旋翼包括若干桨叶、桨毂、变距拉杆和倾转短舱，各桨叶分别通过桨毂和变距拉杆与所述倾转短舱连接，所述倾转短舱内设有倾转机构，所述倾转机构通过倾转铰连接在机翼大梁上，机翼另有一套独立的偏转机构可实现机翼的上下偏转，该专利的效果在于结合了旋翼机和固定翼飞机的优点，但是只从硬件上作出了改进，并没有真正的从具体原理上实现倾转旋翼无人机的控制。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种倾转旋翼无人机控制系统，实现多通道控制模式，可实时测量倾转旋翼无人机各种飞行状态。

本发明提供了如下的技术方案：

一种倾转旋翼无人机控制系统，包括：

遥控指令解析部件，用于将地面遥控指令转换解析并发出操作控制及转换指令；

航向/姿态/速度控制通道，根据所述遥控指令解析部件的操作指令进行航向、姿态以及速度的控制；

动力短舱倾转控制通道，根据所述遥控指令解析部件的控制指令生成动力短舱倾转控制律，驱动左、右短舱同步倾转至目标模式；

动力输出模式转换系统，根据所述遥控指令解析部件的转换指令生成实际的动力模式转换指令，驱动左/右发动机动力输出模式切换机构动作，进而完成当前模式下的动力输出。

优选的，所述遥控指令解析部件，包括：

遥控信号接收机，接受来自地面遥控发射器送来的串行操控指令，将其转换俯仰、偏航、滚转、油门、动力短舱倾转以及动力输出模式转换等设备工作所需的多通道PWM指令信号，形成MCU组织机载设备协同操作的基本指令；

MCU，对所述遥控信号接收机的输入信号进行解析，并根据当前地面操作人员发来的操作指令所给定的任务内容，实时收集、处理机载传感器信息，结合当前模型样机所处的飞行模式、动力系统输出模式，以保证飞行航/姿稳定为前提，进行控制律综合以驱动所述旋翼桨盘、所述动力短舱倾转控制通道以及所述左/右发动机的动力输出模式转换相关设备协同工作，同时，将传感器信息以及相关机载设备工作状态信息通过机载数据链路回传至地面站；

GPS信号接收机组件，实时接收GPS卫星定位定位信号，实时测量模型样机的位置、速度和高度信号。

优选的，所述航向/姿态/速度控制通道，包括：

航姿/速度指令变换放大器；

旋翼桨盘伺服舵机，根据当所述遥控指令解析部件的操作指令实现俯仰、滚转、偏航以及总距的操纵；

旋翼桨盘，在所述旋翼桨盘伺服舵机的驱动下实现协同动作，产生对飞机航向、姿态及速度进行调节所需要的力和力矩；

机载MEMS陀螺加速度计，实时测量无人机的航向、姿态、质心加速度，并将测量数据反馈至输入端，实现航向、姿态及速度的闭环控制。

优选的，所述动力短舱倾转控制通道，包括：

短舱控制指令变换放大器，对所述遥控指令解析部件的倾转控制指令进行幅值与功率放大，发出驱动信号；

动力短舱倾转伺服舵机，按照所述倾转控制指令和所述驱动信号的幅值与极性，输出向动力短舱输出倾转力矩；

减速机构，将所述动力短舱倾转伺服舵机的输出力矩进行放大，输出短舱驱动信号；

动力短舱倾转角/角速度传感器，实时测量短舱倾转角、角速度，并将其反馈至指令输入端，形成闭环控制。

优选的，所述动力短舱倾转角/角速度传感器，完成对短舱倾转角的实时测量，并将测量值反馈至倾转舵机指令输入端，形成负反馈，以实现对动力短舱实际倾转角的精确控制。

优选的，所述动力输出模式转换系统，包括：

指令变换放大器，将所述遥控指令解析部件的转换指令进行功率放大后，发出驱动发动机动力输出模式切换信号；

动力输出模式切换机构，根据所述发动机动力输出模式切换信号进行动力输出模式切换并发出发动机驱动信号；

左/右发动机，根据所述发动机驱动信号进行驱动控制；左右动力传动/同步机构，根据所述驱动控制信号对无人机发出动力输出；

左/右发动机转速传感器，实时测量所述旋翼桨盘转速，并将其反馈至指令输入端，形成闭环。

优选的，所述左/右发动机转速传感器采用霍尔传感器，用于实时检测两个短舱旋翼的转速。

优选的，所述倾转旋翼无人机控制系统还包括机载测量数据通信系统，所述实时采集的机载航姿传感器、动力短舱倾转角度传感器以及发动机转速/桨盘转速传感器输出信号，通过机载无线数传电台传回地面站以数字和图像形式进行同步显示，辅助地面操作人员完成对模型样机的飞行控制，同时，将上述信息存储在地面站磁盘中，供离线分析之用。

优选的，所述机载测量数据通信系统，包括机载传感器测量数据通信设备和机载图像传感器数据回传设备，所述机载传感器测量数据通信设备采用433MHz无线数据传输模块，实现机载传感器测量数据、动力短舱倾转状态标志和动力输出模式标志的实时回传；所述机载图像传感器数据回传设备，用于对机舱内部位动力输出模式转换所设置的灯光标识的检测与视频监测信号回传。

本发明的有益效果是：采用多通道设计，按照起飞行前由地面站设定的任务航迹，由自驾仪控制完成自主垂直起飞，直升机模式向固定翼模式的转换，固定翼模式巡航，固定翼模式向直升机模式的转换，自主垂直降落全过程；实时测量无人机飞行姿态、速度和高度，并将测量结果实时传输至地面站，供地面操控人员记录、分析；接收地面遥控操作指令，实现对地面遥控指令的辅助性控制操作c；按照地面遥控操作指令，完成对动力系统在动力短舱倾转、发动机转速调节、动力输出模式转换(双端动力输出与单端动力输出的相互转换)以及旋翼桨盘桨距调节(与飞控相关)等方面的辅助操作和实时数据采集、回传。

附图说明

附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。在附图中：

图1是本发明的控制结构示意图；

图2是本发明总体关系示意图；

图3是本发明飞行模式转换流程；

图4是倾转旋翼无人机航姿控制回路工作流程；

图5是倾转旋翼无人机动力短舱倾转工作流程。

具体实施方式

如图1所示，一种倾转旋翼无人机控制系统，包括：遥控指令解析部件，用于将地面遥控指令转换解析并发出操作控制及转换指令；航向/姿态/速度控制通道，根据遥控指令解析部件的操作指令进行航向、姿态以及速度的控制；动力短舱倾转控制通道，根据遥控指令解析部件的控制指令生成动力短舱倾转控制律，驱动左、右短舱同步倾转至目标模式；动力输出模式转换系统，根据遥控指令解析部件的转换指令生成实际的动力模式转换指令，驱动左/右发动机动力输出模式切换机构动作，进而完成当前模式下的动力输出。

如图1所示，航向/姿态/速度控制通道，包括：航姿/速度指令变换放大器；旋翼桨盘伺服舵机，根据当遥控指令解析部件的操作指令实现俯仰、滚转、偏航以及总距的操纵；旋翼桨盘，在旋翼桨盘伺服舵机的驱动下实现协同动作，产生对飞机航向、姿态及速度进行调节所需要的力和力矩；机载MEMS陀螺加速度计，实时测量无人机的航向、姿态、质心加速度，并将测量数据反馈至输入端，实现航向、姿态及速度的闭环控制。遥控器指令解析部件将地面遥控指令转换为俯仰、偏航、滚转及油门操纵指令，并按照模型样机旋翼桨盘伺服舵机的配置形式和驱动模式组合，结合当前动力短舱倾转状态和动力输出模式，将操作指令分配到左、右旋翼桨盘的每个伺服舵机机上。

如图1所示，动力短舱倾转控制通道，包括：短舱控制指令变换放大器，对遥控指令解析部件的倾转控制指令进行幅值与功率放大，发出驱动信号；动力短舱倾转伺服舵机，按照倾转控制指令和驱动信号的幅值与极性，输出向动力短舱输出倾转力矩；减速机构，将动力短舱倾转伺服舵机的输出力矩进行放大，输出短舱驱动信号；动力短舱倾转角/角速度传感器，实时测量短舱倾转角、角速度，并将其反馈至指令输入端，形成闭环控制。进一步地，动力短舱倾转角/角速度传感器，完成对短舱倾转角的实时测量，并将测量值反馈至倾转舵机指令输入端，形成负反馈，以实现对动力短舱实际倾转角的精确控制。动力短舱倾转控制通道收到短舱倾转指令后，与当前飞行模式和飞行姿态、速度等信息进行综合后，生成动力短舱倾转控制律，驱动左、右短舱同步倾转至目标模式。同时，动力短舱倾转角电位计实时对倾转角进行测量，计算出左、右动力短舱倾转的平均角速度，并将倾转角及其速度信息反馈至控制输入端，实现对左、右动力短舱倾转运动的同步控制、对短舱倾转运动控制的闭环和与航向、姿态及速度控制通道的控制协同。

如图1所示，动力输出模式转换系统，包括：指令变换放大器，将遥控指令解析部件的转换指令进行功率放大后，发出驱动发动机动力输出模式切换信号；动力输出模式切换机构，根据发动机动力输出模式切换信号进行动力输出模式切换并发出发动机驱动信号；左/右发动机，根据发动机驱动信号进行驱动控制；左右动力传动/同步机构，根据驱动控制信号对无人机发出动力输出；左/右发动机转速传感器，实时测量旋翼桨盘转速，并将其反馈至指令输入端，形成闭环。进一步地，左/右发动机转速传感器采用霍尔传感器，用于实时检测两个短舱旋翼的转速。为实现倾转旋翼无人机飞行过程中单端动力失效/故障条件下的容错飞行，我们首先对无人机动力输出模式进行定义，并对不同模式下的控制系统任务给与相应的规定。在实际飞行过程中，由地面操作人员通过遥控器发出动力输出模式转换指令，以模拟单端动力输出失效/故障现象，考察模型样机的动力系统容错控制能力。

表1为倾转旋翼无人机动力系统输出模式设置表：

表1

由表1可知，倾转旋翼模型样机动力输出有两种基本模式，我们所要关注的主要问题是：首先，在单端动力故障条件下飞行的安全性，即控制系统应具备对单端动力失效/故障及时发现和决策、处理能力；其次，控制系统具备使两种动力输出模式(三种输出形态)之间的相互转化过程平稳过渡的能力。

由表1和图1可知，遥控指令解析部件在接收到地面操作人员发出的动力输出模式转换指令后，结合当前动力输出模式进行判断，生成实际的动力模式转换指令，经指令变换放大器进行功率放大后，驱动左/右发动机动力输出模式切换机构动作；进而通过传动/同步机构完成当前模式下的动力输出；通过左/右发动机转速传感器部件实时测量旋翼桨盘转速，并将其反馈至指令输入端，形成闭环。

如图1所示，倾转旋翼无人机控制系统还包括机载测量数据通信系统，实时采集的机载航姿传感器、动力短舱倾转角度传感器以及发动机转速/桨盘转速传感器输出信号，通过机载无线数传电台传回地面站以数字和图像形式进行同步显示，辅助地面操作人员完成对模型样机的飞行控制，同时，将上述信息存储在地面站磁盘中，供离线分析之用。机载测量数据通信系统，包括机载传感器测量数据通信设备和机载图像传感器数据回传设备，机载传感器测量数据通信设备采用433MHz无线数据传输模块，实现机载传感器测量数据、动力短舱倾转状态标志和动力输出模式标志的实时回传，同时，也为未来进一步开发完整的导航与控制系统提供空地数据链路的硬件基础；机载图像传感器数据回传设备，用于对机舱内部位动力输出模式转换所设置的灯光标识的检测与视频监测信号回传。

如图1和图2所示，遥控指令解析部件，包括：遥控信号接收机，接受来自地面遥控发射器送来的串行操控指令，将其转换俯仰、偏航、滚转、油门、动力短舱倾转以及动力输出模式转换等设备工作所需的多通道PWM指令信号，形成MCU组织机载设备协同操作的基本指令依据；MCU，微控制单元MCU作为控制系统核心，主要承担对遥控信号接收机的输入信号进行解析，并根据当前地面操作人员发来的操作指令所给定的任务内容，实时收集、处理机载传感器信息，结合当前模型样机所处的飞行模式、动力系统输出模式，以保证飞行航/姿稳定为前提，进行控制律综合以驱动模型样机旋翼桨盘、短舱倾转机构以及发动机动力输出模式转换机构等相关设备协同工作。同时，将机载传感器信息以及相关机载设备工作状态信息通过机载数据链路回传至地面站，本发明可用STM32F103ZET6主控板成品作为MCU实现上述功能；GPS信号接收机组件，负责实时接收GPS卫星定位定位信号，实时测量模型样机的位置、速度和高度信号，这些信号通过数传电台返回地面站为分析模型样机飞行状态进行在线或离线分析提供基础，也为未来设计完整功能的倾转旋翼模型样机的导航与飞行控制系统提供设计基础，本方案中采用了BS260GPS模块用于飞机位置、速度和高度测量。

如图1-图5所示，按照“人工遥控+机载测控+地面站人工应答”的混合工作方式，对机载控制系统流程进行规划，对涉及到具体操作流程、变量、函数及其操作关系给出相应的定义，以便于具体操作。飞行任务流程解析：起飞前——系统自检：

系统加电自检：整个系统按照设计要求连接完毕，经检查确认连接无误之后按照以下顺序加电：地面站系统加电，进入人机交互操控界面；模型样机动力系统加电；机载无线数传、图传系统加电；倾转驱动机构、测量系统加电；机载微控制器(Micro Control Unit，MCU)系统加电。人机关系：地面操控人员必须保持对地面站显示的实时检测数据的监控，并依照预先设定的人-机应答程序，适时依次发出测试用遥控指令。系统转入下一阶段的条件：全机自检通过，地面站显示“可以起飞”提示信息。MCU初始化：按照MCU与对机载设备的信号交换关系(如定时器、AD、USART、GPIO标志位)的要求，对片内各特殊功能寄存器(Special Function Register，SFR)的功能位进行设定与检查；将MCU设置结果经无线数传返回地面站。机载通信系统自检：机载通信系统自检包括：机载无线数传电台功能检测和机载图传电台功能检测，以地面站能否接收到数传、图传信号，地面站显示是否正常作为判断依据。机载无线数传电台功能检测：由机载MCU经USART-RS232-输出电台向地面发送特定代码，并显示在地面站界面。机载图传电台功能检测：MCU控制图传向地面发送舱内图像；并显示在地面站界面。动力短舱倾转、动力输出模式转换系统自检：对遥控接收机、动力短舱倾转舵机与倾角传感器、动力输出模式转换机构、发动机转速测量传感器等的初始工况进行检测，经无线数传链路在地面站上以数据形式显示系统检测结果。遥控信号接收机自检：加电检测：检测与接收机电源相关的电平信号(设置到MCU指定管脚——GPIO)，高电平为正常，经无线数传链路返回检测结果。遥控信号接收机信号通路检测：遥控操作手在地面站提示下，以遥控器发送检测信号，机载MCU接收并判读，检测结果由无线数传链路返回。动力短舱倾转舵机与倾角传感器自检：方法：遥控操作手在地面站提示下，以遥控器发送倾转指令，MCU接收该指令并驱动倾转舵机转动，并同步采集倾转角度/角速度信号，判断正误，并将检测结果经无线数传链路返回地面站。动力输出模式转换机构自检方法：遥控操作手在地面站提示下，以遥控器发送动力输出模式转换指令，MCU接收该指令并发出动力输出模式切换指令，并同步采集左右发动机角速度信号，判断正误，并将检测结果经无线数传链路返回地面站。发动机转速测量传感器自检：当C1-C4内容完成并结论正确无误，则向地面站返回出口条件：“系统自检OK∧当前处在直升机模式”(地面站显示结果、机上LED灯光信号)，等待起飞的遥控指令；

起飞后，即进入混合控制(人工遥控+机载测控+地面站人工应答)方式。进入条件：地面站提示后由地面遥控操作手发出起飞指令。具体为：“系统自检OK∧当前处在直升机模式∧收到起飞指令(螺旋桨转速)”。起飞后的完整工作流程：①垂直起飞(飞行模式1——直升机模式)；②过渡飞行模式(飞行模式2)，直升机模式→固定翼模式；③固定翼模式(飞行模式3)含两种动力输出模式，具体过程可设置为：双端动力输出、单端动力输出、双端动力输出；④过渡飞行模式(飞行模式2)：固定翼模式→直升机模式；⑤垂直降落模式(飞行模式1)：垂直降落，直至稳定停留在地面之后发动机关机，螺旋桨转速＝0；

垂直起飞阶段(直升机模式)：进入垂直起飞阶段的条件(人工+地面站判读，人工决策)：①起飞前各项自检完成，返回结果正确。②控制方式：人工手动遥控，并发出螺旋桨启动(遥控器油门启动)指令；

状态标志：“系统自检OK∧当前处在直升机模式∧收到起飞指令。机载测控系统程序任务：①解析遥控接收机输出信号，并根据该信号进行航姿稳定的辅助控制操作(直至收到动力短舱倾转信号)；②实时监测动力输出状态、动力短舱倾转角/倾转角速度和发动机转速，对相关标志位进行置位操作；③通过机载数传电台返回测试结果(在地面站同步显示、记录)；④图传电台返回舱内动力输出图像(在地面站同步显示、记录)。涉及的操作函数：①控制系统根据遥控器指令进行辅助操作；②传感器输出AD操作；③GPIO功能(倾角位置标志、动力输出状态标志等)状态巡检；④经USART、串口电台返回数据，经图传电台返回舱内动力输出模式标志灯光标志的图像信号；

出口条件：直升机模式下整机工作正常∧遥控操作手目视判断飞机位于足够的高度。模式2(过渡飞行阶段)之直升机模式转固定翼模式，进入条件：①地面遥控进入条件：人工判断飞机已进安全高度且地面站返回信息正确之后，由操控人员发出动力短舱进入过渡飞行模式指令。②机载控制系统进入条件：直升机模式状态标志位正常∧收到动力短舱倾转指令；

状态标志：直升机模式下整机工作正常∧收到动力短舱轻转指令。机载测控系统程序任务：①控制系统在模式2下进行航姿稳定的辅助操作；②MCU向动力短舱倾转机构发出倾转驱动指令PWM发出波；③实时测量短舱倾转角、角速度、短舱倾转状态标志位、动力输出状态标志位以及发动机转速；④将上述测量信息经USART、串口电台返回地面站，机载图传将舱内图像实时回传并显示；

过渡模式完成标志(出口条件)：①(短舱倾转角＝90度标志位＝1)∧(短舱倾转角速度＝0)。②遥控操作手已经将螺旋桨转速、飞机姿态、高度调整至适当值，使飞机具有合理的平飞高度、速度；

固定翼飞行模式阶段：进入条件：人工判读+地面站信息提示。地面条件：人工遥控飞机飞行高度、速度、姿态正常，据操控手的距离合理。机载控制系统进入条件：(短舱倾转角＝90度标志位＝1)∧(短舱倾转角速度＝0)∧(无动力输出状态切换指令)。双端动力输出：入口条件：(短舱倾转角＝90度标志位＝1)∧(短舱倾转角速度＝0)∧(无动力输出状态切换指令)。程序任务：①解析遥控接收机输出信号，使控制系统在模式3之双端动力输出模式下进行航姿稳定的辅助操作，直至收到动力输出模式转换指令；②实时监测动力输出模式、短舱倾角位置、倾转角速度、发动机转速；③通过机载数传电台返回测试信号(在地面站同步显示、记录)；④图传电台返回舱内动力输出图像(在地面站同步显示、记录)。机载测控系统完成操作后的出口条件：(短舱倾转角＝90度标志位＝1)∧(短舱倾转角速度＝0)∧(收到动力输出状态切换“双转单”指令)；

双端动力输出模式转单端动力输出模式：地面进入条件：地面站显示双端动力输出状态正常∧遥控操作手发出动力输出状态转换指令。机载测控系统进入条件：(短舱倾转角＝90度标志位＝1)∧(短舱倾转角速度＝0)∧(收到动力输出状态切换“双转单”指令)。程序任务：①向动力输出状态切换机构发出驱动指令；②实时监测动力输出状态、段舱倾角位置、倾转角速度、发动机转速；③通过机载数传电台返回测试信号(在地面站同步显示、记录)；④图传电台返回舱内动力输出图像(在地面站同步显示、记录)。机载测控系统完成任务标志：(短舱倾转角＝90度标志位＝1)∧(短舱倾转角速度＝0)∧(收到动力输出状态切换“双转单”指令)∧(单端动力输出标志位＝1)；

单端动力输出：地面进入条件：地面站显示单端动力输出状态正常∧遥控操作手实时根据需要调整飞机飞行姿态、速度、高度和距离。机载测控系统进入条件：(短舱倾转角＝90度标志位＝1)∧(短舱倾转角速度＝0)∧(收到动力输出状态切换“双转单”指令)∧(单端动力输出状态标志位＝1)。程序任务：①保持向动力输出状态切换机构发出单端动力输出驱动指令；②实时监测动力输出状态、段舱倾角位置、倾转角速度、发动机转速；③通过机载数传电台返回测试信号(在地面站同步显示、记录)；④图传电台返回舱内动力输出图像(在地面站同步显示、记录)；⑤查询接收机动力输出状态转换指令(为单转双作准备)。机载测控系统完成任务标志(转出条件)：(短舱倾转角＝90度标志位＝1)∧(短舱倾转角速度＝0)∧(收到动力输出状态切换“双转单”指令)∧(单端动力输出标志位＝1)；

单端动力输出转双端动力输出：地面进入条件：地面站显示单端动力输出状态正常∧遥控操作手发出动力输出状态(单转双)转换指令；机载测控系统转入条件：(短舱倾转角＝90度标志位＝1)∧(短舱倾转角速度＝0)∧(单端动力输出标志位＝1)∧(收到动力输出状态切换“单转双”指令)。程序任务：①向动力输出状态切换机构发出“单转双”驱动指令；②实时监测动力输出状态、段舱倾角位置、发动机转速；③通过机载数传电台返回测试信号(在地面站同步显示、记录)；④图传电台返回舱内动力输出图像(在地面站同步显示、记录)；⑤查询接收机动力飞行模式转换指令(为转入过渡飞行阶段二作准备)。机载测控系统完成任务标志(转出条件)：(短舱倾转角＝90度标志位＝1)∧(短舱倾转角速度＝0)∧(收到动力输出状态切换“单转双”指令)∧(双端动力输出标志位＝1)；

双端动力输出：地面进入条件：地面站显示双端动力输出状态正常。机载测控系统进入条件：(短舱倾转角＝90度标志位＝1)∧(短舱倾转角速度＝0)∧(已收到动力输出状态切换“单转双”指令)∧(双端动力输出标志位＝1)。程序任务：①保持向动力输出状态切换机构发出双端动力输出驱动指令；②实时监测动力输出状态、短舱倾角位置、速度、发动机转速；③通过机载数传电台返回测试信号(在地面站同步显示、记录)；④图传电台返回舱内动力输出图像(在地面站同步显示、记录)；⑤查询接收机动力输出状态转换指令(为双转单作准备)；⑥查询接收机动力飞行模式转换指令(为转入过渡飞行阶段二作准备)。机载测控系统完成任务标志(转出条件)：①(短舱倾转角＝90度标志位＝1)∧(短舱倾转角速度＝0)∧(双端动力输出标志位＝1)∧(收到动力输出状态切换“双转单”指令)。②(短舱倾转角＝90度标志位＝1)∧(短舱倾转角速度＝0)∧(双端动力输出标志位＝1)∧(收到动力短舱倾转指令)；

过渡飞行(固定翼模式转直升机模式)：进入条件：地面进入条件：地面站显示双端动力输出状态正常∧遥控操作手发出动力短舱倾转指令。机载测控系统进入条件：(短舱倾转角＝90度标志位＝1)∧(短舱倾转角速度＝0)∧(双端动力输出标志位＝1)∧(收到动力短舱倾转指令)。机载测控系统程序任务：①MCU向动力短舱倾转机构发出-90度倾转驱动指令PWM波；②实时测量短舱倾转角、角速度、短舱倾转状态标志位、动力输出状态标志位以及发动机转速；③将上述测量信息经USART、串口电台返回地面站；④机载图传将舱内图像实时回传并显示；⑤查询接收机动力短舱倾转指令(为保持直升机模式或转固定翼模式作准备)。出口条件：(收到动力短舱倾转指令)∧(短舱倾转角＝0度标志位＝1)∧(短舱倾转角速度＝0)∧(双端动力输出标志位＝1)；

垂直降落模式：进入条件：地面进入条件：地面站显示直升机模式正常∧遥控操作手发出降落指令。机载测控系统进入条件：(短舱倾转角＝0度标志位＝1)∧(短舱倾转角速度＝0)∧(双端动力输出标志位＝1)。机载测控系统程序任务：①查询接收机动力短舱倾转指令(为保持直升机模式或转固定翼模式做准备)；②实时监测动力输出状态、段舱倾角位置、倾转角速度、发动机转速；③通过机载数传电台返回测试信号(在地面站同步显示、记录)；④图传电台返回舱内动力输出图像(在地面站同步显示、记录)。⑤查询螺旋桨转速，直至稳定为零后测控系统转入休眠/待机状态。出口条件：(短舱倾转角＝0度标志位＝1)∧(短舱倾转角速度＝0)∧(双端动力输出状态标志位＝1)∧(发动机转速＝0)。

如图1-图4所示，航姿控制回路主要任务是根据地面遥控人员发出的飞行模式指令，将航姿控制律转化与遥控指令相匹配的工作模式，通过对模型样机姿态、速度、高度的测量，将姿态角/角速度反馈至航姿指令输入端，构成闭环控制回路，以增加飞机操纵的稳定性；同时，将当前姿态、速度和高度数据经数传链路返回地面站。

如图1-图5所示，动力短舱倾转操作发生在模式2(渡飞行模式)之中，即从模式1(直升机模式)到模式3(固定翼模式)的转换，或从模式3到模式1的转换过程中。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。