CN107021218A - 一种抗风扰的非平面飞行器及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种抗风扰的非平面飞行器及控制方法，包括机体、多对支撑臂，支撑臂一端固定设置在机体上，另一端设有旋翼，旋翼的旋转平面与机体平面的夹角为旋翼的倾转角，0°<<90°，相邻旋翼组成面‑面或背‑背旋翼对，其中面‑面旋翼对的升力方向相对且均朝向旋翼对之间的空间，背‑背旋翼对的升力方向相背且均远离旋翼对之间的空间，旋翼对中的旋翼倾转角数值相等，旋转方向相反，分别为顺时针旋转和逆时针旋转。本发明的飞行器受到的扭矩可相互抵消，能在空间中独立调节升力与力矩，具有多自由度独立控制能力，可实现姿态转动和平动运动的解耦，从本质上消除了平面式飞行器的欠驱动性；此外，该飞行器较平面式飞行器姿态调整快、抗风扰响应快、在恶劣环境中的存活率高，并且其控制方法简单，装置成本低。

Description

一种抗风扰的非平面飞行器及控制方法

技术领域

本发明涉及一种抗风扰的非平面飞行器及控制方法。

背景技术

旋翼式飞行器能够支持搜索和救援行动，这与其在任意空间的定位能力有极大关系，然而，大多数搜救行动的环境往往极其恶劣，例如灾难现场，危险的野外森林等，飞行器需要对瞬时气动环境变化做出快速响应并迅速对抗剧烈干扰，尤其需要能够抵抗来自任意方向的风扰而正常工作。

目前已有的旋翼飞行器大都采用平面布局结构，如平面四旋翼、六旋翼飞行器，其全部旋翼位于同一个平面或两个平行平面内且旋翼的转轴都指向同一方向。平面式飞行器要对抗环境中的风扰，必须朝着风扰的方向倾斜整个机体，其平飞运动必须依靠姿态角的改变，由升力的水平分量提供平飞所需的驱动力，由升力的垂直分量来克服飞行器机体的重力。由于各个旋翼产生的升力方向相同且相互耦合，平面式旋翼系统只能向飞行器提供一个可调的升力以及三个姿态控制力矩，使得平面式飞行器本质上是一种欠驱动系统。

由于平面式飞行器只能通过姿态改变产生平动飞行的力，其姿态转动和平动运动间存在耦合，严重制约了其机动能力，给飞行器的稳定控制带来了困难。此外，平面旋翼飞行器的控制方法复杂，姿态调整反应慢导致了抗风扰响应慢，难以适应恶劣的工作环境。

发明内容

本发明针对上述现有技术存在的问题做出改进，即本发明所要解决的技术问题是提供一种抗风扰的非平面飞行器及控制方法，飞行器受到的扭矩可相互抵消，能在空间中独立调节升力与力矩，具有多自由度独立控制能力，可实现姿态转动和平动运动的解耦，从本质上消除了平面式飞行器的欠驱动性；此外，该飞行器较平面式飞行器姿态调整快、抗风扰响应快、在恶劣环境中的存活率高，并且其控制方法简单，装置成本低。

为了解决上述技术问题，本发明的技术方案是：一种抗风扰的非平面飞行器，包括机体、多对支撑臂，支撑臂一端固定设置在机体上，另一端设有旋翼，旋翼的旋转平面与机体平面的夹角为旋翼的倾转角，0°<<90°，相邻旋翼组成面-面或背-背旋翼对，其中面-面旋翼对的升力方向相对且均朝向旋翼对之间的空间，背-背旋翼对的升力方向相背且均远离旋翼对之间的空间，旋翼对中的旋翼倾转角数值相等，旋转方向相反，分别为顺时针旋转和逆时针旋转。

进一步地，支撑臂的几何中心线位于同一平面，相邻支撑臂的夹角相等，一对支撑臂的几何中心线位于同一直线。

进一步地，支撑臂通过支撑臂夹紧装置固定在机体上，支撑臂夹紧装置的支撑臂安装孔与支撑臂过盈配合，支撑臂安装孔上标有角度刻度线，支撑臂上标有基准线，基准线沿支撑臂的方向，并与旋翼的旋转平面平行，支撑臂安装时，通过调节基准线对应的角度刻度线实现任意的旋翼倾转角。

进一步地，夹紧板上的角度刻度线标有0°~90°和-90°~0°范围内的角度，其中0°刻度线垂直于机体平面。

进一步地，支撑臂夹紧装置包括两个夹紧板，两个夹紧板对接形成支撑臂安装孔，两个夹紧板均固定连接在机体上，通过螺纹连接实现两个夹紧板间的固定连接以实现支撑臂的固定。

进一步地，旋翼由各自的电机驱动，电机通过电机固定装置与支撑臂固定，电机固定装置包括两个固定板，两个固定板对接形成支撑臂连接孔和电机安装孔，支撑臂连接孔位于电机固定装置的一端，电机安装孔位于电机固定装置的另一端，支撑臂与支撑臂连接孔过盈配合，通过螺纹连接实现两个固定板间的固定连接以实现支撑臂与电机固定装置的固定连接。

进一步地，电机为直流无刷电机，机体底部设置弹性支架，机体内部设有飞行器控制系统、传感器以及电池。

进一步地，支撑臂为三对，旋翼为六个，六个旋翼的位置矩阵P和姿态矩阵O如下：

其中，为旋翼距离机体中心的距离。

所述的抗风扰的非平面飞行器的控制方法，控制非平面飞行器改变旋翼的拉力即调整旋翼转速以对抗环境中的风扰，首先，背-背旋翼对处于初始状态e，面-面旋翼对处于初始状态g，旋翼对中的两个旋翼的升力相等，分别记为和；为了抵抗风扰，分别调整旋翼的转速使飞行器依然处于悬停状态，背-背旋翼对处于调整后的状态f、面-面旋翼对处于调整后的状态h，旋翼对中的旋翼升力分别由、，对于面-面旋翼对，接近风扰的旋翼转速降低，远离风扰的旋翼转速增大；对于背-背旋翼对，接近风扰的旋翼转速增大，远离风扰的旋翼转速降低。

进一步地，对抗风扰的响应时间为旋翼系统中升力一次改变的时间，为背-背旋翼对抵抗风扰的时间，为面-面旋翼对抵抗风扰的时间；

对于背-背旋翼对，

，；

对于面-面旋翼对，

，；

其中，f_wind为风扰的风力，f₁₀为处于初始状态的旋翼对中的接近风扰的旋翼的初始升力，f₂₀为处于初始状态的旋翼对中的远离风扰的旋翼的初始升力，f₁₁为处于调整后的状态的旋翼对中的一个旋翼的升力，f₂₁为处于调整后的状态的旋翼对中的另一个旋翼的升力，g为重力加速度，m为旋翼对的质量。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

（1）该非平面飞行器的成本低，控制简单，可以克服平面多旋翼飞行器的欠驱动性，使姿态转动和平动运动完全解耦，实现了飞行姿态的独立控制，同时，其控制方法可以使非平面飞行器更快对干扰做出响应，迅速抵抗气动环境变化，并能够保持所处的空间位置，尤其提高了飞行器在有风扰下的性能；

（2）本发明提出的抗风扰的非平面飞行器承载能力大，飞行平稳，具有全新的旋翼单元结构布局，具有姿态调整反应快，抗风扰时间短的突出优点；

（3）旋翼倾转角可以进行0°~90°内任意角度调节，不同倾转角使得飞行器中形成了多组面-面和背-背旋翼对，可以对非平面旋翼的倾转角度进行优化，进而提高旋翼对产生的升力，最大化控制非平面飞行器受到的气动干扰；

（4）此外，由于相邻旋翼的转向相反，每个旋翼对机体施加的反扭矩与旋翼转向相反，因此机体受到的扭矩可以相互抵消；每个旋翼由各自的直流无刷电机直接驱动，消除了传动系统的效率损失；每个旋翼与电机构成一个驱动单元，即非平面飞行器具有六个驱动单元，可以保证在最多三个驱动单元失效的情况下继续执行任务或至少可保证安全降落，极大地增加了系统的可靠性；非平面飞行器可以在X、Y、Z轴方向上独立调节力与力矩，具有六自由度独立控制能力，能够实现姿态转动和平动运动的解耦，从本质上消除平面式飞行器的欠驱动性；

（5）非平面飞行器的显著优势还主要体现在可以通过调整旋翼倾转角产生任意方向的升力，相比于平面式飞行器，在不需要倾斜机体的情况下，只需改变一次旋翼升力的大小，即对旋翼转速进行调节便可对抗环境中的风扰，非平面飞行器较平面式飞行器的抗风扰响应时间快，在恶劣环境中的存活率高，其控制方法和装置得到大大简化；

（6）这种抗风扰的非平面飞行器具有独立执行实际任务的能力，其控制方法在军用和民用领域具有非常广阔的应用前景。

附图说明

图1 为本发明实施例的抗风扰的非平面飞行器的结构示意图；

图2 为本发明实施例的飞行器布局原理图；

图3为本发明实施例的图1中面-面旋翼对的结构图；

图4为本发明实施例的图1中背-背旋翼对的结构图；

图5 为本发明实施例的飞行器立体图；

图6 为本发明实施例的飞行器俯视图；

图7 为本发明实施例的飞行器主视图；

图8为本发明实施例的图1中支撑臂夹紧装置的结构图；

图9为本发明实施例的图8中夹紧板的结构图；

图10为本发明实施例的旋翼倾转角调整示意图；

图11为本发明实施例的图1中电机固定装置7结构图；

图12为本发明实施例的图11中固定板的结构图；

图13 为现有技术中平面飞行器的旋翼对抵抗风扰过程；

图14 为本发明实施例的非平面飞行器中背-背旋翼对抵抗风扰过程；

图15 为本发明实施例的非平面飞行器中面-面旋翼对抵抗风扰过程。

图中：1-机体，2-支撑臂，3-旋翼，4-支撑臂夹紧装置，5-弹性支架，6-电机，7-电机固定装置，401-夹紧板，402-螺钉一，403-螺母一，4011-支撑臂夹紧装置固定孔，4012-支撑臂安装孔，4013-夹紧板连接孔，701-固定板，702-螺钉二，703-螺母二，7011-电机安装孔，7012-固定板连接孔，7013-支撑臂连接孔。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步详细的说明。

一种抗风扰的非平面飞行器，包括机体、多对支撑臂，支撑臂一端固定设置在机体上，另一端设有旋翼，旋翼的旋转平面与机体平面的夹角为旋翼的倾转角，0°<<90°，相邻旋翼组成面-面或背-背旋翼对，其中面-面旋翼对的升力方向相对且均朝向旋翼对之间的空间，背-背旋翼对的升力方向相背且均远离旋翼对之间的空间，旋翼对中的旋翼倾转角数值相等，旋转方向相反，分别为顺时针旋转和逆时针旋转。

进一步地，支撑臂的几何中心线位于同一平面，相邻支撑臂的夹角相等，一对支撑臂的几何中心线位于同一直线。

进一步地，支撑臂通过支撑臂夹紧装置固定在机体上，支撑臂夹紧装置的支撑臂安装孔与支撑臂过盈配合，支撑臂安装孔上标有角度刻度线，支撑臂上标有基准线，基准线沿支撑臂的方向，并与旋翼的旋转平面平行，支撑臂安装时，通过调节基准线对应的角度刻度线实现任意的旋翼倾转角。

进一步地，夹紧板上的角度刻度线标有0°~90°和-90°~0°范围内的角度，其中0°刻度线垂直于机体平面。

进一步地，支撑臂夹紧装置包括两个夹紧板，两个夹紧板对接形成支撑臂安装孔，两个夹紧板均固定连接在机体上，通过螺纹连接实现两个夹紧板间的固定连接以实现支撑臂的固定。

进一步地，旋翼由各自的电机驱动，电机通过电机固定装置与支撑臂固定，电机固定装置包括两个固定板，两个固定板对接形成支撑臂连接孔和电机安装孔，支撑臂连接孔位于电机固定装置的一端，电机安装孔位于电机固定装置的另一端，支撑臂与支撑臂连接孔过盈配合，通过螺纹连接实现两个固定板间的固定连接以实现支撑臂与电机固定装置的固定连接。

进一步地，电机为直流无刷电机，机体底部设置弹性支架，机体内部设有飞行器控制系统、传感器以及电池。

参照图1~4，一种抗风扰的非平面飞行器，包括机体1、六根支撑臂2、六个旋翼3、支撑臂夹紧装置4、弹性支架5、六个直流无刷电机6以及电机固定装置7，其中机体内部包括飞行器控制系统、传感器以及电池；支撑臂夹紧装置4将支撑臂2与机体固定，用来调节支撑臂2的安装角度，进而调整旋翼3的倾转角；六根支撑臂2的几何中心线位于同一平面，相邻支撑臂的夹角相等；每个旋翼3由各自的直流无刷电机6驱动；电机固定装置7将电机6与支撑臂2进行固定；相邻旋翼分别做顺时针和逆时针旋转，并组成面-面或背-背旋翼对；六个旋翼围绕机体中心均匀配置，每个旋翼的旋转平面同机体平面成角（0°<<90°），即旋翼的倾转角。

参照图5~7，抗风扰的非平面飞行器中六个旋翼的位置矩阵P和姿态矩阵O如下：

其中，是支撑臂的长度，即旋翼距离机体中心的距离，是旋翼旋转平面与机体所在平面的倾转角度。

参照图8~9，支撑臂夹紧装置4由夹紧板401、螺钉一402和螺母一403组成，螺钉402经由夹紧板连接孔4013与螺母403配合，将两个夹紧板401进行固定；支撑臂夹紧装置4由螺丝经由支撑臂夹紧装置固定孔4011与机体1进行固定；支撑臂与支撑臂安装孔4012过盈配合，由螺钉一402和螺母一403的配合进行固定。

参照图10，基准线为支撑臂的方向，并与旋翼的旋转平面平行，在夹紧板401上标有0°~90°和-90°~0°范围内的角度，将基准线对准选定角度可以用来调整任意的旋翼倾转角，用来组成面-面或背-背旋翼对。

参照图11~12，电机固定装置7由固定板701、螺钉二702和螺母二703组成，螺钉二702经由固定板连接孔7012与螺母二703配合，将两个固定板701进行固定；电机安装孔7011用来固定直流无刷电机6；支撑臂与支撑臂连接孔7013过盈配合，由螺钉702和螺母703的配合进行固定。

在飞行器控制方法方面，将平面式飞行器抵抗风扰的响应时间与非平面飞行器进行对比。取一个二维平面为例，假设风扰方向水平向右，飞行器只能在该平面上进行平移和倾斜，使旋翼产生的升力矢量朝着有风扰的方向，最终使飞行器整体受到的合力为零。

参照图13，对于平面式飞行器，当有风扰时，机体开始倾斜，最终倾斜到角来对抗风扰。在不考虑任何控制器的情况下，飞行器首先处于初始状态（a），旋翼的初始转速为，两个旋翼的升力相等，分别记为和；为了抵抗水平方向的风扰，飞行器以最快的加速度调整旋翼转速，旋翼升力分别由、，使机体平面与水平面的倾斜角为，并由状态（b）过渡到状态（c）；接着，飞行器降低最大加速度，旋翼升力分别由、，机体平面与水平面的倾斜角为，此时平面式飞行器处于悬停状态（d），旋翼加速度降为零，旋翼转速为，旋翼升力分别由、。平面式飞行器对抗风扰总的响应时间，包括旋翼系统中升力三次变化的时间以及机体倾斜到角的时间：

1.

，，

2.

，

3.

4.

其中，为旋翼系统的响应时间，为机体的响应时间，和为每个旋翼产生的升力，为机器人的转速，为旋翼的倾转角。

参照图14~15，对于非平面飞行器，只需控制非平面飞行器改变旋翼的拉力即调整旋翼转速以对抗环境中的风扰。在不考虑任何控制器的情况下，背-背或面-面旋翼对首先处于初始状态（e）或（g），两个旋翼的升力相等，分别记为和；为了抵抗水平方向的风扰，分别调整两个旋翼的转速使飞行器依然处于悬停状态（f）或（h），旋翼升力分别由、，对于面-面旋翼对，接近风扰的旋翼转速降低，远离风扰的旋翼转速增大；对于背-背旋翼对，接近风扰的旋翼转速增大，远离风扰的旋翼转速降低。

非平面飞行器对抗风扰总的响应时间仅为旋翼系统中升力一次改变的时间，可通过采样获得，为背-背旋翼对抵抗风扰的时间，为面-面旋翼对抵抗风扰的时间：

对于背-背旋翼对，

，

对于面-面旋翼对，

，

非平面飞行器无需旋转机体到一定倾转角，而且旋翼升力变化幅度较小且升力仅需改变一次，因此非平面飞行器抵抗风扰总的响应时间远少于平面式飞行器。

以上所述仅为本发明的较佳实施例，凡依本发明申请专利范围所做的均等变化与修饰，皆应属本发明的涵盖范围。

Claims (10)

1.一种抗风扰的非平面飞行器，其特征在于：包括机体、多对支撑臂，支撑臂一端固定设置在机体上，另一端设有旋翼，旋翼的旋转平面与机体平面的夹角为旋翼的倾转角，0°<<90°，相邻旋翼组成面-面或背-背旋翼对，其中面-面旋翼对的升力方向相对且均朝向旋翼对之间的空间，背-背旋翼对的升力方向相背且均远离旋翼对之间的空间，旋翼对中的旋翼倾转角数值相等，旋转方向相反，分别为顺时针旋转和逆时针旋转。

2.根据权利要求1所述的抗风扰的非平面飞行器，其特征在于：支撑臂的几何中心线位于同一平面，相邻支撑臂的夹角相等，一对支撑臂的几何中心线位于同一直线。

3.根据权利要求1或2所述的抗风扰的非平面飞行器，其特征在于：支撑臂通过支撑臂夹紧装置固定在机体上，支撑臂夹紧装置的支撑臂安装孔与支撑臂过盈配合，支撑臂安装孔上标有角度刻度线，支撑臂上标有基准线，基准线沿支撑臂的方向，并与旋翼的旋转平面平行，支撑臂安装时，通过调节基准线对应的角度刻度线实现任意的旋翼倾转角。

4.根据权利要求3所述的抗风扰的非平面飞行器，其特征在于：夹紧板上的角度刻度线标有0°~90°和-90°~0°范围内的角度，其中0°刻度线垂直于机体平面。

5.根据权利要求3所述的抗风扰的非平面飞行器，其特征在于：支撑臂夹紧装置包括两个夹紧板，两个夹紧板对接形成支撑臂安装孔，两个夹紧板均固定连接在机体上，通过螺纹连接实现两个夹紧板间的固定连接以实现支撑臂的固定。

6.根据权利要求1或2或4或5所述的抗风扰的非平面飞行器，其特征在于：旋翼由各自的电机驱动，电机通过电机固定装置与支撑臂固定，电机固定装置包括两个固定板，两个固定板对接形成支撑臂连接孔和电机安装孔，支撑臂连接孔位于电机固定装置的一端，电机安装孔位于电机固定装置的另一端，支撑臂与支撑臂连接孔过盈配合，通过螺纹连接实现两个固定板间的固定连接以实现支撑臂与电机固定装置的固定连接。

7.根据权利要求6所述的抗风扰的非平面飞行器，其特征在于：电机为直流无刷电机，机体底部设置弹性支架，机体内部设有飞行器控制系统、传感器以及电池。

8.根据权利要求1或2或4或5或7所述的抗风扰的非平面飞行器，其特征在于：支撑臂为三对，旋翼为六个，六个旋翼的位置矩阵P和姿态矩阵O如下：

其中，为旋翼距离机体中心的距离。

9.根据权利要求1-8之一所述的抗风扰的非平面飞行器的控制方法，其特征在于：控制非平面飞行器改变旋翼的拉力即调整旋翼转速以对抗环境中的风扰，首先，背-背旋翼对处于初始状态e，面-面旋翼对处于初始状态g，旋翼对中的两个旋翼的升力相等，分别记为和；为了抵抗风扰，分别调整旋翼的转速使飞行器依然处于悬停状态，背-背旋翼对处于调整后的状态f、面-面旋翼对处于调整后的状态h，旋翼对中的旋翼升力分别由、，对于面-面旋翼对，接近风扰的旋翼转速降低，远离风扰的旋翼转速增大；对于背-背旋翼对，接近风扰的旋翼转速增大，远离风扰的旋翼转速降低。

10.根据权利要求9所述的抗风扰的非平面飞行器的控制方法，其特征在于：对抗风扰的响应时间为旋翼系统中升力一次改变的时间，为背-背旋翼对抵抗风扰的时间，为面-面旋翼对抵抗风扰的时间；

对于背-背旋翼对，

，；

对于面-面旋翼对，

，；

其中，f_wind为风扰的风力，f₁₀为处于初始状态的旋翼对中的接近风扰的旋翼的初始升力，f₂₀为处于初始状态的旋翼对中的远离风扰的旋翼的初始升力，f₁₁为处于调整后的状态的旋翼对中的一个旋翼的升力，f₂₁为处于调整后的状态的旋翼对中的另一个旋翼的升力，g为重力加速度，m为旋翼对的质量。