倾转垂直起降固定翼无人机旋翼模式下偏航控制方法与流程

本发明涉及无人机技术领域，具体涉及倾转垂直起降固定翼无人机旋翼模式下偏航控制方法。

背景技术：

倾转四旋翼垂直起降固定翼无人机是一种介于四旋翼和固定翼之间的新构型的飞行器。它既能满足垂直起降的要求，又能达到固定翼的长航时搭载重的优点，在航测等多种遥感遥测领域具有很大的应用价值。

倾转四旋翼垂直起降固定翼无人机是一种介于四旋翼和固定翼之间的新构型的飞行器。该机飞行模式主要有三种：四旋翼模式、过渡段模式、固定翼模式。倾转四旋翼垂直起降固定翼无人机在起飞、降落或小速度前飞都是以四旋翼模式飞行，此时升力的产生主要依靠倾转旋翼机四个旋翼。倾转四旋翼向前加速前飞时进入过渡模式，此时前倾角增大。当前端旋翼倾转到平行于机体轴时，前倾角达到90°，进入到固定翼模式，同时后端螺旋桨从垂直位置放置到水平位置，桨叶折叠收起以减少阻力。这时倾转旋翼机等同于普通的螺旋桨飞机。倾转旋翼机在性能方面既具备了一般四旋翼的灵活性如垂直起降和空中悬停，又具备了一般螺旋桨飞机航程远、载重大、速度快、飞行包线大等优点。能够在不具备起降跑道的复杂环境下，完成快速部署，垂直起飞，高效巡航，垂直着陆的简易、快速、高效操作使用。如何在这三种模式下进行有效控制则是该类无人机的研究重点。

目前该类型无人机在四旋翼模式下采用采用经典的四旋翼的姿态控制方式，四旋翼有4个螺旋桨分别命名为1号桨～4号桨，1、3桨逆时针旋转，2、4桨顺时针旋转。电机在旋转过程产生向上的拉力以及和电机转动反方向的扭矩。各奖产生的拉力为(标量)t1、t2、t3、t4，扭矩分别为(标量)m1、m2、m3、m4。经典的动力模型为如下式所示。(合力向下为正，滚转力矩向右为正，俯仰力矩抬头为正，偏航力矩向右为正)

从上述的公式可以看到偏航控制是通过电机转速差进行控制，也就是说要实现快速的航向跟踪，不然需要产生较大的也就是需要m1+m3与m2+m4组有较大的差异，也就是对角线电机的转速有较大的差值。由于在旋翼模式下可以看成是四旋翼，如果采用差速的控制，将会在偏航控制时出现一组对角线电机转速变大，另一组变小，当偏航量达到一定程度是会导致飞机水平姿态的不稳定，增加失控坠机风险。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供倾转垂直起降固定翼无人机旋翼模式下偏航控制方法，通过利用前电机的倾转角度控制实现偏航控制，提高飞行器的飞行稳定性。

为了达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：

倾转垂直起降固定翼无人机旋翼模式下偏航控制方法，包括安装在固定翼机翼上的具有旋翼倾转功能的垂直起降固定翼，其中旋翼部件分别连接用于电机驱动的动力单元，其中前方两侧的旋翼设置倾角转动装置，其特征在于，通过控制倾角转动装置和四个动力单元，实现偏航控制，具体包括以下步骤：

无人机根据倾转指令，控制倾角转动装置转动一定的倾角角度，其中倾转方向一侧的倾角转动装置向前方倾转角度，另一倾角转动装置向后倾转角度，实现无人机的倾转；倾转完成后，倾角转动装置恢复起始位置，无人机进入平飞状态。

进一步地，所述倾转方向一侧的倾角转动装置向前方倾转角度，另一倾角转动装置向后倾转角度，实现无人机的倾转；具体为，倾转角度为θ时，偏航力矩为：

其中，t动力单元中电机在旋转过程中产生向上的拉力，其中t1、t2、t3、t4为分别为左前翼、右前翼、左后翼和右后翼的拉力；m为动力单元中电机旋转产生的扭矩，其中m1、m2、m3、m4分别表示左前翼、右前翼、左后翼和右后翼在动力单元中电机产生的扭矩；lφ为四旋翼的力臂；

倾转角度范围为±5°，则偏航力矩为：

电机旋转产生的扭矩m与bω²相关，其中b为扭矩系数；拉力t也同样与dω²相关，其中d为拉力系数。由于拉力系数d是扭矩系数b大两个数量级，因此m相对于t是相对小量，同时在该方法中的转速相应变化不大，也就是m1-m2+m3-m4≈0，因此偏航力矩公式简化为：

本发明有益效果是：本发明通过对倾角转动装置进行控制产生偏航力矩，实现倾转，倾角转动装置的角度在一个相对较小的角度范围内，对其产生的垂直机身的力的分量影响很小，但是小角度引出的前向力产生的偏航力矩则相对于转速差产生扭矩要可靠地多。从而能够很好的实现航向控制。通过对左前翼和右前翼的倾转角度实现飞行器的偏航控制。该方法避免了由于对角线电机组间的较大转速差导致的飞行器不稳定，解决了航向控制中经常会出现的飞机较大抖动的问题。

附图说明

图1为本发明的一种具体实施方式结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图及实施例描述本发明具体实施方式：需要说明的是，上述左右均是在俯视图中，以飞行器的对称面为参照面，以机尾至机头方向为参照方向划分为左侧和右侧。

如图1所示，倾转垂直起降固定翼无人机旋翼模式下偏航控制方法，包括安装在固定翼机翼上的具有旋翼倾转功能的垂直起降固定翼，其中旋翼部件分别连接用于电机驱动的动力单元，其中前方两侧的旋翼设置倾角转动装置，其特征在于，通过控制倾角转动装置和四个动力单元，实现偏航控制，具体包括以下步骤：

无人机根据倾转指令，控制倾角转动装置转动一定的倾角角度，其中倾转方向一侧的倾角转动装置向前方倾转角度，另一倾角转动装置向后倾转角度，实现无人机的倾转；倾转完成后，倾角转动装置恢复起始位置，无人机进入平飞状态。

在倾转四旋翼垂直起降固定翼无人机从旋翼机模式转换到固定翼模式时需要将机头方向的前桨前倾到水平方向，形成固定翼模式。也就是说机头方向的2个电机是可以向水平与机身防线旋转，通过电机倾转产生偏航力矩，达到对航向的控制。同时由于控制的角度在一个相对较小的角度范围内，从而对其产生的垂直机身的力的分量影响很小，但是小角度引出的前向力产生的偏航力矩则相对于转速差产生扭矩要可靠地多，从而能够很好的实现航向控制。

本发明实施例中，通过对倾角转动装置进行控制产生偏航力矩，实现倾转，四个旋翼#1、#2、#3、#4设置在固定翼上，前侧的左旋翼#1和右旋翼#2设置倾角转动装置，旋翼的初始位置为与固定翼垂直设置，倾角转动装置可以向前倾或后倾，在进行倾转时，倾转方向一侧的倾角转动装置向前倾，另一倾角转动装置则向后倾相同的角度，形成偏航力矩，实现偏转。

本发明实施例中，倾转方向一侧的倾角转动装置向前方倾转角度，另一倾角转动装置向后倾转角度，实现无人机的倾转；具体为，倾转角度为θ时，偏航力矩为：

其中，t动力单元中电机在旋转过程中产生向上的拉力，其中t1、t2、t3、t4为分别为右前翼、左前翼、左后翼和右后翼的拉力；m为动力单元中电机旋转产生的扭矩，其中m1、m2、m3、m4分别表示右前翼、左前翼、左后翼和右后翼在动力单元中电机产生的扭矩；lφ为四旋翼的力臂。

上述表达式中，左前翼的倾角转动装置向前方转动时，角度θ为正，即此时向左前方偏转，右前翼的倾角转动装置向后方转动，转动角度为-θ；当向右侧偏转时，左前翼的倾角转动装置向后方转动，角度θ为负，右前翼的倾角转动装置向前方转动，转动角度为θ；通过控制转动角度，实现偏航控制。

倾角转动装置的角度在一个相对较小的角度范围内，对其产生的垂直机身的力的分量影响很小，但是小角度引出的前向力产生的偏航力矩则相对于转速差产生扭矩要可靠地多。从而能够很好的实现航向控制。

本发明实施例倾转角度范围为±5°，即θ的取值范围为±5°，这一段cosθ近似等于1，sinθ近似为θ，因此该公式可以近似化简为：

在上述公式中，电机旋转产生的扭矩m与bω²相关，其中b为扭矩系数；拉力t也同样与dω²相关，其中d为拉力系数。由于拉力系数d是扭矩系数b大两个数量级，因此m相对于t是相对小量，同时在该方法中的转速相应变化不大，也就是m1-m2+m3-m4≈0，因此偏航力矩公式简化为：

由上述公式可知，通过对左前翼和右前翼的倾转角度实现飞行器的偏航控制。该方法避免了由于对角线电机组间的较大转速差导致的飞行器不稳定的问题。

上面结合附图对本发明优选实施方式作了详细说明，但是本发明不限于上述实施方式，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下做出各种变化，这些变化涉及本领域技术人员所熟知的相关技术，这些都落入本发明专利的保护范围。

不脱离本发明的构思和范围可以做出许多其他改变和改型。应当理解，本发明不限于特定的实施方式，本发明的范围由所附权利要求限定。