CN108427432B - 一种非平面式三旋翼飞行器及控制方法 - Google Patents

一种非平面式三旋翼飞行器及控制方法 Download PDF

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    • G—PHYSICS
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Abstract

本发明涉及一种一种非平面式三旋翼飞行器及控制方法，包括机体、弹性支架、三根支撑臂和三个旋翼电机组件，其特征在于：所述弹性支架设置在机体底部；所述三根支撑臂一端固定设置在机体上，另一端设置有旋翼电机组件，支撑臂之间夹角均为120°；所述旋翼电机组件可以在支撑臂垂直平面内旋转倾斜。通过调整三个可独立倾斜旋翼的倾转角度，可以对飞行器的姿态控制和位置控制进行优化，进而提高旋翼产生的升力和能源利用率，实现了升力矢量技术六自由度控制，具有最高水平的灵活性，可操作性和最低功率要求，实现了扭矩和力的完全控制。

Description

一种非平面式三旋翼飞行器及控制方法
技术领域
本发明涉及一种非平面式三旋翼飞行器及控制方法。
背景技术
多旋翼微型飞行器(MAV)近年来变得非常流行，显着降低的成本、尺寸和重量提高了其可用性。近几十年来，由于无人机的广泛应用和巨大的潜力，无人机在研究中越来越受到重视，在尺寸方面的效率，自主性，有效载荷能力和可操作性等因素，提出了各种常规和非常规的无人机系统的结构设计和配置。垂直起飞和着陆(VTOL)三旋翼结构飞行器就是一种吸引人们日益关注的设计。在转子发生故障的情况下，一个没有倾斜的六角形飞行器将会看到其性能下降，这是由于姿态控制器不能抑制某些方向的扰动扭矩。三旋翼无人机与四旋翼无人机的尺寸和功率要求相比效率更高，然而，它们在控制和稳定性方面更具挑战性。但是三旋翼无人机体积更小，复杂度更低，成本更低，并且由于电机数量减少而具有更长的飞行时间从而更便宜，更灵活。传统的平面式旋翼飞行器只能产生一个可调的升力以及三个姿态控制力矩，使其本质上是一种欠驱动系统。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种非平面式三旋翼飞行器的控制方法
为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种非平面式三旋翼飞行器，包括机体、弹性支架、三根支撑臂和三个旋翼电机组件，其特征在于：所述弹性支架设置在机体底部；所述三根支撑臂一端固定设置在机体上，另一端设置有旋翼电机组件，支撑臂之间夹角均为120°；所述旋翼电机组件可以在支撑臂垂直平面内旋转倾斜。
进一步的，所述旋翼电机组件通过三连通式连接锁与支撑杆连接。
进一步的，所述旋翼电机组件通过松开连接锁的两个螺丝进行绕支撑臂垂直平面内90°顺时针或逆时针旋转，从而形成不同的非平面式三旋翼结构。
进一步的，所述旋翼电机组件包括无刷直流马达和固定螺距旋翼。
进一步的，所述机体内部还设置有控制系统和电池组。
进一步的，步骤S1：采集旋翼电机组件在支撑臂垂直平面内的角度；
步骤S2：控制系统根据采集的角度，计算得到飞行器的总升力、作用在飞行器上的合力和飞行器产生的总力矩；
步骤S3:根据步骤S2得到的飞行器的总升力作用在飞行器上的合力和飞行器产生的总力矩，可以得到飞行器控制的非线性模型；
步骤S4:控制系统根据得到飞行器控制的非线性模型对飞行器进行速度和姿态控制。
进一步的，所述步骤S2具体为：
飞行器升力FPΣ等于三个旋翼单独产生的升力的代数和，三个旋翼产生的升力在旋翼上的局部坐标上表示为：
Figure BDA0001673095590000031
其中kf是升力对旋翼的速度常数，对于三个旋翼是相同的，ωmi是第i个旋翼的转速，
Figure BDA0001673095590000032
是第i个旋翼电机组件的倾斜角度，而在机体坐标系中，但个旋翼产生的升力为
Figure BDA0001673095590000033
其中/>
Figure BDA0001673095590000034
为从旋翼局部坐标系到及体坐标系的过渡矩阵，分别为/>
Figure BDA0001673095590000035
飞行器总升力为：
Figure BDA0001673095590000036
其中
Figure BDA0001673095590000037
为三个旋翼产生的升力的3×6旋转过渡矩阵和/>
Figure BDA0001673095590000038
为三个旋翼产生的不含升力系数
Figure BDA0001673095590000039
kf升力在机体坐标系xy轴方向上的6×1分力矩阵，，在机体坐标系中重力表示为
Figure BDA0001673095590000041
g为重力加速度，Mtot为飞行器总质量，/>
Figure BDA0001673095590000042
飞行器姿态角φvθvψv分别为滚转角、俯仰角和偏航角，因此作用在飞行器上的合力为：
飞行器产生的总力矩为：
Figure BDA0001673095590000043
其中
Figure BDA0001673095590000044
l是在飞行器的质心和旋翼产生力的作用点之间的距离，而由气动阻力产生的各个旋翼的气动阻力矩为：
Figure BDA0001673095590000045
kt为阻力矩常数，因此作用在机体上的总力矩为：
Figure BDA0001673095590000046
进一步的，所述飞行器控制的非线性模型具体为：
Figure BDA0001673095590000047
Figure BDA0001673095590000048
Figure BDA0001673095590000049
Figure BDA0001673095590000051
其中
Figure BDA0001673095590000052
为三个速度分量组成的速度矢量，/>
Figure BDA0001673095590000053
为三个角速度分量组成的角速度矢量，/>
Figure BDA0001673095590000054
为三个姿态角组成的姿态矢量，/>
Figure BDA0001673095590000055
为位置矢量，
Figure BDA0001673095590000056
为表示在机体坐标系的飞行器惯性矩阵，/>
Figure BDA0001673095590000057
为角速度矢量/>
Figure BDA0001673095590000058
的偏斜矩阵，
Figure BDA0001673095590000059
为在机体坐标系中的角速度转换到地面坐标系的转换矩阵，所以输入矢量为ρ，输出矢量为/>
Figure BDA00016730955900000510
本发明与现有技术相比具有以下有益效果：
(1)本非平面式三旋翼飞行器的成本低，具有全新的旋翼单元结构布局，控制简单，可以克服传统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。
(2)该三旋翼飞行器通过简化支撑臂和转子的位置，优化质心位置，使飞行器更加稳定，旋翼无人机体积更小，复杂度更低，成本更低，并三旋翼无人机与四旋翼无人机的尺寸和功率要求相比，电机数量减少而具有更长的飞行时间从而更便宜，更灵活，效率更高。
(3)本非平面式三旋翼飞行器通过调整三个可独立倾斜旋翼的倾转角度，可以对飞行器的姿态控制和位置控制进行优化，进而提高旋翼产生的升力和能源利用率，实现了升力矢量技术六自由度控制，具有最高水平的灵活性，可操作性和最低功率要求，实现了扭矩和力的完全控制。
(4)每个旋翼由各自的电机直接驱动，消除了传动系统的效率损失。
(5)相比于传统平面式飞行器，该非平面式三旋翼布局可以在不倾斜机体的情况下，只需改变不同旋翼转速的大小，改变水平力和偏航力矩，使得装置和控制方法很大程度上得到简化，这种结构为飞行器提供了高水平的平移运动的可操作性和灵活性以及姿态控制。
(6)这种非平面式三旋翼飞行器具有独立执行实际任务的能力，并且可以在狭窄空间进行起落，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是本发明飞行器的结构图
图2是本发明单个旋翼电机组件倾转局部图
图3是本发明旋翼电机组件和支撑臂的坐标系示意图
图4是本发明连接支撑臂与旋翼电机组件的可绕臂转动的连接锁
具体实施方式
下面结合附图及实施例对本发明做进一步说明。
请参照图1，本发明提供一种非平面式三旋翼飞行器，包括机体、弹性支架、三根支撑臂和三个旋翼电机组件，其特征在于：所述弹性支架设置在机体底部；所述三根支撑臂一端固定设置在机体上，另一端设置有旋翼电机组件，支撑臂之间夹角均为120°；所述旋翼电机组件可以在支撑臂垂直平面内旋转倾斜。
在本发明一实施例中，进一步的，所述旋翼电机组件通过三连通式连接锁与支撑杆连接。
在本发明一实施例中，进一步的，所述旋翼电机组件通过松开连接锁的两个螺丝进行绕支撑臂垂直平面内90°顺时针或逆时针旋转，从而形成不同的非平面式三旋翼结构。
在本发明一实施例中，进一步的，所述旋翼电机组件包括无刷直流马达和固定螺距旋翼。
在本发明一实施例中，进一步的，所述机体内部还设置有控制系统和电池组。
在本发明一实施例中，进一步的，步骤S1：采集旋翼电机组件在支撑臂垂直平面内的角度；
步骤S2：控制系统根据采集的角度，计算得到飞行器的总升力、作用在飞行器上的合力和飞行器产生的总力矩；
步骤S3:根据步骤S2得到的飞行器的总升力作用在飞行器上的合力和飞行器产生的总力矩，可以得到飞行器控制的非线性模型；
步骤S4:控制系统根据得到飞行器控制的非线性模型对飞行器进行速度和姿态控制。
在本发明一实施例中，进一步的，所述步骤S2具体为：
飞行器升力FPΣ等于三个旋翼单独产生的升力的代数和，三个旋翼产生的升力在旋翼上的局部坐标上表示为：
Figure BDA0001673095590000081
其中kf是升力对旋翼的速度常数，对于三个旋翼是相同的，ωmi是第i个旋翼的转速，
Figure BDA0001673095590000082
是第i个旋翼电机组件的倾斜角度，而在机体坐标系中，但个旋翼产生的升力为
Figure BDA0001673095590000083
其中/>
Figure BDA0001673095590000084
为从旋翼局部坐标系到及体坐标系的过渡矩阵，分别为/>
Figure BDA0001673095590000085
飞行器总升力为：
Figure BDA0001673095590000086
其中
Figure BDA0001673095590000091
为三个旋翼产生的升力的3×6旋转过渡矩阵和/>
Figure BDA0001673095590000092
为三个旋翼产生的不含升力系数kf升力在机体坐标系xy轴方向上的6×1分力矩阵，，在机体坐标系
Figure BDA0001673095590000093
中重力表示为
Figure BDA0001673095590000094
g为重力加速度，Mtot为飞行器总质量，
Figure BDA0001673095590000095
飞行器姿态角φvθvψv分别为滚转角、俯仰角和偏航角，因此作用在飞行器上的合力为：
飞行器产生的总力矩为：
Figure BDA0001673095590000096
其中
Figure BDA0001673095590000097
l是在飞行器的质心和旋翼产生力的作用点之间的距离，而由气动阻力产生的各个旋翼的气动阻力矩为：
Figure BDA0001673095590000101
kt为阻力矩常数，因此作用在机体上的总力矩为：
Figure BDA0001673095590000102
在本发明一实施例中，进一步的，所述飞行器控制的非线性模型具体为：
Figure BDA0001673095590000103
Figure BDA0001673095590000104
Figure BDA0001673095590000105
Figure BDA0001673095590000106
其中
Figure BDA0001673095590000107
为三个速度分量组成的速度矢量，/>
Figure BDA0001673095590000108
为三个角速度分量组成的角速度矢量，/>
Figure BDA0001673095590000109
为三个姿态角组成的姿态矢量，/>
Figure BDA00016730955900001010
为位置矢量，
Figure BDA00016730955900001011
为表示在机体坐标系的飞行器惯性矩阵，/>
Figure BDA00016730955900001012
为角速度矢量/>
Figure BDA00016730955900001013
的偏斜矩阵，
Figure BDA0001673095590000111
为在机体坐标系中的角速度转换到地面坐标系的转换矩阵，所以输入矢量为ρ，输出矢量为/>
Figure BDA0001673095590000112
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 (2)

1.一种非平面式三旋翼飞行器，包括机体、弹性支架、三根支撑臂和三个旋翼电机组件，其特征在于：所述弹性支架设置在机体底部；所述三根支撑臂一端固定设置在机体上，另一端设置有旋翼电机组件，支撑臂之间夹角均为120°；所述旋翼电机组件可以在支撑臂垂直平面内旋转倾斜；
所述旋翼电机组件通过三连通式连接锁与支撑杆连接；
所述旋翼电机组件通过松开连接锁的两个螺丝进行绕支撑臂垂直平面内90°顺时针或逆时针旋转，从而形成不同的非平面式三旋翼结构；
所述机体内部还设置有控制系统和电池组；
所述的一种非平面式三旋翼飞行器的控制方法，包括如下步骤：
步骤S1：采集旋翼电机组件在支撑臂垂直平面内的角度；
步骤S2：控制系统根据采集的角度，计算得到飞行器的总升力、作用在飞行器上的合力和飞行器产生的总力矩；
步骤S3:根据步骤S2得到的飞行器的总升力作用在飞行器上的合力和飞行器产生的总力矩，可以得到飞行器控制的非线性模型；
步骤S4:控制系统根据得到飞行器控制的非线性模型对飞行器进行速度和姿态控制；
所述步骤S2具体为：
飞行器升力FPΣ等于三个旋翼单独产生的升力的代数和，三个旋翼产生的升力在旋翼上的局部坐标上表示为：
Figure FDA0004227033300000021
其中kf是升力对旋翼的速度常数，对于三个旋翼是相同的，ωmi是第i个旋翼的转速，
Figure FDA0004227033300000022
是第i个旋翼电机组件的倾斜角度，而在机体坐标系中，单个旋翼产生的升力为
Figure FDA0004227033300000023
其中/>
Figure FDA0004227033300000024
为从旋翼局部坐标系到及体坐标系的过渡矩阵，分别为/>
Figure FDA0004227033300000025
飞行器总升力为：
Figure FDA0004227033300000026
其中
Figure FDA0004227033300000027
为三个旋翼产生的升力的3×6旋转过渡矩阵和
Figure FDA0004227033300000028
为三个旋翼产生的不含升力系数
Figure FDA0004227033300000029
kf升力在机体坐标系xy轴方向上的6×1分力矩阵，在机体坐标系中重力表示为
Figure FDA0004227033300000031
g为重力加速度，Mtot为飞行器总质量，/>
Figure FDA0004227033300000032
飞行器姿态角φvθvψv分别为滚转角、俯仰角和偏航角，因此作用在飞行器上的合力为：
飞行器产生的总力矩为：
Figure FDA0004227033300000033
其中
Figure FDA0004227033300000034
l是在飞行器的质心和旋翼产生力的作用点之间的距离，而由气动阻力产生的各个旋翼的气动阻力矩为：
Figure FDA0004227033300000035
kt为阻力矩常数，因此作用在机体上的总力矩为：
Figure FDA0004227033300000036
所述飞行器控制的非线性模型具体为：
Figure FDA0004227033300000037
Figure FDA0004227033300000038
Figure FDA0004227033300000039
Figure FDA0004227033300000041
其中
Figure FDA0004227033300000042
为三个速度分量组成的速度矢量，/>
Figure FDA0004227033300000043
为三个角速度分量组成的角速度矢量，/>
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为三个姿态角组成的姿态矢量，/>
Figure FDA0004227033300000045
为位置矢量，/>
Figure FDA0004227033300000046
为表示在机体坐标系的飞行器惯性矩阵，/>
Figure FDA0004227033300000047
为角速度矢量/>
Figure FDA0004227033300000048
的偏斜矩阵，
Figure FDA0004227033300000049
为在机体坐标系中的角速度转换到地面坐标系的转换矩阵，所以输入矢量为ρ，输出矢量为/>
Figure FDA00042270333000000410
2.根据权利要求1所述的一种非平面式三旋翼飞行器，其特征在于：所述旋翼电机组件包括无刷直流马达和固定螺距旋翼。
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杨阳，等.三旋翼飞行器动力学分析及建模.《光学精密工程》.2013,第21卷(第7期),第1873-1880页. *

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