CN105438462A - 一种基于旋翼转速和变距协同控制的多旋翼飞行器 - Google Patents

Abstract

一种基于旋翼转速和变距协同控制的多旋翼飞行器，其包括主机架、支架、电机安装座、飞行控制系统和变桨距系统，其中飞行控制系统根据飞行模式确定升力控制策略，同时改变螺距和转速来调整旋翼升力，由于结合了转速控制和变距控制的优点，提高了飞行控制时升力改变的响应速度以及旋翼的能量效率，实现了时间和能效最优的升力调节，提高了控制响应速度与精度，降低了控制功耗，使飞行器控制性能达到最优。

Description

一种基于旋翼转速和变距协同控制的多旋翼飞行器

技术领域

本发明涉及航空技术领域，更具体地说，本发明涉及一种多旋翼飞行器。

背景技术

多旋翼飞行器因为其机械简单、飞行稳定、易于操作及小型化的特征，近年来得到了广泛的应用，成为一种新兴电子消费品与工业设备。现代多旋翼飞行器采用多枚电机多发驱动，固定螺距的旋翼，采用转速控制来使旋翼产生不同大小升力实现飞行控制。这种结构决定了其控制带宽随旋翼转动机构的转动惯量的增加而减小，且由于转动惯量的存在，转速调整的响应速度有限，限制了多旋翼飞行器的飞行性能，尤其是在机动性上。

可变螺距的飞行器能够克服定固定螺距飞行器机动性上的不足，但由于大多采用定转速变距的控制方式，其旋翼能量效率不如定距旋翼。目前市场上还未有能够解决上述问题的多旋翼飞行器。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：提供一种旋翼转速和变距协同控制的多旋翼飞行器，能够结合转速控制和变距控制的优点，提高飞行控制的响应速度以及旋翼的能量效率，实现变距飞行控制的效率最优。

本发明采用以下技术方案来实现：

一种基于旋翼转速和变距协同控制的多旋翼飞行器，其包括主机架、支架、电机安装座、飞行控制系统和变桨距系统，其中飞行控制系统根据飞行模式确定升力控制策略，同时改变螺距和转速来调整旋翼升力。

飞行控制系统首先判断当前飞行模式是高机动模式还是高能效模式，然后选择相应的升力控制策略。

在高机动模式下，利用转速-螺距升力曲线图，根据当前升力点和目标升力值所在的等升力线确定最优升力调节曲线，然后基于最优升力调节曲线所对应的转速和螺距数值，对螺旋桨转速及舵机螺距进行调整。

当舵机或电机的调速能力有限不能沿最优升力调节曲线进行升力控制时，则使舵机和电机同时执行最快调速，达到目标升力值。

在高能效模式下，利用功率-螺距升力曲线图，确定能效最高区域和最优升力调节曲线，并进而确定最优能效调节曲线；然后根据最优能效调节曲线所对应的转速和螺距数值，对螺旋桨转速及舵机螺距进行调整。

飞行控制器接收到外部的控制指令后；对外部控制指令进行解析，并将外部控制指令转化为飞行控制器的控制输入。

飞行控制器在每个控制周期获取包括电机和舵机在内的执行单元的实时状态以及飞行器姿态的反馈量，以此确定当前飞行器的姿态、旋翼转速和螺距。

变桨距系统包括：舵机，摇臂，连杆和旋翼夹座，机架由主机架及向外延伸出的四个支架构成，上述支架均匀间隔组成十字型，同时各支架末端均设有旋翼总成。

支架末端为电机与舵机安装座；电机转轴垂直于水平面朝上，安装在支架的最外端，构成飞行器的动力系统。

舵机与变桨距驱动机构相连，通过舵机的转动带动摇臂驱动连杆，连杆与旋翼夹座的推动盘连接，连杆上下进动带动変距机构旋转来改变旋翼的螺距，实现对旋翼产生升力和扭矩大小的控制。

本发明的有益效果是：结合了转速控制和变距控制的优点，提高了飞行控制时升力改变的响应速度以及旋翼的能量效率，实现了时间和能效最优的升力调节，提高了控制响应速度与精度，降低了控制功耗，使飞行器控制性能达到最优。

附图说明

图1为四旋翼飞行基本原理示意图。

图2为本发明实验数据给出的转速-螺距升力曲线图。

图3为本发明实验数据给出的功耗-螺距升力曲线图。

图4为本发明多旋翼飞行器的总体系统结构示意图。

图5为本发明多旋翼飞行器的变距系统与动力系统结构示意图。

图6为本发明多旋翼飞行器的变距系统与动力系统结构分解示意图。

图7为本发明多旋翼飞行器的转速-螺距协同控制流程示意图。

具体实施方式

现结合附图对技术方案作进一步描述：

从飞行原理的角度看，变距和转速控制方法的原理都是通过改变旋翼提供的升力来实现对飞行器姿态的改变，特别需要指出的是，可变距旋翼可以通过将螺距变为负螺距来提供负升力，这是定距旋翼在不改变旋向的前提下无法实现的。因此，采用可变螺距旋翼的多旋翼飞行器与定距多旋翼飞行器相比多一个升力控制的自由度，系统的控制性能优于定距多旋翼飞行器。由于变距多旋翼多采用单发动力配置，因此其控制方法多为定转速变螺距。本发明提出的转速与螺距协同控制，适用于采用多发的小型多旋翼飞行器，实现变距的机动优势，同时保证了旋翼的能量效率。

实施例1

飞行控制的主要目标之一是实现飞行器的自稳，即在稳态下，飞行器可以对系统自身的稳态误差和外界扰动进行自动修正来保持飞行姿态稳定。以四旋翼为例，如图1中所示，四旋翼的四个旋翼分别用A，B，C，D来表示。其中，对角线上的一对旋翼（A、D，B、C）旋向相同，相邻的旋翼旋向相反。通过相反旋向的旋翼，使旋翼在相同螺距和转速下受到的空气作用反扭之和为零，稳态下保证飞行器的航向稳定。当四个旋翼螺距、转速相同且提供的升力等于机体自身重量时，即可实现悬停。通过改变旋翼的螺距/转速，调整各旋翼产生的升力，可以实现俯仰、滚转、偏航等飞行器姿态的控制。

变距与转速协同控制方法的核心是，同时调整螺距与转速，改变旋翼产生的升力，实现飞行姿态控制。其原理是：在变距飞行器的动力学模型中，旋翼产生的升力由螺距和转速共同决定。例如，在给定转速下，旋翼螺距增大（在失速范围内），升力增大，反之，升力减小；类似地，在给定螺距下（正螺距，在失速范围内），升力随转速正向变化。这表明，相同升力可以通过旋翼不同的转速和螺距角度组合得到。

基于此，如附图2所示，通过实验可以得到一组旋翼升力曲线，每一条曲线表示一个不同的升力值，曲线上的每一点表示提供该升力的不同的转速和螺距的组合。图中，2000、4000、6000、8000、10000等整数数值所标注曲线表示转速，0.61285、1.2257、1.8385、2.4514、3.0642等数值标注曲线表示等升力线，横坐标为螺距，纵坐标为电机电压（正比于电机转速）。从该组曲线中，可以得到一条与所有升力线垂直的曲线，该曲线是最优升力调节曲线，沿着最优升力调节曲线调整升力，可获得最佳升力调节性能。

由于同样大小的升力可以通过转速和螺距的不同组合来实现，但不同的转速和螺距的组合消耗的功率大小不同，因此，需要给出每一条升力线的功率消耗，从而实现能量效率最高的控制。如图3所示，纵坐标为功率，横坐标为螺距，2000、4000、6000、8000、10000等整数数值所标注曲线表示转速，0.61285、1.2257、1.8385、2.4514、3.0642等数值标注曲线表示等升力线，每一条升力线的功耗通过实验给出，可以看出，每一条升力线功耗最低的区域出现在低转速高螺距的区域，这个区域即旋翼能量效率最高区域。能效最高区域与最优升力调节曲线结合，即可得到最优能效调节曲线。通过螺距与转速的协同控制，即可实现沿该最优曲线调节旋翼升力，从而实现飞行器姿态控制。

基于转速和螺距协同控制的电动变桨距多旋翼，其控制流程如图7所示：

指令接收步骤：飞行控制器接收到外部的控制指令；

解析步骤：对外部控制指令进行解析，将具体的外部控制指令转化为飞行控制器的控制输入。每一个时钟信号控制周期，检测是否有控制指令输入；

状态获取步骤：飞行控制器在每个控制周期获取包括电机和舵机在内的执行单元的实时状态以及飞行器姿态的反馈量，以此确定当前飞行器的姿态及旋翼转速和螺距。

控制输入生成步骤：将反馈量和解析后的升力控制指令转化为飞行控制器的控制输入。

模式判断步骤：判断当前飞行模式是高机动模式还是高能效模式，根据飞行模式选择相应的升力控制策略；

最优调节曲线确定步骤：在高机动模式下，通过利用转速-螺距升力曲线构建的升力模型数据库确定当前升力点和目标升力值所在等升力线，根据电机和舵机的调速能力，找到最优升力调节曲线。一般来说，该路径为一条垂直于等升力线的曲线。但如果舵机或电机的调速能力有限不能沿最快路径进行升力控制时，则使舵机和电机同时执行最快调速，达到目标升力值。在高能效模式下，旋翼螺距被限定在功耗最低区的有限区间内，将能效最高区域与最优升力调节曲线结合，得到最优能效调节曲线。其主要依赖转速变化来实现升力控制。

控制步骤：根据上述调节曲线路径所对应的转速和螺距对螺旋桨转速及舵机螺距进行调整。

循环步骤：返回状态获取步骤，继续获取实时状态及姿态的反馈量。

实施例2

如图4所示为本发明电动变桨距多旋翼飞行器的总体系统结构示意图，主要由主机架1、支架2、电机安装座3、飞行控制系统与变桨距系统4组成。与普通定桨距四旋翼不同的设计主要在于变桨距系统，其中变桨距系统（参见图5-6）包括：舵机7，摇臂9，连杆10和旋翼夹座8。舵机的引入被用来控制旋翼的螺距变化，实际应用表明，舵机对旋翼螺距的调节远远快于旋翼转速的调节，因此变桨距系统实现了飞行控制的快速响应。

机架由主机架1及向外延伸出的四个支架构成，上述支架均匀间隔组成十字型，同时各支架末端均设有旋翼总成（5,6,7,8,9,10,11,12）。支架2末端为电机与舵机安装座3和5。电机6转轴垂直于水平面朝上，安装在支架的最外端，构成飞行器的动力系统。电机座下方安装孔为舵机7的安装孔，舵机与变桨距驱动机构（包括摇臂和连杆）相连，通过舵机的转动带动摇臂9驱动连杆10，连杆与旋翼夹座8的推动盘12连接，旋翼夹座安装在固定于电机轴的桨座11上，连杆上下进动带动変距机构旋转来改变旋翼的螺距，实现对旋翼产生升力和扭矩大小的控制。

本系统中总共有四组旋翼，其中相对的旋翼转向相同，而相邻的旋翼转向相反，其目的是为了相互作用消除其自身旋转产生的反扭矩力，避免飞行器自旋无法定向飞行。

如图5所示为本发明电动变桨距多旋翼飞行器的变距系统与动力系统结构示意图，图6为多旋翼飞行器的变距系统与动力系统结构分解示意图。其中，电机6用于旋转驱动旋翼总成，这里，固定于电机上的桨座11实质上是旋翼的转动输入轴。在电机驱动旋翼总成旋转的同时，舵机7可以通过驱动摇臂9旋转带动连杆10与推动盘12进行垂直方向上的上下位移。旋翼夹座8与桨座固定，并布置在旋翼顶端，旋翼夹座向外延伸两个凸耳，而布置在其下部的推动盘也外伸两个凸耳，四个凸耳通过连杆进行铰接。舵机通过控制推动盘的上下位移，从而间接实现对旋翼桨距大小的控制，最终达到了对旋翼升力大小及扭矩大小进行控制的目的。

以上实施例的说明只是用于帮助理解本方案的方法及其核心思想。应当指出，在不脱离本方案原理的前提下，还可以对本方案进行若干改进，这些改进也同样落入本方案权利要求的保护范围内。

Claims (10)

1.一种基于旋翼转速和变距协同控制的多旋翼飞行器，其包括主机架（1）、支架（2）、电机安装座（3）、飞行控制系统和变桨距系统（4），其中飞行控制系统根据飞行模式确定升力控制策略，同时改变螺距和转速来调整旋翼升力。

2.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器，其特征在于：飞行控制系统首先判断当前飞行模式是高机动模式还是高能效模式，然后选择相应的升力控制策略。

3.根据权利要求2所述的多旋翼飞行器，其特征在于：在高机动模式下，利用转速-螺距升力曲线图，根据当前升力点和目标升力值所在的等升力线确定最优升力调节曲线，然后基于最优升力调节曲线所对应的转速和螺距数值，对螺旋桨转速及舵机螺距进行调整。

4.根据权利要求3所述的多旋翼飞行器，其特征在于：当舵机或电机的调速能力有限不能沿最优升力调节曲线进行升力控制时，则使舵机和电机同时执行最快调速，达到目标升力值。

5.根据权利要求4所述的多旋翼飞行器，其特征在于：在高能效模式下，利用功率-螺距升力曲线图，确定能效最高区域和最优升力调节曲线，并进而确定最优能效调节曲线；然后根据最优能效调节曲线所对应的转速和螺距数值，对螺旋桨转速及舵机螺距进行调整。

6.根据权利要求5所述的多旋翼飞行器，其特征在于：飞行控制器接收到外部的控制指令后；对外部控制指令进行解析，并将外部控制指令转化为飞行控制器的控制输入。

7.根据权利要求5所述的多旋翼飞行器，其特征在于：飞行控制器在每个控制周期获取包括电机和舵机在内的执行单元的实时状态以及飞行器姿态的反馈量，以此确定当前飞行器的姿态、旋翼转速和螺距。

8.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器，其特征在于：变桨距系统（4）包括：舵机（7），摇臂（9），连杆（10）和旋翼夹座（8），机架由主机架（1）及向外延伸出的四个支架（2）构成，上述支架（2）均匀间隔组成十字型，同时各支架末端均设有旋翼总成。

9.根据权利要求8所述的多旋翼飞行器，其特征在于：支架（2）末端为电机与舵机安装座，电机转轴垂直于水平面朝上，安装在支架（2）的最外端，构成飞行器的动力系统。

10.根据权利要求9所述的多旋翼飞行器，其特征在于：舵机（7）与变桨距驱动机构相连，通过舵机（7）的转动带动摇臂（9）驱动连杆（10），连杆（10）与旋翼夹座（8）的推动盘（12）连接，连杆（10）上下进动带动変距机构旋转来改变旋翼的螺距，实现对旋翼产生升力和扭矩大小的控制。