、PID控制器、偏航桨动力系统、姿态桨动力系统和主桨动力系统； 其中，所述主桨动力系统用于为主桨提供动力，所述主桨指布设于飞行器中心位置的螺旋桨;所述姿态桨动力系统用于为姿态桨提供动力，每个姿态桨唯一对应一个所述姿态桨动力系统;所述姿态桨的设置数量为多个，其布置方式为:从飞行器中心位置向外发散状延伸出若干个机臂，在每个机臂的末端设置一个所述姿态桨;所述偏航桨动力系统用于为偏航桨提供动力，每个所述偏航桨唯一对应一个所述偏航桨动力系统;所述偏航桨的设置数量为多个，其布置方式为:对于位于同一直线的两个机臂，分别记为第1机臂和第2机臂，分别在所述第1机臂和所述第2机臂的对称位置安装一个所述偏航桨； 所述飞行参数传感器的输出端连接到所述飞控计算机的输入端，所述飞控计算机的输出端通过所述PID控制器分别连接到所述偏航桨动力系统、所述姿态桨动力系统和所述主桨动力系统。2.根据权利要求1所述的应用于微小型飞行器的多动力融合飞控系统，其特征在于，所述飞行参数传感器包括:陀螺仪、加速度计和气压高度计。3.根据权利要求1所述的应用于微小型飞行器的多动力融合飞控系统，其特征在于，所述姿态桨为俯仰/滚转螺旋桨。4.根据权利要求1所述的应用于微小型飞行器的多动力融合飞控系统，其特征在于，所述飞控计算机还连接有GPS定位装置和存储器;所述飞控计算机还通过数据通信装置与地面站连接。5.—种应用于微小型飞行器的多动力融合飞控方法，其特征在于，包括以下步骤: 步骤1，在微小型飞行器飞行过程中，飞控计算机实时接收飞行参数传感器采集到的实际飞行参数信息；其中，所述实际飞行参数信息包括飞行器实际姿态信息、飞行器实际飞行高度信息以及飞行器实际角速率信息； 另外，所述飞控计算机还实时接收由电压采集模块采集到的主桨动力电池的电压信息; 另外，所述飞控计算机还实时接收由地面站发送的遥控指令;其中，所述遥控指令包括飞行器期望姿态信息、飞行器期望飞行高度信息以及飞行器期望角速率信息； 步骤2，所述飞控计算机预存储有飞行器姿态控制模块、飞行器飞行高度控制模块以及飞行器偏航控制模块； (1)所述飞行器姿态控制模块的执行过程为: 所述飞行器姿态控制模块接收到来自于飞行参数传感器采集到的飞行器实际姿态信息，同时，所述飞行器姿态控制模块接收到来自于地面站的飞行器期望姿态信息； 所述飞行器姿态控制模块比较所述飞行器实际姿态信息与所述飞行器期望姿态信息的姿态偏差，将所述姿态偏差输入到PID控制器，所述PID控制器对所述姿态偏差进行PID运算，产生对飞行器姿态调整的PWM姿态调整信息，并将所述PWM姿态调整信息作用于姿态桨动力系统，实现对飞行器当前姿态的调整，使飞行器当前姿态不断接近飞行器期望姿态； (2)所述飞行器飞行高度控制模块的执行过程为: 当前时刻，所述飞行器飞行高度控制模块只接收到来自于飞行参数传感器采集到的飞行器实际高度信息，未接收到来自于地面站的飞行器期望高度信息，表明飞行器需要处于悬停状态;此时，所述飞行器飞行高度控制模块获得由上升或下降状态切换为悬停状态时刻的飞行器悬停高度信息，该飞行器悬停高度信息即为飞行器期望高度信息； 然后，所述飞行器飞行高度控制模块比较所述飞行器实际高度信息和所述飞行器期望高度值，得到高度偏差值，并对所述高度偏差值进行分析解算，得到保持飞行器悬停状态所需的理想升力值;然后，将所述理想升力值进行动力分配，划分为第1部分理想升力值和第2部分理想升力值，并将所述第1部分理想升力值分配给姿态桨动力系统，由姿态桨动力系统产生第1部分理想升力值;对于第2部分理想升力值，采用主桨电压补偿算法对第2部分理想升力值进行补偿计算，得到第2部分实际升力值，并将所述第2部分实际升力值分配给主桨动力系统，由主桨动力系统产生第2部分实际升力值；由此实现高度的闭环控制，保持飞行器飞行高度不变； 在后续过程中，当所述飞行器飞行高度控制模块接收到来自于地面站的飞行器上升或下降的指令后，该上升或下降的指令中携带有飞行器期望高度信息;所述飞行器飞行高度控制模块比较飞行器实际高度信息和所述飞行器期望高度信息的高度偏差，产生对飞行器高度调整的高度调整信息；然后，所述飞行器飞行高度控制模块对所述高度调整信息进行分析解算，得到使飞行器由当前高度调整为期望高度所需要的理想升力值;然后，使姿态桨动力系统的动力输出与悬停状态下的动力输出相同，即:将第1部分理想升力值分配给姿态桨动力系统，由姿态桨动力系统产生第1部分理想升力值;对于余下的理想升力值，记为第3部分理想升力值，并采用主桨电压补偿算法对第3部分理想升力值进行补偿计算，得到第3部分实际升力值，并将所述第3部分实际升力值分配给主桨动力系统，由主桨动力系统产生第3部分实际升力值； (3)所述飞行器偏航控制模块的执行过程为: 所述飞行器偏航控制模块实时接收来自于陀螺仪的实际偏航角速度，同时，如果当前时刻未接收到来自于遥控站的期望偏航角速度，则期望偏航角速度设为0; 所述飞行器偏航控制模块实时比较所述实际偏航角速度和0的偏差值，并将偏差值输入到PID控制器，PID控制器对所述偏差值进行解算，得到可抵消主桨产生反向扭矩的偏航桨推力值，并将所述偏航桨推力值作用于偏航桨动力系统，使偏航桨动力系统产生所述偏航桨推力值，维持飞行器偏航角速度为0，同时抵消主桨产生的反向扭矩； 另外，如果所述飞行器偏航控制模块同时实时接收来自于陀螺仪的实际偏航角速度和来自于遥控站的期望偏航角速度； 则所述飞行器偏航控制模块实时比较所述实际偏航角速度和所述期望偏航角速度的偏差值，并将偏差值输入到PID控制器，PID控制器对所述偏差值进行解算，得到可抵消主桨产生反向扭矩以及可对飞行器航向进行改变控制的偏航桨推力值，并将所述偏航桨推力值作用于偏航桨动力系统，使偏航桨动力系统将飞行器偏航角调整为期望偏航角速度，同时抵消主桨产生的反向扭矩。6.根据权利要求5所述的应用于微小型飞行器的多动力融合飞控方法，其特征在于，步骤2中，采用主桨电压补偿算法对第2部分理想升力值进行补偿计算，具体为: 对主桨动力电池进行多组放电曲线测试，在每组放电曲线测试的过程中，保持PWM输出不变，测量电池电压与主桨实际升力值，得到该PWM输出下电池电压与主桨实际升力之间关系的主桨电池电压-升力曲线;然后将多组不同PWM输出下得到的主桨电池电压-升力曲线进行拟合，得到补偿参考曲面； 在实际飞行过程中，实时采集得到对应时刻的主桨动力电池电压值，第2部分理想升力值即为PWM输出，查找补偿参考曲面，得到该PWM输出和该主桨动力电池电压值所对应的主桨实际升力值，即为第2部分实际升力值，从而使主桨产生的实际升力在电池电压变化过程中保持稳定。
【专利摘要】本发明提供一种应用于微小型飞行器的多动力融合飞控系统以及方法，系统包括飞控计算机、飞行参数传感器、PID控制器、偏航桨动力系统、姿态桨动力系统和主桨动力系统；飞行参数传感器的输出端连接到飞控计算机的输入端，飞控计算机的输出端通过PID控制器分别连接到偏航桨动力系统、姿态桨动力系统和主桨动力系统。优点为：(1)采用主桨、姿态桨和偏航桨的布局方式，可有效降低在飞行过程中姿态桨负荷，有效的提升飞行器动力系统效率，提升飞行器续航时间。(2)对飞行器多套动力系统进行融合控制，解决了该飞行器主桨升力不稳定以及主桨反向扭矩平衡的问题，最终实现该新布局多旋翼飞行器的自主飞行。
【IPC分类】G05D1/08
【公开号】CN105468009
【申请号】CN201510990837
【发明人】宋笔锋, 何磊, 王琛, 杨文青
【申请人】西北工业大学
【公开日】2016年4月6日
【申请日】2015年12月25日