CN110077586A - 一种复合式飞行器及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种复合式飞行器及其控制方法，所述飞行器的机体处设有四个可竖向旋转的机翼；四个机翼的前沿处均设有以电机驱动的旋翼；所述机翼的工作姿态包括水平姿态和垂直姿态；当四个机翼均处于垂直姿态；所述飞行器工作在多旋翼式飞行器模式下；当四个机翼均处于水平姿态，所述飞行器工作在固定翼飞行器模式下；本发明结合了传统固定翼式和旋翼式飞行器的优点，能够实现飞行器的远程飞行、垂直起降和空中悬停。

Description

一种复合式飞行器及其控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，尤其是一种复合式飞行器及其控制方法。

背景技术

无人飞行器技术发展越来越成熟，在监视，搜救，制图和探测等方面得到了广泛的运用。无人飞行器操作灵活且机动性强，执行这些任务的飞行器一般是固定翼式飞行器或者旋翼式飞行器。固定翼式飞行器具有高速飞行的能力且机动性高，但对起降条件要求比较苛刻，受起降场地的限制，无法垂直起降。而旋翼式飞行器具有垂直起降和空中悬停的能力，但不具备高速巡航的能力。在执行一些特殊，高难度的任务时，飞行器通常受起降场地限制且需要远程飞行，这就需要一种兼具高速巡航、远程飞行和垂直起降能力的飞行器。

发明内容

本发明提出一种复合式飞行器及其控制方法，结合了传统固定翼式和旋翼式飞行器的优点，能够实现飞行器的远程飞行、垂直起降和空中悬停。

本发明采用以下技术方案。

一种复合式飞行器，所述飞行器的机体(1)处设有四个可竖向旋转的机翼(2)；四个机翼的前沿处均设有以电机(3)驱动的旋翼(4)；所述机翼的工作姿态包括水平姿态和垂直姿态；当四个机翼均处于垂直姿态；所述飞行器工作在多旋翼式飞行器模式下；当四个机翼均处于水平姿态，所述飞行器工作在固定翼飞行器模式下。

所述机翼分为前翼和后翼；所述机体呈长条形；机体前段处设有两个前翼；机体后段处设有两个后翼；每个前翼设有一个旋翼且两个前翼上的旋翼旋转方向相反；每个后翼设有一个旋翼且两个后翼上的旋翼旋转方向相反。

当机翼竖向旋转时，两个前翼的旋转角度可以相同也可以不同；两个后翼的旋转角度相同。

所述机体处设有电源、传感器、摄像头和飞行控制模块。

一种复合式飞行器的控制方法，以上所述的飞行器，当飞行器工作在多旋翼式飞行器模式下时，其控制方法以动力学系统模型N为基础；当飞行器工作在固定翼式飞行器模式下时，其控制方法以动力学系统模型M为基础。

所述动力学系统模型N为；

公式1中：V，ω分别为整体坐标系下飞行器的线速度和角速度；V_b，ω_b分别为局部坐标系下飞行器的线速度和角速度；φ，θ，ψ分别为横滚角，俯仰角和偏航角；M_b为飞行器的质量矩阵；I_n为飞行器的惯性矩矩阵；F_g，分别为作用于飞行器重心的总力，旋翼升力，飞行器重力和扰动力；分别为作用于飞行器重心的总力矩，旋翼产生的力矩和扰动力矩。其中M_b，I_n，F_g，的具体形式如下：

公式2中：I_u，I_v和I_w为飞行器在各坐标轴的惯性矩；l_l和l_s为旋翼在x和y方向上到飞行器重心的距离；其中T_i＝λ_iF_i，F_i为各旋翼升力，i＝1,2,3,4。

所述动力学系统模型M为；

公式3中：分别为各机翼产生的升力和阻力；θ_i(i＝1,2,3,4)为每个机翼的攻角；c_L(θ_i)，c_D(θ_i)分别为升力系数和阻力系数；F_g，F_w和分别为作用于飞行器重心的总力，旋翼产生的力，飞行器重力，机翼产生的升力和阻力；M_w和分别为作用在飞行器重心上的总力矩，旋翼产生的力矩，机翼的阻力/升力产生的力矩和扰动力矩。其中F_w，M_w的具体形式如下：

当飞行器工作在多旋翼式飞行器模式下时，其位置控制器为LQR控制器；多旋翼式飞行器模式下的动力学模型A在状态空间形式下对应的非线性系统为；

公式5中：X为状态向量，由飞行器位置P，姿态α，线速度V_b，角速度ω_b组成，具体形式如下：

根据公式1多旋翼式飞行器模式下的动力学模型，可得为：

非线性系统的控制参数选择飞行器位置P(x,y,z)和偏航角ψ，将驱动力和力矩分解为四个虚拟控制输入u_i，得出u_i的具体形式如下：

当在预设工况下把所述动力学模型A的方程进行线性化时，所得线性化系统的矩阵计算如下：

C＝I，I为12×12单位矩阵；

所述非线性系统选择控制器u(t)来稳定系统，其中X_ref为参考状态，如下：

u(t)＝-K(X(t)-X_ref)(公式9)

并通过最小化以下成本函数J来找到反馈增益矩阵K:

公式10中，Q和R分别为状态变量和控制变量的半正定权矩阵和正定权矩阵。

与传统的飞行器相比，本发明的飞行器结合了传统固定翼式和旋翼式飞行器的优点，通过机翼分别旋转至垂直和水平状态，实现飞行器四旋翼式结构和固定翼飞机式结构的切换，从而实现飞行器的远程飞行、垂直起降和空中悬停。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明进一步详细的说明：

附图1是本发明多旋翼式飞行器模式下的示意图；

附图2是本发明固定翼飞行器模式下的示意图；

附图3是本发明多旋翼式飞行器模式下的力学模型示意图；

附图4是本发明固定翼飞行器模式下的力学模型示意图；

图中：1-机体；2-机翼；3-电机；4-旋翼。

具体实施方式

如图1-4所示，一种复合式飞行器，所述飞行器的机体1处设有四个可竖向旋转的机翼2；四个机翼的前沿处均设有以电机3驱动的旋翼4；所述机翼的工作姿态包括水平姿态和垂直姿态；当四个机翼均处于垂直姿态；所述飞行器工作在多旋翼式飞行器模式下；当四个机翼均处于水平姿态，所述飞行器工作在固定翼飞行器模式下。

所述机翼分为前翼和后翼；所述机体呈长条形；机体前段处设有两个前翼；机体后段处设有两个后翼；每个前翼设有一个旋翼且两个前翼上的旋翼旋转方向相反；每个后翼设有一个旋翼且两个后翼上的旋翼旋转方向相反。

当机翼竖向旋转时，两个前翼的旋转角度可以相同也可以不同；两个后翼的旋转角度相同。

所述机体处设有电源、传感器、摄像头和飞行控制模块。

一种复合式飞行器的控制方法，以上所述的飞行器，当飞行器工作在多旋翼式飞行器模式下时，其控制方法以动力学系统模型N为基础；当飞行器工作在固定翼式飞行器模式下时，其控制方法以动力学系统模型M为基础。

所述动力学系统模型N为；

公式1中：V，ω分别为整体坐标系下飞行器的线速度和角速度；V_b，ω_b分别为局部坐标系下飞行器的线速度和角速度；φ，θ，ψ分别为横滚角，俯仰角和偏航角；M_b为飞行器的质量矩阵；I_n为飞行器的惯性矩矩阵；F_g，分别为作用于飞行器重心的总力，旋翼升力，飞行器重力和扰动力；分别为作用于飞行器重心的总力矩，旋翼产生的力矩和扰动力矩。其中M_b，I_n，F_g，的具体形式如下：

公式2中：I_u，I_v和I_w为飞行器在各坐标轴的惯性矩；l_l和l_s为旋翼在x和y方向上到飞行器重心的距离；其中T_i＝λ_iF_i，F_i为各旋翼升力，i＝1,2,3,4。

所述动力学系统模型M为；

公式3中：分别为各机翼产生的升力和阻力；θ_i(i＝1,2,3,4)为每个机翼的攻角；c_L(θ_i)，c_D(θ_i)分别为升力系数和阻力系数；F_g，F_w和分别为作用于飞行器重心的总力，旋翼产生的力，飞行器重力，机翼产生的升力和阻力；M_w和分别为作用在飞行器重心上的总力矩，旋翼产生的力矩，机翼的阻力/升力产生的力矩和扰动力矩。其中F_w，M_w的具体形式如下：

当飞行器工作在多旋翼式飞行器模式下时，其位置控制器为LQR控制器；多旋翼式飞行器模式下的动力学模型A在状态空间形式下对应的非线性系统为；

公式5中：X为状态向量，由飞行器位置P，姿态α，线速度V_b，角速度ω_b组成，具体形式如下：

根据公式1多旋翼式飞行器模式下的动力学模型，可得为：

非线性系统的控制参数选择飞行器位置P(x,y,z)和偏航角ψ，将驱动力和力矩分解为四个虚拟控制输入u_i，得出u_i的具体形式如下：

当在预设工况下把所述动力学模型A的方程进行线性化时，所得线性化系统的矩阵计算如下：

C＝I，I为12×12单位矩阵；

所述非线性系统选择控制器u(t)来稳定系统，其中X_ref为参考状态，如下：

u(t)＝-K(X(t)-X_ref) (公式9)

并通过最小化以下成本函数J来找到反馈增益矩阵K:

公式10中，Q和R分别为状态变量和控制变量的半正定权矩阵和正定权矩阵。

以上所述的仅是本发明的优选实施方式，本发明不限于以上实施方式。可以理解为，本领域技术人员在不脱离本发明的构思和前提下直接导出或联想到的其他改进和变化，均应认为包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种复合式飞行器，其特征在于：所述飞行器的机体(1)处设有四个可竖向旋转的机翼(2)；四个机翼的前沿处均设有以电机(3)驱动的旋翼(4)；所述机翼的工作姿态包括水平姿态和垂直姿态；当四个机翼均处于垂直姿态；所述飞行器工作在多旋翼式飞行器模式下；当四个机翼均处于水平姿态，所述飞行器工作在固定翼飞行器模式下。

2.根据权利要求1所述的一种复合式飞行器，其特征在于：所述机翼分为前翼和后翼；所述机体呈长条形；机体前段处设有两个前翼；机体后段处设有两个后翼；每个前翼设有一个旋翼且两个前翼上的旋翼旋转方向相反；每个后翼设有一个旋翼且两个后翼上的旋翼旋转方向相反。

3.根据权利要求2所述的一种复合式飞行器，其特征在于：当机翼竖向旋转时，两个前翼的旋转角度可以相同也可以不同；两个后翼的旋转角度相同。

4.根据权利要求1所述的一种复合式飞行器，其特征在于：所述机体处设有电源、传感器、摄像头和飞行控制模块。

5.一种复合式飞行器的控制方法，其特征在于：根据权利要求3所述的飞行器，当飞行器工作在多旋翼式飞行器模式下时，其控制方法以动力学系统模型N为基础；当飞行器工作在固定翼式飞行器模式下时，其控制方法以动力学系统模型M为基础。

6.根据权利要求5所述的一种复合式飞行器的控制方法，其特征在于：所述动力学系统模型N为；

公式1中：V，ω分别为整体坐标系下飞行器的线速度和角速度；V_b，ω_b分别为局部坐标系下飞行器的线速度和角速度；φ，θ，ψ分别为横滚角，俯仰角和偏航角；M_b为飞行器的质量矩阵；I_n为飞行器的惯性矩矩阵；F_g，分别为作用于飞行器重心的总力，旋翼升力，飞行器重力和扰动力；分别为作用于飞行器重心的总力矩，旋翼产生的力矩和扰动力矩。其中M_b，I_n，F_g，的具体形式如下：

公式2中：I_u，I_v和I_w为飞行器在各坐标轴的惯性矩；l_l和l_s为旋翼在x和y方向上到飞行器重心的距离；其中T_i＝λ_iF_i，F_i为各旋翼升力，i＝1,2,3,4。

7.根据权利要求5所述的一种复合式飞行器的控制方法，其特征在于：所述动力学系统模型M为；

公式3中：分别为各机翼产生的升力和阻力；θ_i(i＝1,2,3,4)为每个机翼的攻角；c_L(θ_i)，c_D(θ_i)分别为升力系数和阻力系数；F_g，F_w和分别为作用于飞行器重心的总力，旋翼产生的力，飞行器重力，机翼产生的升力和阻力；M_w和分别为作用在飞行器重心上的总力矩，旋翼产生的力矩，机翼的阻力/升力产生的力矩和扰动力矩。其中F_w，M_w的具体形式如下：

8.根据权利要求6所述的一种复合式飞行器的控制方法，其特征在于：当飞行器工作在多旋翼式飞行器模式下时，其位置控制器为LQR控制器；多旋翼式飞行器模式下的动力学模型A在状态空间形式下对应的非线性系统为；

公式5中：X为状态向量，由飞行器位置P，姿态α，线速度V_b，角速度ω_b组成，具体形式如下：

根据公式1多旋翼式飞行器模式下的动力学模型，可得为：

9.根据权利要求8所述的一种复合式飞行器的控制方法，其特征在于：非线性系统的控制参数选择飞行器位置P(x,y,z)和偏航角ψ，将驱动力和力矩分解为四个虚拟控制输入u_i，得出u_i的具体形式如下：

10.根据权利要求9所述的一种复合式飞行器的控制方法，其特征在于：当在预设工况下把所述动力学模型A的方程进行线性化时，所得线性化系统的矩阵计算如下：

C＝I，I为12×12单位矩阵；

所述非线性系统选择控制器u(t)来稳定系统，其中X_ref为参考状态，如下：

u(t)＝-K(X(t)-X_ref) (公式9)

并通过最小化以下成本函数J来找到反馈增益矩阵K:

公式10中，Q和R分别为状态变量和控制变量的半正定权矩阵和正定权矩阵。