CN106114854A - 一种无人驾驶航空器 - Google Patents

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Abstract

一种无人驾驶航空器，包括：航空器主体；固定翼和多个旋翼，固定翼固定在航空器主体的两侧，多个旋翼通过旋翼支撑部分别固接在固定翼的两侧；机载传感器系统，其用于采集航空器的航行数据；飞控系统，其与机载传感器系统连接，用于根据航行数据调节固定翼和/或多个旋翼的状态，从而调节航空器的航行状态。该无人驾驶航空器旋翼轴无需相对机翼转动，因此也就无需配置控制调节旋翼轴转动的复杂的机械部件，相较于现有的倾转旋翼航空器，本航空器的结构更加简单、重量更轻，该航空器采用一套动力装置来满足垂直起降和固定翼模态巡航的功能，相较于现有的航空器，其能够提供更大的重量满足任务载荷和航程航时要求。

Description

一种无人驾驶航空器
技术领域
本发明涉及航空器技术领域，具体地说，涉及一种无人驾驶航空器。
背景技术
由于四轴飞行器具有体积小、重量轻以及携带方便等优点，四轴飞行器在多种领域得到了越来越广泛的应用。四轴飞行器能够轻易进入人类无法进入的特殊环境，因此除了被用来制作模型外，四轴飞行器还可以被用来执行航拍取景、实时监控以及地形勘探等飞行任务。
然而，四轴飞行器也存在着诸多缺点，例如，四轴飞行器的速度低、航时以及航程短，这使得四轴飞行器无法适用于对高速度以及高续航有严格要求的应用场景。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供了一种无人驾驶航空器，所述航空器包括：
航空器主体；
固定翼和多个旋翼，所述固定翼固定在所述航空器主体的两侧，所述多个旋翼通过旋翼支撑部分别固接在所述固定翼的两侧；
机载传感器系统，其用于采集所述航空器的航行数据；
飞控系统，其与所述机载传感器系统连接，用于根据所述航行数据调节所述固定翼和/或多个旋翼的状态，从而调节所述航空器的航行状态。
根据本发明的一个实施例，所述飞控系统根据垂平过渡飞行调节模型来将所述航空器由垂直飞行状态调整为水平巡航状态，在所述垂平过渡飞行调节模型中，所述飞控系统配置为通过对所述多个旋翼的转速进行差动控制使得航空器的机头由垂直于水平面逐渐拉低至水平，同时通过增大旋翼的转速将所述航空器的航行速度提升至预设水平巡航速度。
根据本发明的一个实施例，所述飞控系统配置为根据平垂过渡飞行调节模型来将所述航空器由水平巡航状态调整为垂直飞行状态，其中，所述平垂过渡飞行调节模型为所述垂平过渡飞行调节模型的逆过程。
根据本发明的一个实施例，当所述航空器处于垂直飞行状态和/或悬停状态时，所述飞控系统根据旋翼调节模型调节所述多个旋翼和固定翼的状态，以由所述多个旋翼来为所述航空器提供主升力；
当所述航空器处于水平巡航状态时，所述飞控系统根据固定翼调节模式调节所述多个旋翼和固定翼的状态，以由所述固定翼来为所述航空器提供主升力。
根据本发明的一个实施例，在所述旋翼调节模式中，所述飞控系统配置为：
根据接收到的航行指令和所述机载传感器系统检测到的航空器的当前位置信息生成第一电机控制指令和姿态角指令；
根据所述姿态角指令和所述机载传感器系统检测到的航空器的当前姿态信息生成第二电机控制指令；
根据所述第一电机控制指令和第二电机控制指令控制所述多个旋翼的运行状态，从而对所述航空器的位置以及姿态进行调节。
根据本发明的一个实施例，在所述旋翼调节模式中，所述飞控系统配置为通过分别控制各个旋翼的转速来调节航空器的位置以及姿态。
根据本发明的一个实施例，所述固定翼调节模型包括高度控制模型，在所述高度控制模型中，所述飞控系统配置为：
根据所述航空器的实际高度和期望高度，计算高度偏差量；
根据所述高度偏差量，利用第一预设PID调节器生成第一控制信号；
根据所述第一控制信号和所述航空器的实际垂直速度，生成第二控制信号；
利用所述第二控制信号控制所述航空器的舵面角度，以调节所述航空器的飞行高度。
根据本发明的一个实施例，在所述高度控制模型中，所述飞控系统还配置为根据所述第二控制信号生成旋翼控制信号，并利用所述旋翼控制信号控制各个旋翼的转速。
根据本发明的一个实施例，所述固定翼调节模型还包括速度控制模型，在所述速度控制模型中，所述飞控系统配置为：
根据所述航空器的实际速度和期望速度，计算速度偏差量；
根据所述速度偏差量，利用第二预设PID调节器生成第三控制信号；
利用所述第三控制信号控制各个旋翼的转速。
根据本发明的一个实施例，在对各个旋翼的转速进行调节时，各个旋翼的转速的增大量和/或减小量相同。
现有垂直起降固定翼续航无人机一般有两种类型。一种是配置倾转旋翼，这种无人机存在大型化并且结构复杂的问题，同时这种无人机难以维护使用并且故障率高；另一种是配置旋翼和向前推动动力系统共计两套动力系统，这种无人机是将两种动力系统进行简单叠加，降低了有效载荷和燃油的重量，航程航时与旋翼机比指标得不到明显提高。
而本发明所提供的无人驾驶航空器旋翼轴无需相对机翼转动，因此也就无需配置控制调节旋翼轴转动的复杂的机械部件，相较于现有的倾转旋翼航空器，本实施例所提供的航空器的结构更加简单、重量更轻。同时，本发明所提供的无人驾驶航空器采用一套动力装置(即旋翼及其对应的电动机)来满足垂直起降和固定翼模态巡航的功能，相较于现有的航空器，其能够提供更大的重量满足任务载荷和航程航时要求。
本发明所提供的无人驾驶航空器将垂直起降技术与固定翼飞机常规控制相结合，其既具有直升机的垂直起降和悬停能力，又具有固定翼无人机的速度快、航程远的特点。而现有的无人机或有人机均是只具备其中一种优点，例如直升机具备垂直起降能力但是器速度低、航时以及航程短，而具备速度、航时以及航程优势的固定翼飞机则需要机场跑到或者复杂的发射回收设备。
本发明所提供的无人驾驶航空器在使用的过程中，由于在起飞和降落阶段能够进行垂直起降，因此该航空器可以在大多数舰船上或者不具备机场跑道条件的场合(例如岛屿等)，便于军民广泛需求。
同时，在高速航行阶段，该无人驾驶航空器能够利用固定翼来进行航行，因此其能够像现有的固定翼飞机那样具有航程大、续航时间长的优点，这样航空器也就可以快速飞抵目标上空。此外，当航空器飞抵目标上空后，其还能够利用其旋翼进行定点悬停作业或巡航。由此可以看出，该无人驾驶航空器特别适合侦查、测绘、巡逻以及其他任务的需要。
本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要的附图做简单的介绍：
图1是根据本发明一个实施例的无人驾驶航空器的主视图；
图2是根据本发明一个实施例的无人驾驶航空器的侧视图；
图3是根据本发明一个实施例的无人驾驶航空器的俯视图；
图4是根据本发明一个实施例的旋翼的旋转示意图；
图5是根据本发明一个实施例的无人驾驶航空器的电气结构示意图；
图6是根据本发明一个实施例的无人驾驶航空器的机载传感器系统的结构示意图；
图7是根据本发明一个实施例的无人驾驶航空器的动力与动作系统的结构示意图；
图8是根据本发明一个实施例的无人驾驶航空器的飞行过程示意图；
图9是根据本发明一个实施例的旋翼调节模型的示意图；
图10是根据本发明一个实施例的无人驾驶航空器的姿态控制示意图；
图11是根据本发明一个实施例的固定翼调节模型中航空器高度控制回路的电路示意图；
图12是根据本发明一个实施例的固定翼调节模型中航空器速度控制回路的电路示意图；
图13和图14是根据本发明一个实施例的无人驾驶航空器的飞行过程的飞控流程图。
具体实施方式
以下将结合附图及实施例来详细说明本发明的实施方式，借此对本发明如何应用技术手段来解决技术问题，并达成技术效果的实现过程能充分理解并据以实施。需要说明的是，只要不构成冲突，本发明中的各个实施例以及各实施例中的各个特征可以相互结合，所形成的技术方案均在本发明的保护范围之内。
同时，在以下说明中，出于解释的目的而阐述了许多具体细节，以提供对本发明实施例的彻底理解。然而，对本领域的技术人员来说显而易见的是，本发明可以不用这里的具体细节或者所描述的特定方式来实施。
另外，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。
现有垂直起降固定翼续航无人机一般有两种类型。一种是配置倾转旋翼，这种无人机存在大型化并且结构复杂的问题，同时这种无人机难以维护使用并且故障率高；另一种是配置旋翼和向前推动动力系统共计两套动力系统，这种无人机是将两种动力系统进行简单叠加，降低了有效载荷和燃油的重量，航程航时与旋翼机相比指标得不到明显提高。
为了解决现有技术中存在的上述缺陷，本发明提供了一种新的垂直起降固定翼无人驾驶航空器。该无人驾驶航空器既有直升机的垂直起降和悬停能力，又具有固定翼飞机的速度快、航程远的特点。
图1、图2以及图3分别示出了本实施例中该无人驾驶航空器的主视图、侧视图以及俯视图。
根据图1至图3可以看出，本实施例所提供的无人驾驶航空器优选地包括：航空器主体101、固定翼102、若干主起落架103以及多个旋翼。其中，固定翼102固定在航空器主体101的两侧，本实施例中，固定翼102优选地设置有一组升降副翼107和两组滚转副翼(即第一滚转副翼106a和第二滚转副翼106b)。
如图1所示，升降副翼107、第一滚转副翼106a和第二滚转副翼106b均形成在固定翼102的纵向(即y方向)末端(即固定翼102远离机头的一端)，同时，第一滚转副翼106a和第二滚转副翼106b分布在升降副翼107的两侧。其中，升降副翼107用于在航空器航行过程中通过副翼舵面的摆动来控制航空器主体的倾角，滚转副翼用于在航空器航行过程中通过两组副翼舵面的摆动来实现航空器的滚转。
需要指出的是，在本发明的其他实施例中，升降副翼以及滚转副翼还可以设置在其它合理位置，同时，升降副翼以及滚转副翼的数量也可以设置为其它合理值，本发明不限于此。
本实施例中，主起落架103与旋翼支撑部109连接，其对称设置在航空器主体101的两侧并沿航空器主体101的首尾方向延伸。当航空器处于降落状态(即停止在地面上)时，主起落架103对航空器起到支撑作用，使得航空器主体101和固定翼102能够垂向树立于水平支撑面上。
同时，为了更好地起到支撑航空器主体的作用，本实施例中，主起落架103还相对于固定翼102对阵分布，即航空器主体101同一侧的两个主起落架103分别对称分布在该侧固定翼102的两侧。
本实施例中，主起落架103与旋翼支撑部109优选地采用一体形成的方式制成。当然，在本发明的其他实施例中，主起落架103与旋翼支撑部109之间还可以采用其他合理的连接方式进行固接，本发明不限于此。
同时，还需要指出的是，在本发明的不同实施例中，为了减小航空器在降落时所受到的冲击力，主起落架103还可以配置相应的缓冲装置(例如液压缓振器等)，本发明同样不限于此。
从上述描述中可以看出，本实施例所提供的无人驾驶航空器采用了无尾布局的方式，其在航空器主体的尾部并没有像现有的航空器那样配置垂直尾翼，而是利用主起落架103来在航空器飞行过程中充当垂直尾翼，以此来未定航空器航向。通过这种方式，可以有效简化航空器的结构，减轻航空器的整体结构质量。
如图1至图3所示，对于本实施例所提供的无人驾驶航空器来说，在固定翼102的横向(即x方向)末端分别形成有辅助起落架109。其中，辅助起落架109在航空器处于降落状态(即停止在地面上)时能够起到辅助支撑的作用，具体地，当航空器主体沿横向出现倾斜(即在图1中向左或向右倾斜)时，辅助起落架109在接触到地面后会对航空器主体101进行支撑，从而避免航空器主体过于倾斜而出现倒塌的情况。
本实施例中，当航空器处于飞行状态时，辅助起落架109还能够起到减小下洗气流、提高升力的作用。需要指出的是，在本发明的不同实施例中，辅助起落架109的具体形状以及尺寸可以根据实际需要配置为不同的形状和尺寸，本发明不限于此。
从图1至图3中可以看出，本实施例所提供的无人驾驶航空器优选地包含结构相同的四组旋翼，其中各组旋翼均包含驱动电机104和螺旋桨105。其中，驱动电机104与对应的旋翼支撑部109固接，驱动电机104能够驱动安装于其上的螺旋桨105旋转，从而为航空器提供动力。
本实施例中，这四组旋翼对阵分布在固定翼的两侧。具体地，如图3所示，分别对应于第一旋翼和第三旋翼的第一螺旋桨105a和第三螺旋桨105c对称分布在第一固定翼(即图3中航空器主体左侧的固定翼)的两侧，分别对应于第二旋翼和第四旋翼的第二螺旋桨105b和第四螺旋桨105d对称部分在第二固定翼(即图3中航空器主体右侧的固定翼)的两侧。
当然，在本发明的其他实施例中，航空器所包含的旋翼的组数还可以为其他合理值，同时，旋翼还可以采用其他合理方式来进行驱动(例如采用使用化石燃料的发动机等)，本发明不限于此。
本实施例中，当旋翼正常工作时，相邻的两个旋翼的螺旋桨会处于对旋状态。例如，如图4所示，第一螺旋桨105a和第四螺旋桨105d均处于顺时针旋转状态，而第二螺旋桨105b和第三螺旋桨105c则处于逆时针旋转状态。这样由于这四组旋翼的对阵结构，旋翼的扭矩将相互抵消，从而使得航空器保持稳定。
再次如图1至图3所示，本实施例所提供的无人驾驶航空器还包括设备仓108。其中，设备仓108中设置有图像监测器等设备，当航空器处于水平航行状态时，设备仓108将位于航空器主体的101的下侧，这样设备仓108内的设备便可以朝向地面，这样便于监测地面目标。
本实施例所提供的无人驾驶航空器创造性地采用了四旋翼推进结构与常规固定翼布局相结合的机体结构设计，其起降过程主要采用四组旋翼来提供升力，而其他飞行状态主要依靠复合控制来采用四组旋翼或固定翼来提供升力。同时，该航空器的动力装置只有旋翼，并没有额外的动力结构，也没有倾转结构，因此相较于现有的航空器，其结构更加简单。
图5示出了本实施例所提供的无人驾驶航空器的电气系统的结构示意图。
如图5所示，本实施例所提供的航空器的电气系统优选地包括：机载传感器系统501、数据通信系统502、飞控系统503以及动力与动作系统504。其中，机载传感器系统501用于采集航空器的航行数据，其能够将所采集到的航行数据传输给与之电连接的飞控系统503，以由飞控系统503根据接收到的航行数据调节航空器的航行状态。
具体地，如图6所示，本实施例中，机载传感器系统501优选地包括：惯导测量单元501a、无线电高度表501b、气压高度表501c、空速计501d以及GPS接收机501e。其中，惯导测量单元501a优选地包括：三轴加速度计、三轴陀螺和三轴磁力计等设备。飞控系统503对机载传感器系统501所采集到的航行数据进行处理后，便可以得到航空器的飞行姿态、姿态角速度、飞行速度、经纬度和高度等信息，进而根据这些信息来对航空器的飞行状态进行调整。
需要指出的是，在本发明的其他实施例中，机载传感器系统501所包含的器件既可以仅包含以上所列项中的任一项或几项，也可以包含其他未列出的合理器件，抑或是以上所列项中的任一项或几项与其他未列出的合理项的组合，本发明不限于此。
图7示出了本实施例中无人驾驶航空器中的动力与动作系统504的电路结构示意图。
如图7所示，本实施例中，动力与动作系统504优选地包括：电源模块701、信号调节电路702、驱动电机104、滚转副翼106以及升降副翼107。其中，电源模块701用于为航空器中各个用电器件提供电能。
具体地，本实施例中，电源模块701包括：发动机701a和发电机701b。其中，发动机701a与发电机701b轴接，这样设置于航空器机身内部的发动机701a也就可以作为能源装置带动发电机701b运行，从而使得发电机701b产生电能。信号调节电路702b与发电机701b电连接，其能够对发电机701b传来的电信号进行调节处理，从而生成相应的电信号并将这些电信号对应传输给驱动电机104、升降副翼107以及滚转副翼106，从而控制驱动电机104的转速以及升降副翼107和滚转副翼106的偏转角。
如图7所示，电源模块701还包括蓄电池701c，蓄电池701c与信号调节电路701c电连接，其能够将自身存储的电能传输给信号调节电路702，并最终为航空器中的各个用电器件提供自身运行所需的电能。本实施例中，优选地，在需要的情况下，发电机701b所产生的电能可以传输到蓄电池701c，从而为蓄电池701c进行充电。
从上述描述中可以看出，本实施例所提供的航空器采用了两组供电装置(其中一组为电动机701a与发电机701b构成的供电装置，另一组为蓄电池701c构成的供电装置)来为航空器内部的用电器件供电。需要指出的是，在本发明的其他实施例中，还可以仅采用其中一组供电装置来为用电器件供电。这样可以有效减少航空器的器件数量、简化航空器结构，同时还能够降低航空器的整体重量。
再次如图5所示，本实施例所提供的无人驾驶航空器还包括数据通信系统502。其中，数据通信系统502与飞控系统503连接，其能够接收外部传来的控制指令，并将该控制指令传输给飞控系统503，以由飞控系统503根据该控制指令调整航空器的飞行状态。
同时，还需要指出的是，在本发明的其他实施例中，无人驾驶航空器的电气系统还可以包含其他合理模块，本发明不限于此。例如在本发明的一个实施例中，航空器的电气系统还可以包含导引助降子系统等，同时，与无人驾驶航空器配合使用的还有设置于地面或舰船上的地面站子系统等。其中，导引助降子系统用于引导航空器降落在地面或舰船的指定位置，而地面站子系统则可以通过通讯系统502向航空器发送相应的指令来控制航空器的航行状态。
本实施例所提供的无人驾驶航空器采用了拉力矢量多旋翼模态与固定翼模态复合控制的方式来控制航空器的飞行状态，其采用了旋翼轴固定向前、航空器尾坐式起飞降落方案。即，航空器在起飞前和降落后，航空器均是由主起落架支撑的，此时航空器的头部垂直朝上，而航空器的尾部垂直朝下，从而形成尾坐式的支撑状态。而航空器在起飞、航行以及降落阶段，其旋翼轴均是固定向前(即指向航空器头部)的，旋翼轴与固定翼之间并不会发生相对转动。
本实施例所提供的无人驾驶航空器为拉力换向式垂直起降航空器。该航空器以多旋翼模式尾坐式起飞，旋翼产生的升力与来自飞控系统的控制信号(即电机接收到的PWM波的占空比)呈非常好的线性关系，因此也就可以将旋翼构成的动力系统模型视为一线性模型，这大大方便了控制程序的设计。
旋翼的动力来源比较简单，即四个旋翼旋转产生的拉力和力矩。如果忽略旋翼安装非垂直的问题，在机体坐标系下旋翼的受力情况的表达形式很直观，即：
F → B = 0 0 Σ i = 1 4 F i - - - ( 1 )
其中，表示机体的升力，Fi表示第i组旋翼产生的升力。
根据不同坐标系间的旋转矩阵，也就可以将四旋翼的受力转化到不同的坐标系中，以用于对无人驾驶航空器的飞行状态进行控制。
具体地，由图8所示的本实施例所提供的无人驾驶航空器的飞行过程的实线飞行过程可知，该航空器首先从地面垂直起飞(即航空器机头沿y轴方向)，此时航空器利用旋翼来提供主要升力。在达到允许高度后，以多旋翼模态(即利用多个旋翼提供主要升力)进行横向加速。四组旋翼同时通过差动控制产生低头力矩，同时控制升降副翼也产生低头力矩。其中，各个旋翼以及升降副翼的作用的大小可以根据飞行速度和姿态进行复合控制律解算，并根据解算结果进行旋翼和升降副翼舵面的控制量分配。
在低头力矩的作用下，航空器的机头逐渐拉低，机身逐渐趋于水平。在此过程中，飞控系统同时通过调节旋翼的转速来增大航空器的空速，并最终达到水平巡航速度。在水平巡航速度下，航空器将进入固定翼模式平飞(即航空器机头沿x轴方向)。由于在平飞过程中航空器的航行速度较大，因此其可以利用固定翼来提供主要升力。
同理，在降落过程中，航空器首先爬升，并使得机头竖直向上(即垂直于水平面向上)，这一过程也就是通过旋翼以及升降副翼的复合控制来使得航空器从固定翼模态转换为旋翼模态。在旋翼模态下，航空器通过调节旋翼的转速来调节旋翼所产生的升力，从而缓慢下降高度直至着陆。
需要指出的是，在本发明的其他实施例中，无人驾驶航空器还可以采用其他合理的方式来进行航行，本发明不限于此。例如在本发明的一个实施例中，该无人驾驶航空器在进行垂直飞行模式和水平巡航飞行模式之间的切换时，还可以采用失速垂平飞行模式来进行过渡。
如图8所示，在失速水平飞行模式中(即如图8中的虚线所示)，当航空器垂直飞行到达一定高度后，飞控系统将通过调节旋翼的转速来控制机身翻转90度。此时由于空速较小，因此无人驾驶航空器将由于失速而处于下坠状态，这样航空器也就可以利用重力做俯冲加速。在俯冲加速过程中，随着航空器空速的增大，固定翼所提供的升力将逐渐增大并最终能够使得航空器处于水平巡航状态。
本实施例中，在对航空器的飞行状态进行控制时，飞控系统通常将整个航空器的数学模型分解为纵向子系统和侧向子系统。其中，在过渡飞行过程中，本实施例所提供的无人驾驶航空器的侧向子系统的滚转角、偏航角和侧滑角等状态量都保持不变，唯有侧向子系统的俯仰角、空速和攻角发生变化。因此为了方便对航空器的控制，本实施例中对过渡飞行模式的航空器数学模型进行了简化处理，忽略航空器的侧向子系统模型并将其作为干扰量来处理，仅分析航空器的纵向系统模型，因此也就将无人驾驶航空器的六自由度模型简化为二自由度模型。
当无人驾驶航空器处于垂直起飞/降落或悬停状态时，本实施例所提供的无人驾驶航空器的飞控系统将根据旋翼调节模式来调节旋翼和固定翼的状态，以由旋翼来为整个航空器提供主升力。
当无人驾驶航空器处于垂直起飞/降落或悬停状态时，航空器的机头朝上，其俯仰角接近90度。在这种飞行模式下，航空器的飞行速度相对比较低，副翼操作舵面的作用相对比较微弱，因此航空器所有姿态的调节与保持都主要由旋翼来完成，航空器的重管理主要靠旋翼产生的拉力来保持平衡。本实施例中，航空器的垂直飞行模式主要用来实现航空器的垂直起降、悬停以及水平低速机动等。
本实施例中，当航空器处于垂直飞行模式时，定义此时的坐标系X-Y-Z相对于地面静止，X轴和Y轴在水平面内(当航空器处于垂向状态时)，Z轴指向地面，其中X轴指向为垂直于水平面内固定翼翼面。四旋翼绕X轴方向的转动为横滚，绕Y轴方向的转动为俯仰，绕Z轴方向的转动为偏航。姿态角使用欧拉角的定义方式，顺序为横滚-俯仰-偏航。
本实施例中，飞控系统通过改变四个旋翼的总升力来改变无人机在垂直方向上的运动，通过改变螺旋桨之间的升力差来改变垂向姿态，进而改变其在垂直方向的速度和位置。
图9示出了本实施例中旋翼调节模型的示意图。
如图9所示，本实施例中，飞控系统优选地采用内外环的控制方式来对航空器的航行状态进行控制。其中，飞控系统在内循环中主要调整航空器自身的姿态，而在外循环中飞控系统则主要调整航空器在空间坐标系中的位置。
具体地，当飞控系统根据旋翼调节模型来控制航空器的姿态时，其会根据接收到的航行指令以及航空器当前的位置信息生成第一电机控制指令和姿态角指令。根据该姿态角指令，飞控系统会在内循环中调整航空器自身的姿态，其会根据姿态角指令以及航空器当前的姿态信息生成第二电机控制指令。电机将根据第一电机控制指令和第二电机控制指令来调节自身运行状态(例如转速)，而在四旋翼模型中，电机运行状态的改变将带来旋翼运行状态的改变，进而使得航空器的位置以及姿态发生改变。
由于本实施例所提供的无人驾驶航空器采用了四旋翼的对称结构，因此可以将航空器的高度、俯仰、横滚以及偏航之间的关系进行解耦以方便对航空器的运行状态进行控制。
具体地，如图10所示，本实施例中，当航空器需要进行上升时，飞控系统可以通过同时增大各个旋翼的转速来实现，此时四个旋翼将增加相同的升力，这样航空器便将具有向上的加速度，但此时其自身姿态保持不变。
当航空器需要进行俯仰时，飞控系统则会在增大第一旋翼和第二旋翼的转速的同时，减小第三旋翼和第四旋翼的转速。这样第一旋翼和第二旋翼所产生的升力将增大，而第三旋翼和第四旋翼所产生的升力将减小，从而使得航空器在俯仰方向产生一个正向的角加速度。
当航空器需要进行横滚时，飞控系统则会在增大第一旋翼和第四旋翼的转速的同时，减小第二旋翼和第三旋翼的转速。这样第一旋翼和第四旋翼所产生的升力将增大，而第二旋翼和第三旋翼所产生的升力将减小，从而使得航空器产生一个横滚方向的角加速度。
而当航空器需要进行偏航时，飞控系统则会在增大第一旋翼和第三旋翼的转速的同时，减小第二旋翼和第四旋翼的转速。这样第一旋翼和第三旋翼所产生的升力将增大，而第二旋翼和第四旋翼所产生的升力将减小，从而使得航空器产生一个偏航方向的角加速度。
需要指出的是，在上述控制过程中，在改变一个姿态参数的过程中，为了不影响其他姿态参数，在对各个旋翼的转速进行调节时，各个旋翼的转速的增大量和/或减小量优选地保持相同。
航空器在水平飞行模式下，由于其空速较大，因此其宽大的固定翼可以产生足够的升力来平衡自身所受到的重力，从而发挥出高速高效的优点。由于在此过程中航空器主要依靠气动力来平衡重力，因此飞控系统主要根据固定翼调节模型来控制升降副翼和滚转副翼来实现对飞行器航行状态的控制。
图11示出了本实施例中固定翼调节模型中航空器高度控制回路的电路示意图。
如图11所示，本实施例中，飞控系统根据固定翼调节模型对航空器的高度进行控制时，首先会获取到航空器的期望高度Hg，随后对该期望高度Hg进行限幅后计算其与航空器的实际高度H的差值，从而得到高度偏差量ΔH。该高度偏差量ΔH也就是航空器需要改变的高度。
在得到高度偏差量ΔH后，飞控系统将利用第一PID调节器来根据该高度偏差量ΔH生成第一控制信号C1。在得到第一控制信号C1后，飞控系统将根据第一控制信号C1和航空器的实际垂直速度来生成第二控制信号θg。最后将该第二控制信号θg输入俯仰控制回路，便可以得到用于控制升降副翼舵面偏转状态的舵面信号δlon。升降副翼在接收到该舵面信号δlon后，便会将自身的舵面调整为相应的偏转角度，从而控制航空器达到期望高度Hg。
在实际控制过程中，当航空器的升降副翼和滚转副翼发生变化时，航空器的俯仰角和空速都将发生显著的变化。当旋翼的转速恒定时，航空器的控制实际上是自身动能与势能之间的转化，控制范围将受到限制，因此此时必须增加对旋翼转速(即电机转速)的控制来改变航空器的总能量来使得航空器的高度和速度达到期望值。
因此如图11所示，本实施例中，飞控系统在调整航空器的升降副翼的舵面的同时，还会同时调整旋翼的转速。具体地，在得到第二控制信号θg后，飞控系统还会根据第二控制信号θg生成旋翼控制信号δp，从而利用该旋翼控制信号δp控制航空器各个旋翼所对应的电机的转速，进而使得各个旋翼所产生的拉力得到调节，这样也就实现了对航空器速度的调节。
图12示出了本实施例中固定翼调节模型中航空器速度控制回路的电路示意图。
如图12所示，本实施例中，飞控系统根据固定翼调节模型对航空器的速度进行控制时，首先会获取到航空器的期望速度Vg，随后对该期望速度Vg进行限幅后计算其与航空器的实际速度V的差值，从而得到速度偏差量ΔV。
在得到速度偏差量ΔV后，飞控系统将利用第二PID调节器来根据该速度偏差量ΔV来生成第三控制信号C3。在得到第三控制信号C3后，飞控系统将根据第三控制信号C3来生成航空器的旋翼控制信号δp，从而利用该旋翼控制信号δp控制航空器各个旋翼所对应的电机的转速，进而使得各个旋翼所产生的拉力得到调节，这样也就实现了对航空器速度的调节。
正如上述内容所阐述的那样，当航空器的副翼状态保持不变时，旋翼转速的增大或减小都将引起航空器自身俯仰角的变化，进而引起航空器高度的变化。针对这种情况，本实施例中，飞控系统在调整旋翼转速的同时，还会调整升降副翼的状态。具体地，如图12所示，在得到第三控制信号C3后，飞控系统将根据第三控制信号C3生成用于控制升降副翼舵面偏转状态的舵面信号δlon。升降副翼在接收到该舵面信号δlon后，便会将自身的舵面调整为相应的偏转角度。
图13和图14示出了本实施例所提供的无人驾驶航空器的飞控流程图。
如图13所示，当无人驾驶航空器启动后，飞控系统首先进行初始化，并延时预设时长后采集遥控器信号。本实施例中，该遥控器信号是由地面站系统发送的用以控制无人驾驶航空器飞行状态的信号。
当获得遥控器信号后，飞控系统将根据该遥控器信号判断是否存在起飞指令。其中，如果存在起飞指令，则进一步判断当前航空器的高度是否达到预设高度。本实施例中，上述预设高度为表征航空器起飞过程结束的高度，其优选地设置为25cm。需要指出的是，在本发明的不同实施例中，根据无人驾驶航空器的参数以及航行需要，上述预设高度可以设置为其他合理值，本发明不限于此。
如果航空器达到预设高度，那么则表示航空器已经完成了起飞过程。而如果航空器未达到预设高度，那么则表示航空器尚未完成起飞过程，因此此时飞控系统则继续采集遥控器信号，并根据遥控器信号更新航空器的姿态。
在对航空器姿态进行更新的过程中，飞控系统将就判断是否存在起飞指令。如果存在起飞指令，则通过控制旋翼的转速来使得航空器以固定升力起飞，在此过程中，飞控系统仍会持续对航空器的起飞状态进行控制并持续判断航空器是否预设高度。而如果不存在起飞指令，那么飞控系统则会进行航空器姿态控制，并重新判断是否接收到起飞指令。
如图14所示，当航空器完成起飞过程后，飞控系统将继续采集遥控器信号，并根据该遥控器信号判断是否需要切换为手动飞行模式。如果需要切换为手动飞行模式，那么飞控系统则会根据接收到的遥控器信号来获取航空器状态指令，并根据该姿态指令来对航空器的飞行高度以及飞行姿态等飞行状态进行控制。在对航空器飞行状态进行控制的过程中，飞控系统还会根据接收到的遥控器信号来判断是否需要降落。如果需要降落，那么飞控系统则控制航空器转换为旋翼飞行模式，并在满足降落条件的情况下(例如航空器的高度将为0)控制旋翼停转，此时整个控制过程也就结束。
而如果不需要切换为手动飞行模式，那么飞控系统则会利用串口从自身数据存储器读取事先设定的姿态指令，并根据该姿态指令将航空器由旋翼飞行模式转换为固定翼飞行模式，并在固定翼飞行模式下根据具体的控制指令来对航空器的飞行姿态以及飞行高度等飞行状态进行控制。
在对航空器飞行状态进行控制的过程中，飞控系统同样还会根据自身存储的控制指令来判断是否需要降落。如果需要降落，那么飞控系统则控制航空器转换为旋翼飞行模式，并在满足降落条件的情况下(例如航空器的高度将为0)控制旋翼停转，此时整个控制过程也就结束。
现有垂直起降固定翼续航无人机一般有两种类型。一种是配置倾转旋翼，这种无人机存在大型化并且结构复杂的问题，同时这种无人机难以维护使用并且故障率高；另一种是配置旋翼和向前推动动力系统共计两套动力系统，这种无人机是将两种动力系统进行简单叠加，降低了有效载荷和燃油的重量，航程航时与旋翼机比指标得不到明显提高。
而本实施例所提供的无人驾驶航空器旋翼轴无需相对机翼转动，因此也就无需配置控制调节旋翼轴转动的复杂的机械部件，相较于现有的倾转旋翼航空器，本实施例所提供的航空器的结构更加简单、重量更轻。同时，本实施例所提供的无人驾驶航空器采用一套动力装置(即旋翼及其对应的电动机)来满足垂直起降和固定翼模态巡航的功能，相较于现有的航空器，其能够提供更大的重量满足任务载荷和航程航时要求。
本实施例所提供的无人驾驶航空器将垂直起降技术与固定翼飞机常规控制相结合，其既具有直升机的垂直起降和悬停能力，又具有固定翼无人机的速度快、航程远的特点。而现有的无人机或有人机均是只具备其中一种优点，例如直升机具备垂直起降能力但是器速度低、航时以及航程短，而具备速度、航时以及航程优势的固定翼飞机则需要机场跑到或者复杂的发射回收设备。
本实施例所提供的无人驾驶航空器在使用的过程中，由于在起飞和降落阶段能够进行垂直起降，因此该航空器可以在大多数舰船上或者不具备机场跑道条件的场合(例如岛屿等)，便于军民广泛需求。
同时，在高速航行阶段，该无人驾驶航空器能够利用固定翼来进行航行，因此其能够像现有的固定翼飞机那样具有航程大、续航时间长的优点，这样航空器也就可以快速飞抵目标上空。此外，当航空器飞抵目标上空后，其还能够利用其旋翼进行定点悬停作业或巡航。由此可以看出，该无人驾驶航空器特别适合侦查、测绘、巡逻以及其他任务的需要。
应该理解的是，本发明所公开的实施例不限于这里所公开的特定结构或处理步骤，而应当延伸到相关领域的普通技术人员所理解的这些特征的等同替代。还应当理解的是，在此使用的术语仅用于描述特定实施例的目的，而并不意味着限制。
说明书中提到的“一个实施例”或“实施例”意指结合实施例描述的特定特征、结构或特性包括在本发明的至少一个实施例中。因此，说明书通篇各个地方出现的短语“一个实施例”或“实施例”并不一定均指同一个实施例。
虽然上述示例用于说明本发明在一个或多个应用中的原理，但对于本领域的技术人员来说，在不背离本发明的原理和思想的情况下，明显可以在形式上、用法及实施的细节上作各种修改而不用付出创造性劳动。因此，本发明由所附的权利要求书来限定。

Claims (10)

1.一种无人驾驶航空器，其特征在于，所述航空器包括：
航空器主体；
固定翼和多个旋翼，所述固定翼固定在所述航空器主体的两侧，所述多个旋翼通过旋翼支撑部分别固接在所述固定翼的两侧；
机载传感器系统，其用于采集所述航空器的航行数据；
飞控系统，其与所述机载传感器系统连接，用于根据所述航行数据调节所述固定翼和/或多个旋翼的状态，从而调节所述航空器的航行状态。
2.如权利要求1所述的无人驾驶航空器，其特征在于，所述飞控系统根据垂平过渡飞行调节模型来将所述航空器由垂直飞行状态调整为水平巡航状态，在所述垂平过渡飞行调节模型中，所述飞控系统配置为通过对所述多个旋翼的转速进行差动控制使得航空器的机头由垂直于水平面逐渐拉低至水平，同时通过增大旋翼的转速将所述航空器的航行速度提升至预设水平巡航速度。
3.如权利要求2所述的无人驾驶航空器，其特征在于，所述飞控系统配置为根据平垂过渡飞行调节模型来将所述航空器由水平巡航状态调整为垂直飞行状态，其中，所述平垂过渡飞行调节模型为所述垂平过渡飞行调节模型的逆过程。
4.如权利要求1～3中任一项所述的无人驾驶航空器，其特征在于，当所述航空器处于垂直飞行状态和/或悬停状态时，所述飞控系统根据旋翼调节模型调节所述多个旋翼和固定翼的状态，以由所述多个旋翼来为所述航空器提供主升力；
当所述航空器处于水平巡航状态时，所述飞控系统根据固定翼调节模式调节所述多个旋翼和固定翼的状态，以由所述固定翼来为所述航空器提供主升力。
5.如权利要求4所述的无人驾驶航空器，其特征在于，在所述旋翼调节模式中，所述飞控系统配置为：
根据接收到的航行指令和所述机载传感器系统检测到的航空器的当前位置信息生成第一电机控制指令和姿态角指令；
根据所述姿态角指令和所述机载传感器系统检测到的航空器的当前姿态信息生成第二电机控制指令；
根据所述第一电机控制指令和第二电机控制指令控制所述多个旋翼的运行状态，从而对所述航空器的位置以及姿态进行调节。
6.如权利要求5所述的无人驾驶航空器，其特征在于，在所述旋翼调节模式中，所述飞控系统配置为通过分别控制各个旋翼的转速来调节航空器的位置以及姿态。
7.如权利要求4～6中任一项所述的无人驾驶航空器，其特征在于，所述固定翼调节模型包括高度控制模型，在所述高度控制模型中，所述飞控系统配置为：
根据所述航空器的实际高度和期望高度，计算高度偏差量；
根据所述高度偏差量，利用第一预设PID调节器生成第一控制信号；
根据所述第一控制信号和所述航空器的实际垂直速度，生成第二控制信号；
利用所述第二控制信号控制所述航空器的舵面角度，以调节所述航空器的飞行高度。
8.如权利要求7所述的无人驾驶航空器，其特征在于，在所述高度控制模型中，所述飞控系统还配置为根据所述第二控制信号生成旋翼控制信号，并利用所述旋翼控制信号控制各个旋翼的转速。
9.如权利要求7或8所述的无人驾驶航空器，其特征在于，所述固定翼调节模型还包括速度控制模型，在所述速度控制模型中，所述飞控系统配置为：
根据所述航空器的实际速度和期望速度，计算速度偏差量；
根据所述速度偏差量，利用第二预设PID调节器生成第三控制信号；
利用所述第三控制信号控制各个旋翼的转速。
10.如权利要求1～9中任一项所述的无人驾驶航空器，其特征在于，在对各个旋翼的转速进行调节时，各个旋翼的转速的增大量和/或减小量相同。
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