CN106043695A - 一种油动多旋翼无人机定桨距变转速系统及控制技术 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种油动多旋翼无人机定桨距变转速控制系统，其组成包括采集系统、控制系统和执行系统；每一个发动机通过所述控制系统独立的直接驱动一个螺旋桨；通过改变发动机的转速可以精确实时地控制无人机的航姿、位置、航速和高度。

Description

一种油动多旋翼无人机定桨距变转速系统及控制技术

技术领域

本发明属于油动多旋翼无人机动力调控技术领域，具体涉及一种油动多旋翼无人机定桨距变转速系统及控制技术。

技术背景

无人机主要分为无人固定翼、无人直升机、无人多旋翼、无人飞艇、无人伞翼机和无人扑翼机，前三类最为常见，而且应用最为广泛。

按照气动布局方式的不同，无人机可划分为无人固定翼、无人直升机、无人多旋翼、无人飞艇、无人伞翼机和无人扑翼机，其中前三类最为常见，而且应用最为广泛。无人固定翼飞行效率最高，续航时间长，巡航速度高，但需要跑道，无法定点悬停，机动性最差；无人直升机垂直起降，定点悬停，机动性最好，航时和载重较大，但结构最复杂，成本最高；无人多旋翼结构最简单，操作简单，容错能力强，成本低廉，垂直起降，定点悬停，但目前航时和载重较小；

与无人固定翼相比，无人旋翼机普遍具有垂直起降、定点悬停和机动性强等优势；与无人直升机相比，无人多旋翼又具有结构简单、容错能力强和成本低廉等优势。

然而，美中不足的是市场上的多旋翼无人机，普遍存在航时短和载重小的缺陷，这是因为目前多旋翼无人机均采用电动方案，而电池的能量密度比太小，严重阻碍着它的发展和应用。

采用燃油作为动力来源是目前突破航时和载重瓶颈的位唯一途径，但是发动机具有转速曲线非线性和响应速度慢等缺点，会造成控制精度差和机动能力差，因此油动多旋翼无人机领域一直无人问津。

发明内容

本发明的目的在于提供一种油动多旋翼无人机定桨距变转速控制技术，解决现有技术存在的不足和问题，使油动多旋翼无人机成为一种现实。

本发明所采用的技术方案是多发直驱定桨距变转速方案，所述多发直驱定浆距变转速系统包括若干发动机和相同数量的螺旋桨，其中每一个发动机独立的直接驱动一个螺旋桨，每一个螺旋桨的浆距固定。通过改变发动机的转速可以精确实时地控制无人机的航姿、位置、航速和高度。此多发直驱定浆距变转速系统适用于任何燃油动力多旋翼无人机。

对于任何一个具有响应慢和非线性等特性的航模发动机，均可以根据大量的飞行试验中获得的有关PID控制参数优化的规则加以控制，达到实时精确地调整转速的目的。控制算法中采用插补、逼近和拟合等方法将非线性的转速曲线进行线性化，采用电子喷射和拉杆油门等提高发动机响应速度。通过改变脉宽等参数改变发动机转速，并通过实时的监控和反馈，可以校正和补偿发动机转速，进而达到精确实时地控制无人机的航姿、航速、位置和高度的有益效果。

多发直驱定浆距变转速系统采用的控制方法为油动多旋翼无人机定桨距变转速控制系统，所述油动多旋翼无人机定桨距变转速控制系统组成包括采集系统、控制系统和执行系统；所述采集系统是一种多传感器的控制系统，其组成包括三轴陀螺仪、三轴加速度计、三轴磁力计、气压计、测距传感器、机载GPS和霍尔元件组成；所述控制系统的组成包括飞控板和ECU，所述控制系统由飞控板和ECU组成，主要包括处理器、二次电源和通信接口等硬件部分，以及姿态融合算法、高度融合算法、PID控制算法等软件部分；所述执行系统的组成包括舵机和电喷。

所述油动多旋翼无人机定桨距变转速控制系统的控制方法为所述三轴陀螺仪测量飞机机体绕三个轴向的旋转角速率值；所述三轴加速度计测量飞机机体沿三个轴向的加速度；所述三轴磁力计测量飞机机体相对于三个轴的磁偏角；所述气压计和测距传感器测量无人机的飞行高度；所述机载GPS测量无人机的三维坐标；所述霍尔元件发送无人机发动机转速信号至飞控板，飞控板读取测得发动机转速；通过多种传感器的信息融合和校正，飞控板得到无人机的位置、航速、航姿及高度信息，通过将这些信息与期望值相比，决定是否调节发动机转速；若需要调节发动机转速，飞控板发送控制指令，一路给舵机控制风门，调节进气量，一路给ECU发送信号控制电磁继电器和油压调节器，从而调节进油量；所述进气量和进油量的改变导致油气总量的改变，从而改变发动机的转速；所述电喷用于提高发动机的响应速率。由于螺旋桨直接连在发动机主轴上，发动机转速的改变，直接引起螺旋桨转速的改变，调节每个螺旋桨的拉力值，获得不同的角速度和加速度，进而调节位置、航速、航姿和高度。

本发明中发动机采用非化油器调速技术，螺旋桨由发动机直接带动调整，而不采用任何中间传动机构。发动机主轴上的磁珠每转到霍尔元件位置，都会诱导霍尔元件会产生一个脉冲信号，该信号经CDI点火器处理后传给飞控，飞控读取测得的发动机转速。

与现有技术相比，本发明具有的有益效果是：

1、发动机转速曲线近似线性，控制精度高（±50rpm），实用性好；

2、发动机响应速度加快（0.1~0.3），机动能力提高；

3、无任何传动或变距机构，结构非常简单，生产、使用和维护成本低廉；

4、由于没有繁琐的机械结构，所以整机质量轻，体积小，易于运输。

附图说明：

图1是基于卡尔曼滤波算法的数据融合算法流程图；

图2是基于联邦滤波器的高度融合算法的高度算法流程图；

图3是调速控制技术的流程图；

图4是四旋翼飞行原理示意图；

图5是六旋翼飞行原理示意图。

具体实施方式：

一种油动多旋翼无人机定桨距变转速控制系统，其组成包括采集系统、控制系统和执行系统；所述采集系统是一种多传感器的控制系统，其组成包括三轴陀螺仪、三轴加速度计、三轴磁力计、气压计、测距传感器、机载GPS和霍尔元件组成；所述控制系统的组成包括飞控板和ECU，所述控制系统由飞控板和ECU组成，主要包括处理器、二次电源和通信接口等硬件部分，以及姿态融合算法、高度融合算法、PID控制算法等软件部分；所述执行系统的组成包括舵机和电喷。

所述油动多旋翼无人机定桨距变转速控制系统的控制方法为所述三轴陀螺仪测量飞机机体绕三个轴向的旋转角速率值；所述三轴加速度计测量飞机机体沿三个轴向的加速度；所述三轴磁力计测量飞机机体相对于三个轴的磁偏角；所述气压计和测距传感器测量无人机的飞行高度；所述机载GPS测量无人机的三维坐标；所述霍尔元件发送无人机发动机转速信号至飞控板，飞控板读取测得发动机转速；通过多种传感器的信息融合和校正，飞控板得到无人机的位置、航速、航姿及高度信息，通过将这些信息与期望值相比，决定是否调节发动机转速；若需要调节发动机转速，飞控板发送控制指令，一路给舵机控制风门，调节进气量，一路给ECU发送信号控制电磁继电器和油压调节器，从而调节进油量；所述进气量和进油量的改变导致油气总量的改变，从而改变发动机的转速；所述电喷用于提高发动机的响应速率。

上述所述的控制系统应用于多发直驱定浆距变转速系统，所述多发直驱定浆距变转速系统包括若干发动机和相同数量的螺旋桨，其中每一个发动机独立的直接驱动一个螺旋桨，每一个螺旋桨的浆距固定。通过改变发动机的转速可以精确实时地控制无人机的航姿、位置、航速和高度。此多发直驱定浆距变转速系统适用于任何燃油动力多旋翼无人机。由于螺旋桨直接连在发动机主轴上，发动机转速的改变，直接引起螺旋桨转速的改变，调节每个螺旋桨的拉力值，获得不同的角速度和加速度，进而调节位置、航速、航姿和高度。

多旋翼系统的数学模型包含四个方程组:力方程组、力矩方程组、导航方程组和运动方程组。整理在一起得出了系统在悬停或慢速飞行时的非线性数学模型为:

其中x、y、z为机体坐标对地球坐标的位置，、、分别为沿地球坐标系x、y、z方向的速度，、、分别为俯仰角、滚动角和偏航角，、、分别为俯仰角速度、横滚角速度和偏航角速度。

陀螺仪用于测量飞机机体绕三个轴向的旋转角速率值。使用陀螺仪测量旋转角速率时，如果飞机在旋转，测得的值为非零值，飞机不旋转时，测量的值为零。比如，在60度横滚角的飞机上的陀螺仪测得的横滚角速率值为零，同样在飞机做水平直线飞行时，角速率值为零。从理论上讲，如果没有误差的累积，当前的横滚角度就可以通过角速率值的时间积分来估计。但事实上，陀螺仪测量的值会随时间漂移，经过几分钟甚至几秒钟定会累积出额外的误差来，而最终会导致对飞机当前相对水平面横滚角度完全错误的认知。因此，单独使用陀螺仪也无法保持飞机的特定航向。

加速度计用于测量飞机机体沿三个轴向的加速度。借助一个三轴加速度计可以测得一个飞机机体相对地球表面的运动方向，但是一旦飞行平台运动起来，情况就会变得复杂的多。如果飞行平台做自由落体，加速度计测得的加速度值为零。如果飞行平台朝某个方向做加速度运动，各个轴向加速度值会含有重力产生的加速度值，使得无法获得真正的加速度值。例如，安装在60度横滚角飞机上的三轴加速度计会测得2G的垂直加速度值，而事实上飞机相对地区表面是60度的倾角。因此，单独使用加速度计无法使飞机保持一个固定的航向。

磁力计用来测量飞机机体沿三个轴向的磁场强度。据此，能结算出机体相对于地磁场的偏角。因为磁北极和地理上的北极并不重合，通常它们之间有11°左右的夹角，所以还需要经过相关换算才能得到飞机机体的瞬时航向角。

陀螺仪的强项在于测量设备自身的旋转运动。对设备自身运动更擅长，但不能确定设备的方位。加速计的强项在于测量设备的受力情况。对设备相对外部参考物（比如地面）的运动更擅长。但用来测量设备相对于地面的摆放姿势，则精确度不高。磁力计的强项在于定位设备的方位。可以测量出当前设备与东南西北四个方向上的夹角。但是三者都不能单独确定飞机的姿态和位置，所以就需要数据融合。本发明中采用基于卡尔曼滤波算法的数据融合算法，如图1所示。

无人机的飞行高度一般是通过气压计测量得到的，但是由于存在大气压力分布不均匀的因素，气压计的测量值会因此而产生一定的误差，不能保证准确的测量值。GPS定位系统的使用能够提高多旋翼无人机器高度的测量精度。但是GPS的定位的方式不是主动的，如果GPS系统突然关闭或连接不流畅时，会使多旋翼无人机定位系统出现故障或者无法使用。测距传感器能够准确测定高度，但是容易受到气雾或者尘土的影响，引起测量误差。在无人机飞行控制系统中利用加速度计，通过对速度在时间上的积分，能够准确的反映飞行高度。因此，合理利用多种高度传感器的测量信息，基于信息融合理论，可以得到一种低成本，高准确度和高可靠性的高度测量方法。

为了解决多旋翼无人机高度控制的这个缺点，本发明采用联邦滤波器设计最优融合系统。在一般的飞行状况下，假设气压计、陀螺仪、捷联加速度计的数据输出与系统输出同步，把周期设置为相同的固定值，并且根据不同频率的滤波器来响应设计不同的子滤波器，把数据输出频率相近的传感器放在一起，频率相差大的分开放置，这样就能实现系统的最佳状态，使整个系统具有优良的可控制性和可测量性。本发明中采用基于联邦滤波器的高度融合算法，如图2所示。

本发明中发动机采用非化油器调速技术，螺旋桨由发动机直接带动调整，而不采用任何中间传动机构。发动机主轴上的磁珠每转到霍尔元件位置，都会诱导霍尔元件会产生一个脉冲信号，该信号经CDI点火器处理后传给飞控，飞控读取测得的发动机转速。

如前所述，通过多传感器的信息融合，飞控可以得到飞机机体目前的位置、航速航姿和高度信息，通过与期望值对比，决定是否调节发动机转速。如果需要则发送控制指令，一路给舵机控制风门，调节进气量，一路给ECU控制电磁继电器和油压调节器，调节进油量。进气量和进油量的改变导致油气总量的改变，从而改变发动机的转速。由于螺旋桨直接连在发动机主轴上，发动机转速的改变，直接引起螺旋桨转速的改变，调节每个螺旋桨的拉力值，获得不同的角速度和加速度，进而精确实时地调节位置、航速、航姿和高度如图3所示。

实例一：

四旋翼飞行器是一种六自由度的垂直起降无人机，因此非常适合静态和准静态条件下飞行。但是，从另一方面来说，四旋翼飞行器有四个输入力，同时却有六个输出，所以它又是一种欠驱动系统（欠驱动系统是指少输入多输出系统）。通常的无人直升机具有倾角可以变化的螺旋桨，而四旋翼飞行器与此不同，它的前后和左右两组螺旋桨的转动方向相反，并且通过改变螺旋桨速度来改变升力，进而改变四旋翼直升机的姿态和位置。

四旋翼飞行器的发动机1和发动机3逆时针旋转的同时，发动机2和发动机 4顺时针旋转，因此当飞行器平衡飞行时，陀螺效应和空气动力扭矩效应均被抵消。

如图4所示，发动机1和发动机3作逆时针旋转，安装正桨，发动机2和发动机 4作顺时针旋转，安装反桨，规定沿 x轴正方向运动称为向前运动，箭头在旋翼运动平面的上方表示此发动机转速提高，在旋翼运动平面的下方表示此发动机转速下降。

（1）垂直运动：如图4中（a）所示，当需要升高时，飞控发送控制指令，同时增大每个发动机的进气量和喷油量，使得每个发动机的转速增大，从而直接引起对应螺旋桨拉力的增大，当总拉力足以克服整机的重量时，四旋翼飞行器便离地垂直上升；反之，同时减小每个发动机的进气量和喷油量，每个发动机转速减小，从而直接引起对应螺旋桨拉力的减小，直至平衡落地，此即沿 z轴的垂直运动。当忽略外界扰动并且四旋翼升力等于飞行器自重时，飞行器便保持悬停状态；

（2）俯仰运动：如图4中（b）所示，发动机 1和发动机4的油气总量增大，转速增大，发动机 2和3 的油气总量减小，转速减小。由于旋翼1和4 的合升力上升，旋翼2和 3 的合升力下降，产生的不平衡力矩使机身绕 y 轴旋转，同理，当发动机 1和发动机4 的油气总量减小，转速减小，发动机 2和3的油气总量增大，转速增大，机身便绕y轴向另一个方向旋转，实现飞行器的俯仰运动。

（3）滚转运动：如图4中（c）所示，发动机 1和发动机2的油气总量增大，转速增大，发动机 3和4 的油气总量减小，转速减小。由于旋翼1和2 的合升力上升，旋翼3和4 的合升力下降，产生的不平衡力矩使机身绕x 轴旋转，同理，当发动机 1和发动机2 的油气总量减小，转速减小，发动机 3和4的油气总量增大，转速增大，机身便绕y轴向另一个方向旋转，实现飞行器的俯仰运动。

（4）偏航运动：如图4中（d）所示，旋翼转动过程中由于空气阻力作用会形成与转动方向相反的反扭矩，为了克服反扭矩影响，可使四个旋翼中的两个正转，两个反转，且对角线上的各个旋翼转动方向相同。反扭矩的大小与旋翼转速有关，当四个发动机转速相同时，四个旋翼产生的反扭矩相互平衡，四旋翼飞行器不发生转动；当四个发动机转速不完全相同时，不平衡的反扭矩会引起四旋翼飞行器转动。当发动机 1和发动机 3 的油气总量增大，转速上升，发动机 2 和发动机 4 的油气总量减少，转速下降时，旋翼 1和旋翼3对机身的合反扭矩大于旋翼2和旋翼4对机身的合反扭矩，机身便在富余反扭矩的作用下绕 z轴转动，实现飞行器的偏航运动，转向与发动机 1、发动机3的转向相反。

（5）前后运动：如图4中（e）所示，要想实现飞行器在水平面内前后、左右的运动，必须在水平面内对飞行器施加一定的力。增加发动机2和 3的油气总量，使转速增大，合拉力增大，相应减小发动机 1和4的油气总量，使转速减小，合拉力减小，并保持反扭矩平衡。飞行器首先发生一定程度的倾斜，从而使旋翼拉力产生水平分量，因此可以实现飞行器的前飞运动。向后飞行与向前飞行正好相反；

（6）倾向运动：如图4中（f）所示，由于结构对称，所以倾向飞行的工作原理与前后运动完全一样。

实例二：

本实施例选用六旋翼飞行器，其发动机数量为6个，其它内容与具体实施方式一相同。下面以六旋翼飞行器的前后运动为例进行说明：

前后运动：要想实现飞行器在水平面内前后、左右的运动，必须在水平面内对飞行器施加一定的力。如图5所示，增加发动机3和 4的油气总量，使转速增大，合拉力增大，相应减小发动机 1和6的油气总量，使转速减小，合拉力减小，并保持发动机2和5的转速不变，且反扭矩平衡。飞行器首先发生一定程度的倾斜，从而使旋翼拉力产生水平分量，因此可以实现飞行器的前飞运动。向后飞行与向前飞行正好相反。

以上实例仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明保护范围之内。

Claims (5)

1.一种油动多旋翼无人机定桨距变转速控制系统，其特征在于，其组成包括采集系统、控制系统和执行系统；所述采集系统是一种多传感器的控制系统，其组成包括三轴陀螺仪、三轴加速度计、三轴磁力计、气压计、测距传感器、机载GPS和霍尔元件组成；所述控制系统的组成包括飞控板和ECU；所述执行系统的组成包括舵机和电喷。

2.根据权利要求1所述的一种油动多旋翼无人机定桨距变转速控制系统，其特征在于，所述油动多旋翼无人机定桨距变转速控制系统的控制方法为所述三轴陀螺仪测量飞机机体绕三个轴向的旋转角速率值；所述三轴加速度计测量飞机机体沿三个轴向的加速度；所述三轴磁力计测量飞机机体相对于三个轴的磁偏角；所述气压计和测距传感器测量无人机的飞行高度；所述机载GPS测量无人机的三维坐标；所述霍尔元件发送无人机发动机转速信号至飞控板，飞控板读取测得发动机转速；通过多种传感器的信息融合与校正，飞控板得到无人机的位置、航速、航姿及高度信息，通过将这些信息与期望值相比，决定是否调节发动机转速；若需要调节发动机转速，飞控板发送控制指令，一路给舵机控制风门，调节进气量，一路给ECU发送信号调节进油量；所述进气量和进油量的改变导致油气总量的改变，从而改变发动机的转速；所示电喷用于提高发动机的响应速率。

3.根据权利要求1或2所述的一种油动多旋翼无人机定桨距变转速控制系统，其特征在于，对于任何一个具有响应慢和非线性等特性的航模发动机，均可以根据大量的飞行试验中获得的有关PID控制参数优化的规则加以控制，达到实时精确地调整转速的目的；控制算法中采用插补、逼近和拟合等方法将非线性的转速曲线进行线性化，采用电子喷射和拉杆油门等提高发动机响应速度；通过改变脉宽等参数改变发动机转速，并通过实时的监控和反馈，可以校正和补偿发动机转速，进而精确实时地控制无人机的航姿、航速、位置和高度。

4.根据权利要求1或2所述的一种油动多旋翼无人机定桨距变转速控制系统，其特征在于，所述控制系统应用于多发直驱定浆距变转速系统，所述多发直驱定浆距变转速系统包括若干发动机和相同数量的螺旋桨，其中每一个发动机独立的直接驱动一个螺旋桨，每一个螺旋桨的浆距固定。

5.根据权利要求4所述的一种油动多旋翼无人机定桨距变转速控制系统，其特征在于，所述多发直驱定浆距变转速系统的螺旋桨直接连在发动机主轴上，发动机转速的改变，直接引起螺旋桨转速的改变，调节每个螺旋桨的拉力值，获得不同的角速度和加速度，进而调节位置、航速、航姿和高度。