CN107329484B - 油动变距多旋翼飞行器控制系统及控制方法 - Google Patents
油动变距多旋翼飞行器控制系统及控制方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN107329484B CN107329484B CN201710332082.3A CN201710332082A CN107329484B CN 107329484 B CN107329484 B CN 107329484B CN 201710332082 A CN201710332082 A CN 201710332082A CN 107329484 B CN107329484 B CN 107329484B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- aircraft
- pitch
- engine
- control
- calculating
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 37
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 54
- 239000003921 oil Substances 0.000 claims description 28
- 239000000295 fuel oil Substances 0.000 claims description 12
- 206010034719 Personality change Diseases 0.000 claims description 11
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 6
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 6
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 6
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 5
- 230000004044 response Effects 0.000 claims description 5
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 claims description 5
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims description 4
- OIGNJSKKLXVSLS-VWUMJDOOSA-N prednisolone Chemical compound O=C1C=C[C@]2(C)[C@H]3[C@@H](O)C[C@](C)([C@@](CC4)(O)C(=O)CO)[C@@H]4[C@@H]3CCC2=C1 OIGNJSKKLXVSLS-VWUMJDOOSA-N 0.000 claims description 4
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 3
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 3
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 3
- 238000009826 distribution Methods 0.000 claims description 2
- 230000036544 posture Effects 0.000 claims description 2
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 5
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 4
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 238000000354 decomposition reaction Methods 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 description 1
- 230000004927 fusion Effects 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 230000035772 mutation Effects 0.000 description 1
- 239000004065 semiconductor Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
- G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
Abstract
本发明公开一种本发明的油动变距多旋翼飞行器控制系统及控制方法，飞行器采用一个油动马达驱动多个螺旋桨，各个螺旋桨转速相同，通过改变各个螺旋桨的桨距来改变飞行器所受的气动力和气动力矩，实现姿态和位置控制，相对现有的多旋翼飞行器，该飞行器具有航时长、载重大、故障率低、机动性能好、质量相对较轻的优点，控制方法解决了桨距控制和发动机转速控制之间的配合问题，极大地提高了油动多旋翼在动力输出方面的灵敏性，改善了发动机延迟带来的整机控制问题，使得油动变桨距多旋翼飞行器的机动性和控制准确性有了保证。
Description
【技术领域】
本发明涉及飞行器控制领域，具体涉及一种油动变距多旋翼飞行器控制系统及控制方法。
【背景技术】
现有多旋翼飞行器大多数采用电动马达进行驱动，其马达配置方式为一个螺旋桨配置一个电动马达，螺旋桨的桨距固定，其姿态控制和位置控制是通过改变每个电机的转速来改变飞行器整体所受的气动力和气动力矩，从而使飞行器运动到目标姿态或目标位置，由于电池能量密度的限制，电力多旋翼飞行器具有航时短、载重低的缺点。
现有的油动多旋翼飞行器较少，且少数的几款油动多旋翼飞行器的马达配置方式和姿态、位置控制原理与电力多旋翼飞行器相同，即一个螺旋桨配置一个油动马达，螺旋桨的桨距固定，其姿态控制和位置控制是通过改变每个马达的转速来改变飞行器整体所受的气动力和气动力矩，从而使飞行器运动到目标姿态或目标位置(如辽宁壮龙无人机公司的“大壮”、深圳常锋公司的“常锋天马-1植保无人机”)，该类型的多旋翼飞行器需多个油动马达，因此其重量大，故障率高，油动马达快速调整转速的能力差，因此该类型无人机的机动性较差。
现有技术中，由于没有对油动马达与变桨距系统之间的控制关系进行考虑，因此也就没有针对于油动变桨距飞行器的控制系统。现有的变桨距系统中，通过桨距改变，使得发动机输出扭矩增大或减小，造成输出动力不稳定、转速剧烈改变的状况，这会使变桨距系统动作时不能达到期望的控制效果。
【发明内容】
本发明的目的在于提供一种油动变距多旋翼飞行器控制系统及控制方法，飞行器具有航时长、载重大、故障率低、机动性能好的优点；控制方法极提高了油动多旋翼的灵敏性，改善了发动机延迟带来的整机控制问题，使得油动变桨距多旋翼飞行器的机动性和控制准确性有了保证。
为达到上述目的，本发明采用以下技术方案：
油动变距多旋翼飞行器控制系统，包括燃油机、偶数个旋翼和变桨距系统；
偶数个旋翼对称分布在燃油机四周，燃油机通过传动系统将动力输出至旋翼各轴，关于燃油机对称的旋翼旋转方向相同、且相邻旋翼旋转方向相反，燃油机的燃油混合量由化油器或电喷系统控制，其的功率输出大小由风门或节气门控制；通过变桨距系统控制旋翼的桨距变化产生的不同升力提供姿态变化需要的力矩。
进一步，包括组合导航系统，通过组合导航系统得到当前的位置信息、速度信息和姿态信息。
进一步，包括由三轴陀螺仪和三轴加速度计组成的惯性测量单元，用于以检测当前飞行器的俯仰和横滚姿态，采用磁力计检测航向，使用气压计或超声波高度计测量高度，使用GPS进行定位。
油动变距多旋翼飞行器控制方法，包括发动机转速控制，飞行器高度变化控制和飞行器水平位置变化控制；
发动机转速控制包括以下步骤：
(1.1)通过控制发动机的油门量P来控制发动机的转速ω，计算发动机转速反馈油门量Pω；
其中，Δω为发动机转速误差，Δω＝ωc-ωnow，ωc为发动机的指令转速，ωnow为真实转速，KP、KI、KD为PID控制所需的控制参数，∫Δω为转速误差积分，
为转速误差微分，
为指令角速度的微分，
为当前角速度的微分；
(1.2)计算桨距附加油门量，当有桨距变化时将桨距变化的指令前馈到油门量变化的指令中，按下式计算油门附加量
ΔP＝KαΔα (1.2)
其中ΔP为附加的油门变化量，Kα为附加油门量与附加总桨距的比例参数，Δα为附加总桨距；
(1.3)计算指令油门量，最终指令给出的油门量Pc为
Pc＝Pω+ΔP (1.3)
发动机根据油门量Pc做出响应，调整发动机转速。
进一步，飞行器高度变化控制方法包括以下步骤：
(2.1)飞行器位置信息用北东地坐标系描述，高度用z轴坐标表示，向飞行器发送高度变化控制指令，指令给出的目标高度为zc；
(2.2)得到高度误差，飞行器实际的高度信息znow由组合导航系统给出，通过高度指令给出的目标高度与飞行器当前高度之间的偏差Δz来进行飞行器高度控制，
Δz＝zc-znow (1.4)
(2.3)计算升力改变量，按下式计算需要的升力改变量ΔFz
其中KP、KI、KD为PID控制所需的控制参数，∫Δz为高度误差积分，
为高度误差微分，
为指令高度的微分，
为当前高度的微分；
(2.4)计算桨距变化量，定义飞行器各螺旋桨所在的平面为飞行器平面，飞行器由螺旋桨转动产生的力垂直于飞行器平面；
其中ΔFq为产生附加升力ΔFz需要的附加气动力大小，θ为飞行器平面与水平面的夹角，产生ΔFq需要的桨距变化按下式计算
其中Δα1F、Δα2F、…、ΔαnF分别为各个螺旋桨的桨距变化量，Cα为桨距与气动力的比例系数；n为螺旋桨个数，是大于等于4的偶数；
(2.5)计算发动机油门量，整个机动过程只改变桨距，发动机转速保持不变，按照式(1.2)根据桨距变化计算附加油门量
ΔP＝Kα(Δα1F+Δα2F+…+ΔαnF)
再利用式(1.1)计算转速反馈的发动机油门量Pω，然后利用式(1.3)得到最终指令给出的发动机油门量；
进一步，飞行器水平位置变化控制方法包括以下步骤：
(3.1)飞行器的位置坐标系为北东地坐标系，xoy平面表示水平面，向飞行器发送水平位置变化指令，水平位置的目标为(xc,yc)，目标速度为
(3.2)计算位置偏差，通过组合导航系统读取当前位置为(xnow,ynow)，则可计算得到位置偏差
(3.3)计算改变位置需要的水平力，根据位置偏差(Δx,Δy)和当前飞行器的真实水平运行速度
规划飞行器的运动轨迹，得到飞行器的指令水平运动速度为
计算指令速度与真实速度的偏差如下
计算飞行器跟踪指令速度的水平方向的力
其中Fx、Fy为水平方向需要的力在北东地坐标系中x轴和y轴的分量，KP、KI为PI控制需要的参数，
为水平速度误差积分。
(3.4)将北东地坐标系的力投影在过渡坐标系，飞行器的姿态角用滚转角、俯仰角、偏航角来描述，定义过渡坐标系为北东地坐标系沿着z(地)轴转动偏航角，将Fx、Fy投影在过渡坐标系，表示为Fx′、Fy′；
(3.5)根据Fx′算出飞行器的姿态改变量，将飞行器平面绕y′轴旋转角度θc得到需要的水平力Fx′，θc按下式计算
即为指令给出的目标姿态，Fx′的产生和Fy′的产生方法是相同的；
(3.6)计算姿态改变所需的指令力矩，飞行器的姿态信息由组合导航系统给出，当前姿态角为θnow，计算姿态角偏差Δθ
Δθ＝θc-θnow (1.13)
通过姿态指令与飞行器当前姿态之间的偏差来进行飞行器姿态控制，指令力矩计算如下
其中Tcx为指令力矩，KP、KI、KD为PID控制所需的控制参数，∫Δθ为姿态角误差积分，
为姿态角误差微分，
(3.7)计算实现指令力矩所需要的桨距变化量，设飞行器轴距为l，轴距定义为飞行中心与螺旋桨中心的距离，将x′轴正半平面的每个螺旋桨的轴距投影在x′轴上，求和，记为lx′，将产生力矩的升力分配至各个螺旋桨得到各个螺旋桨的桨距变化，如下
其中Δα1T、Δα2T、…、
为x′轴正半平面的螺旋桨桨距变化量，
…、ΔαnT为x′轴负半平面的螺旋桨桨距变化量，Cα为桨距与升力的比例系数；
(3.8)计算维持高度所需的桨距变化量，利用飞行器高度控制方法得到维持高度需要的各旋翼桨距变化量；
(3.9)计算指令桨距变化量，将(3.5)、(3.6)步中的桨距变化量相加，得到指令桨距变化量，计算方法如下式
Δα1c、Δα2c、…、Δαnc分别为n个螺旋桨的指令桨距变化量；
(3.10)计算发动机油门量，整个机动过程只改变桨距，发动机转速保持不变，按照式(1.2)根据桨距变化计算附加油门量
ΔP＝Kα(Δα1c+Δα2c+…+Δαnc)
再利用式(1.1)计算转速反馈的发动机油门量Pω，然后利用式(1.3)得到最终指令给出的发动机油门量；
产生Fy′的方法与此同理，重复步骤(3.5)～(3.10)步将x′轴替换为y′轴即可。
本发明的油动变距多旋翼飞行器控制系统及控制方法，飞行器采用一个油动马达驱动多个螺旋桨，各个螺旋桨转速相同，通过改变各个螺旋桨的桨距来改变飞行器所受的气动力和气动力矩，实现姿态和位置控制，相对现有的多旋翼飞行器，该飞行器具有航时长、载重大、故障率低、机动性能好、质量相对较轻的优点。
当接收到飞行姿态，速度，位置改变的指令后，首先得到一个优化后的发动机控制附加指令，然后通过桨距与发动机控制配合，使得姿态变化指令、高度变化指令、加减速指令等需要动力突变的指令能够得到发动机的及时响应，以保证飞行器响应的快速准确。
当飞行器接收到上述指令后，将采用本申请中的方法，根据当前飞行器的姿态信息、飞行速度、所处位置和指令给出的目标信息，计算需要附加给发动机的预控制信号，以使发动机能够提前做出响应，以应对桨距变化产生的耦合带来的干扰，实现整机控制的配合，提高发动机的响应速度，提高了整个飞机的机动性能，并提高飞行器的控制精度。
油动变距多旋翼飞行器的飞行控制方法，解决了桨距控制和发动机转速控制之间的配合问题，极大地提高了油动多旋翼在动力输出方面的灵敏性，改善了发动机延迟带来的整机控制问题，使得油动变桨距多旋翼飞行器的机动性和控制准确性有了保证。
【附图说明】
图1两种偶数个多旋翼飞行器的螺旋桨旋转方向示意图；
图1a一种四旋翼飞行器的螺旋桨旋转方向示意图，1b另一种四旋翼飞行器的螺旋桨旋转方向示意图；
图2为北东地坐标系；
图3为飞行器姿态变化时气动力分解示意图；
图3a图为主视图，题3b图为俯视图；
图4为在过渡坐标系内飞行器的姿态及受气动力的示意图；
图4a为主视图，图4b为俯视图；
【具体实施方式】
下面结合附图对本发明做进一步说明。
油动变桨距多旋翼飞行器控制系统结构：
根据图1所示，M0为发动机，包括电动机、燃油机，负责提供驱动整机的动力。其中燃油机的燃油混合量由化油器或电喷系统控制，其的功率输出大小由风门或节气门控制。
M1、M2、M3、M4为偶数个旋翼(本实例的旋翼数目为四)，提供维持高度的升力和进行速度、位置变化所需的牵引力(分力)，并通过桨距变化和转速变化产生的不同升力提供姿态变化需要的力矩。
M0通过传动系统(包括齿轮传动、皮带传动)将动力输出至各轴，在该步中各轴的旋转方向必须是图1中所示的两种方式的一种，图1中图1a、图1b两幅图的共同点是各轴旋转同步(即各轴转速相同)、关于M0对称的旋翼旋转方向相同、且相邻旋翼旋转方向相反。
各旋翼通过改变总桨距进而改变升力。在桨叶允许的工作范围内(非失速状态)，正向增大(减小)桨距产生的向上的升力增大(减小)，负向增大(减小)桨距产生的向上的升力减小(增大)。
飞行器通过组合导航系统得到当前的位置信息、速度信息和姿态信息。其中，由三轴陀螺仪和三轴加速度计组成的惯性测量单元，进行数据融合，以检测当前飞行器的俯仰和横滚姿态，使用磁力计用于检测航向，并与以上的俯仰和横滚姿态信息进行融合确定三轴姿态，使用气压计或超声波高度计测量高度，使用GPS进行定位。
油动变桨距多旋翼飞行器控制方法：
本发明的控制方法意在解决上文所述控制系统结构的根本性问题，即油门与桨距控制的配合关系。本发明的核心方法有三部分组成，包括发动机的转速控制、飞行器高度控制和飞行器水平位置控制，解决了油动变距多旋翼飞行器的发动机转速控制和位置、姿态改变的控制问题。
下面是三个部分的具体实施流程：
1.发动机转速控制
计算转速反馈油门量。通过控制发动机的油门量P来控制发动机的转速ω，发动机的指令转速为ωc，真实转速为ωnow，发动机的转速误差为Δω＝ωc-ωnow，则转速反馈得到的发动机油门量Pω按下式计算
其中KP、KI、KD为PID控制所需的控制参数，∫Δω为转速误差积分，
为转速误差微分，
(1)计算桨距附加油门量。当有桨距变化时将桨距变化的指令前馈到油门量变化的指令中，按下式计算油门附加量
ΔP＝KαΔα (1.2)
其中ΔP为附加的油门变化量，Kα为附加油门量与附加总桨距的比例参数，Δα为附加总桨距；
(2)指令油门量。最终指令给出的油门量Pc为
Pc＝Pω+ΔP (1.3)
2.飞行器高度变化控制方法
(1)飞行器位置信息用北东地坐标系描述，如图2，高度用z轴坐标表示，向飞行器发送高度变化控制指令，指令给出的目标高度为zc。
(2)得到高度误差。飞行器实际的高度信息znow由组合导航系统给出，通过高度指令给出的目标高度与飞行器当前高度之间的偏差Δz来进行飞行器高度控制。
Δz＝zc-znow (1.4)
(3)计算升力改变量。按下式计算需要的升力改变量ΔFz
其中KP、KI、KD为PID控制所需的控制参数，∫Δz为高度误差积分，
为高度误差微分，
(4)计算桨距变化量。定义飞行器四个螺旋桨所在的平面为飞行器平面，飞行器由螺旋桨转动产生的力垂直于飞行器平面，飞行器姿态如图3所示。有
其中ΔFq为产生附加升力ΔFz需要的附加气动力大小，θ为飞行器平面与水平面的夹角。产生ΔFq需要的桨距变化按下式计算
其中Δα1F、Δα2F、Δα3F、Δα4F分别为螺旋桨M1、M2、M3、M4的桨距变化量，Cα为桨距与气动力的比例系数。
(5)计算发动机油门量。整个机动过程只改变桨距，发动机转速保持不变。按照式(1.2)根据桨距变化计算附加油门量
ΔP＝Kα(Δα1F+Δα2F+Δα3F+Δα4F)
再利用式(1.1)计算转速反馈的发动机油门量Pω，然后利用式(1.3)得到最终指令给出的发动机油门量。
3.飞行器水平位置变化控制方法
(1)飞行器的位置坐标系为北东地坐标系，xoy平面表示水平面，向飞行器发送水平位置变化指令，水平位置的目标为(xc,yc)，目标速度为
(2)计算位置偏差。通过组合导航系统读取当前位置为(xnow,ynow)，则可计算得到位置偏差
(3)计算改变位置需要的水平力。根据位置偏差(Δx,Δy)和当前飞行器的真实水平运行速度
规划飞行器的运动轨迹，得到飞行器的指令水平运动速度为
计算指令速度与真实速度的偏差如下
计算飞行器跟踪指令速度的水平方向的力
其中Fx、Fy为水平方向需要的力在北东地坐标系中x轴和y轴的分量，KP、KI为PI控制需要的参数，
为水平速度误差积分。
(4)将北东地坐标系的力投影在过渡坐标系。飞行器的姿态角用滚转角、俯仰角、偏航角来描述，定义过渡坐标系为北东地坐标系沿着z(地)轴转动偏航角，将Fx、Fy投影在过渡坐标系，表示为Fx′、Fy′。
(5)Fx′的产生和Fy′的产生方法是相同的，下面以产生Fx′为例说明。
(6)根据Fx′算出飞行器的姿态改变量。将飞行器平面绕y′轴旋转角度θc可得到需要的水平力Fx′，如图4中图4a和图4b所示。其中Fz′为垂直向上的升力，与重力G大小相等方向相反，θc按下式计算
即为指令给出的目标姿态。
(7)计算姿态改变所需的指令力矩。飞行器的姿态信息由组合导航系统给出，当前姿态角为θnow，计算姿态角偏差Δθ
Δθ＝θc-θnow (1.13)
通过姿态指令与飞行器当前姿态之间的偏差来进行飞行器姿态控制，指令力矩计算如下
其中Tcx为指令力矩，KP、KI、KD为PID控制所需的控制参数，∫Δθ为姿态角误差积分，
为姿态角误差微分，
(8)计算实现指令力矩所需要的桨距变化量。设飞行器轴距为l，轴距定义为相邻螺旋桨转轴之间的距离，如图1中a图的M1和M3、M1和M4之间的距离。飞行器姿态如图3中图3a、图3b所示，计算产生指令力矩需要的升力差ΔFT，如下式所示
将升力差分配至各个螺旋桨得到各个螺旋桨的桨距变化，如下
其中Δα1T、Δα2T、Δα3T、Δα4T分别为M1、M2、M3、M4桨距的变化量，Cα为桨距与升力的比例系数。
(9)计算维持高度所需的桨距变化量。利用前面第2部分介绍的飞行器高度控制方法得到维持高度需要的桨距变化量，四个螺旋桨的桨距变化量分别为Δα1F、Δα2F、Δα3F、Δα4F。
(10)计算指令桨距变化量。将(6)、(7)步中的桨距变化量相加，得到指令桨距变化量，计算方法如下式
Δα1c、Δα2c、Δα3c、Δα4c分别为4个螺旋桨的指令桨距变化量。
(11)计算发动机油门量。整个机动过程只改变桨距，发动机转速保持不变。按照式(1.2)根据桨距变化计算附加油门量
ΔP＝Kα(Δα1c+Δα2c+Δα3c+Δα4c)
再利用式(1.1)计算转速反馈的发动机油门量Pω，然后利用式(1.3)得到最终指令给出的发动机油门量。
产生Fy′的方法与此同理，重复(6)～(11)步将x′轴替换为y′轴即可。
以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施方式仅限于此，对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单的推演或替换，都应当视为属于本发明由所提交的权利要求书确定专利保护范围。
Claims (5)
1.油动变距多旋翼飞行器控制系统的控制方法，其特征在于：控制系统包括燃油机、偶数个旋翼和变桨距系统；
偶数个旋翼对称分布在燃油机四周，燃油机通过传动系统将动力输出至旋翼各轴，关于燃油机对称的旋翼旋转方向相同、且相邻旋翼旋转方向相反，燃油机的燃油混合量由化油器或电喷系统控制，其的功率输出大小由风门或节气门控制；通过变桨距系统控制旋翼的桨距变化产生的不同升力提供姿态变化需要的力矩；
控制方法包括发动机转速控制，飞行器高度变化控制和飞行器水平位置变化控制；
发动机转速控制包括以下步骤：
(1.1)通过控制发动机的油门量P来控制发动机的转速ω，计算发动机转速反馈油门量Pω；
其中，Δω为发动机转速误差，Δω＝ωc-ωnow，ωc为发动机的指令转速，ωnow为真实转速，KP、KI、KD为PID控制所需的控制参数，∫Δω为转速误差积分，
为转速误差微分，
为指令角速度的微分，
为当前角速度的微分；
(1.2)计算桨距附加油门量，当有桨距变化时将桨距变化的指令前馈到油门量变化的指令中，按下式计算油门附加量
ΔP＝KαΔα (1.2)
其中ΔP为附加的油门变化量，Kα为附加油门量与附加总桨距的比例参数，Δα为附加总桨距；
(1.3)计算指令油门量，最终指令给出的油门量Pc为
Pc＝Pω+ΔP (1.3)
发动机根据油门量Pc做出响应，调整发动机转速。
2.根据权利要求1所述的油动变距多旋翼飞行器控制系统的控制方法，其特征在于：包括组合导航系统，通过组合导航系统得到当前的位置信息、速度信息和姿态信息。
3.根据权利要求1所述的油动变距多旋翼飞行器控制系统的控制方法，其特征在于：包括由三轴陀螺仪和三轴加速度计组成的惯性测量单元，用于以检测当前飞行器的俯仰和横滚姿态，采用磁力计检测航向，使用气压计或超声波高度计测量高度，使用GPS进行定位。
4.根据权利要求1所述的油动变距多旋翼飞行器控制系统的控制方法，其特征在于：飞行器高度变化控制方法包括以下步骤：
(2.1)飞行器位置信息用北东地坐标系描述，高度用z轴坐标表示，向飞行器发送高度变化控制指令，指令给出的目标高度为zc；
(2.2)得到高度误差，飞行器实际的高度信息znow由组合导航系统给出，通过高度指令给出的目标高度与飞行器当前高度之间的偏差Δz来进行飞行器高度控制，
Δz＝zc-znow (1.4)
(2.3)计算升力改变量，按下式计算需要的升力改变量ΔFz
其中KP、KI、KD为PID控制所需的控制参数，∫Δz为高度误差积分，
为高度误差微分，
为指令高度的微分，
为当前高度的微分；
(2.4)计算桨距变化量，定义飞行器各螺旋桨所在的平面为飞行器平面，飞行器由螺旋桨转动产生的力垂直于飞行器平面；
其中ΔFq为产生附加升力ΔFz需要的附加气动力大小，θ为飞行器平面与水平面的夹角，产生ΔFq需要的桨距变化按下式计算
其中Δα1F、Δα2F、…、ΔαnF分别为各个螺旋桨的桨距变化量，Cα为桨距与气动力的比例系数；n为螺旋桨个数，是大于等于4的偶数；
(2.5)计算发动机油门量，整个机动过程只改变桨距，发动机转速保持不变，按照式(1.2)根据桨距变化计算附加油门量
ΔP＝Kα(Δα1F+Δα2F+…+ΔαnF)
再利用式(1.1)计算转速反馈的发动机油门量Pω，然后利用式(1.3)得到最终指令给出的发动机油门量。
5.根据权利要求1所述的油动变距多旋翼飞行器控制系统的控制方法，其特征在于：飞行器水平位置变化控制方法包括以下步骤：
(3.1)飞行器的位置坐标系为北东地坐标系，xoy平面表示水平面，向飞行器发送水平位置变化指令，水平位置的目标为(xc,yc)，目标速度为
(3.2)计算位置偏差，通过组合导航系统读取当前位置为(xnow,ynow)，则可计算得到位置偏差
(3.3)计算改变位置需要的水平力，根据位置偏差(Δx,Δy)和当前飞行器的真实水平运行速度
规划飞行器的运动轨迹，得到飞行器的指令水平运动速度为
计算指令速度与真实速度的偏差如下
计算飞行器跟踪指令速度的水平方向的力
其中Fx、Fy为水平方向需要的力在北东地坐标系中x轴和y轴的分量，KP、KI为PI控制需要的参数，
为水平速度误差积分；
(3.4)将北东地坐标系的力投影在过渡坐标系，飞行器的姿态角用滚转角、俯仰角、偏航角来描述，定义过渡坐标系为北东地坐标系沿着z(地)轴转动偏航角，将Fx、Fy投影在过渡坐标系，表示为Fx′、Fy′；
(3.5)根据Fx′算出飞行器的姿态改变量，将飞行器平面绕y′轴旋转角度θc得到需要的水平力Fx′，θc按下式计算
即为指令给出的目标姿态，Fx′的产生和Fy′的产生方法是相同的；
(3.6)计算姿态改变所需的指令力矩，飞行器的姿态信息由组合导航系统给出，当前姿态角为θnow，计算姿态角偏差Δθ
Δθ＝θc-θnow (1.13)
通过姿态指令与飞行器当前姿态之间的偏差来进行飞行器姿态控制，指令力矩计算如下
其中Tcx为指令力矩，KP、KI、KD为PID控制所需的控制参数，∫Δθ为姿态角误差积分，
为姿态角误差微分，
(3.7)计算实现指令力矩所需要的桨距变化量，设飞行器轴距为l，轴距定义为飞行中心与螺旋桨中心的距离，将x′轴正半平面的每个螺旋桨的轴距投影在x′轴上，求和，记为lx′，将产生力矩的升力分配至各个螺旋桨得到各个螺旋桨的桨距变化，如下
其中Δα1T、Δα2T、…、
为x′轴正半平面的螺旋桨桨距变化量，
…、ΔαnT为x′轴负半平面的螺旋桨桨距变化量，Cα为桨距与升力的比例系数；
(3.8)计算维持高度所需的桨距变化量，利用飞行器高度控制方法得到维持高度需要的各旋翼桨距变化量；
(3.9)计算指令桨距变化量，将(3.5)、(3.6)步中的桨距变化量相加，得到指令桨距变化量，计算方法如下式
Δα1c＝Δα1T+Δα1F
Δα2c＝Δα2T+Δα2F
Δαnc＝ΔαnT+ΔαnF
Δα1c、Δα2c、…、Δαnc分别为n个螺旋桨的指令桨距变化量；
(3.10)计算发动机油门量，整个机动过程只改变桨距，发动机转速保持不变，按照式(1.2)根据桨距变化计算附加油门量
ΔP＝Kα(Δα1c+Δα2c+、、、+Δαnc)
再利用式(1.1)计算转速反馈的发动机油门量Pω，然后利用式(1.3)得到最终指令给出的发动机油门量；
产生Fy′的方法与此同理，重复步骤(3.5)～(3.10)步将x′轴替换为y′轴即可。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710332082.3A CN107329484B (zh) | 2017-05-11 | 2017-05-11 | 油动变距多旋翼飞行器控制系统及控制方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710332082.3A CN107329484B (zh) | 2017-05-11 | 2017-05-11 | 油动变距多旋翼飞行器控制系统及控制方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN107329484A CN107329484A (zh) | 2017-11-07 |
| CN107329484B true CN107329484B (zh) | 2020-06-26 |
Family
ID=60192531
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201710332082.3A Expired - Fee Related CN107329484B (zh) | 2017-05-11 | 2017-05-11 | 油动变距多旋翼飞行器控制系统及控制方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN107329484B (zh) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10775784B2 (en) * | 2018-06-14 | 2020-09-15 | Wing Aviation Llc | Unmanned aerial vehicle with decentralized control system |
| CN109460052B (zh) * | 2019-01-09 | 2022-08-05 | 翁雷 | 一种可拼组飞行器的控制方法 |
| CN109696922A (zh) * | 2019-02-13 | 2019-04-30 | 南京智慧基础设施技术研究院有限公司 | 一种长距离遥测环保无人机控制系统及方法 |
| CN111746788B (zh) * | 2019-12-25 | 2022-03-18 | 广州极飞科技股份有限公司 | 飞行器控制方法、装置、飞行器和计算机可读存储介质 |
| CN112373677B (zh) * | 2020-11-18 | 2021-06-22 | 三生万物(北京)人工智能技术有限公司 | 一种六旋翼无人机动力缺失保护系统、保护方法 |
| CN114379770B (zh) * | 2022-01-21 | 2024-05-14 | 夏青元 | 一种无人机电动恒速变距螺旋桨转速及桨距自动控制器 |
| CN116767520B (zh) * | 2023-06-30 | 2024-03-08 | 北京极目智尚科技有限公司 | 一种多旋翼飞行器及飞行控制方法、系统、存储介质 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104494820A (zh) * | 2014-12-18 | 2015-04-08 | 国家电网公司 | 油动四旋翼无人飞行器 |
| CN104535048A (zh) * | 2014-12-23 | 2015-04-22 | 河南四维远见信息技术有限公司 | 一种无人飞行器遥感系统及无人飞行器遥感方法 |
| CN105398570A (zh) * | 2015-11-26 | 2016-03-16 | 北京浩恒征途航空科技有限公司 | 油动多旋翼飞行器 |
| CN106043695A (zh) * | 2016-06-28 | 2016-10-26 | 辽宁壮龙无人机科技有限公司 | 一种油动多旋翼无人机定桨距变转速系统及控制技术 |
| EP3049642B1 (en) * | 2013-09-26 | 2018-04-25 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with split lubrication system |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN206050075U (zh) * | 2016-06-28 | 2017-03-29 | 辽宁壮龙无人机科技有限公司 | 一种油动多旋翼无人机定桨距变转速系统 |
-
2017
- 2017-05-11 CN CN201710332082.3A patent/CN107329484B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3049642B1 (en) * | 2013-09-26 | 2018-04-25 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with split lubrication system |
| CN104494820A (zh) * | 2014-12-18 | 2015-04-08 | 国家电网公司 | 油动四旋翼无人飞行器 |
| CN104535048A (zh) * | 2014-12-23 | 2015-04-22 | 河南四维远见信息技术有限公司 | 一种无人飞行器遥感系统及无人飞行器遥感方法 |
| CN105398570A (zh) * | 2015-11-26 | 2016-03-16 | 北京浩恒征途航空科技有限公司 | 油动多旋翼飞行器 |
| CN106043695A (zh) * | 2016-06-28 | 2016-10-26 | 辽宁壮龙无人机科技有限公司 | 一种油动多旋翼无人机定桨距变转速系统及控制技术 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 《变桨距四旋翼飞行器控制系统设计》;姚佳乐 等;《技术与方法》;20170331;第77-83页 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN107329484A (zh) | 2017-11-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107329484B (zh) | 油动变距多旋翼飞行器控制系统及控制方法 | |
| CN104044734B (zh) | 具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机控制系统和方法 | |
| Gu et al. | Development and experimental verification of a hybrid vertical take-off and landing (VTOL) unmanned aerial vehicle (UAV) | |
| CN101549754B (zh) | 一种旋定翼复合式飞行器及其设计的方法 | |
| CN101801785B (zh) | 长航程快速混合式直升机 | |
| Bapst et al. | Design and implementation of an unmanned tail-sitter | |
| Stone et al. | Flight testing of the T-wing tail-sitter unmanned air vehicle | |
| CN102830622A (zh) | 一种四旋翼飞行器自抗扰自动飞行控制方法 | |
| CN105912015B (zh) | 一种复合翼无人机自动驾驶仪及其采用的控制方法 | |
| Corke et al. | Mobile robot vehicles | |
| CN104765272A (zh) | 一种基于pid神经元网络控制(pidnn)的四旋翼飞行器控制方法 | |
| CN201376669Y (zh) | 一种旋定翼复合式飞行器 | |
| CN108803639A (zh) | 一种基于反步法的四旋翼飞行器飞行控制方法 | |
| CN106043695B (zh) | 一种油动多旋翼无人机定桨距变转速系统及控制技术 | |
| CN106114853A (zh) | 一种无人驾驶航空器 | |
| CN206050075U (zh) | 一种油动多旋翼无人机定桨距变转速系统 | |
| EP3764189A1 (en) | Takeoff / landing stability augmentation by active wind gust sensing | |
| CN108706099A (zh) | 一种倾转三轴复合翼无人机及其控制方法 | |
| Oosedo et al. | Design and simulation of a quad rotor tail-sitter unmanned aerial vehicle | |
| Chakraborty et al. | Development of a modeling, flight simulation, and control analysis capability for novel vehicle configurations | |
| Kita et al. | Transition between level flight and hovering of a tail-sitter vertical takeoff and landing aerial robot | |
| CN106143878A (zh) | 基于滑模控制算法的多轴固定翼一体机控制器 | |
| CN113934223B (zh) | 一种无人自转旋翼机降落控制方法 | |
| CN205450786U (zh) | 一种复合翼无人机自动驾驶仪 | |
| Lin et al. | Design, model and attitude control of a model-scaled gyroplane |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20200626 |
|
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |