CN110920909A - 一种双发油动变桨距多旋翼飞行器的飞行控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种双发油动变桨距多旋翼飞行器的飞行控制方法，包括姿态增稳控制和定高控制，其中：所述姿态增稳控制采用油门控制转速、总距控制姿态的方式；所述定高控制采用总距控制高度或转速控制高度。本发明解决了两个发动机工作输出特性不一致导致无人机震荡轰油门的问题，在此基础上对无人机进行增稳和定高控制，经试验，控制效果良好。

Description

一种双发油动变桨距多旋翼飞行器的飞行控制方法

技术领域

本发明属于油动飞行器的发动机控制和飞行控制技术领域，具体涉及一种双发油动变桨距多旋翼的飞行控制方法。

背景技术

多旋翼飞行器可以定点悬停，任意改变飞行方向，在航拍、农业植保、军用侦查等行业有着广泛的应用，近年来受到研究人员的密切关注。目前多旋翼飞行器主要以电机驱动为主，电机转速恒定姿态控制较为简单，但是存在诸多缺点：任务载荷小，续航时间短，抗风能力差等，在很大程度上限制了多旋翼飞行器的使用范围。

以燃油为动力的多旋翼具有较大的起飞重量，抵抗外界干扰性能较好；发动机也可以提供足够的动力，载重力大幅提升，可以用于载人、运输货物；同时续航时间取决于油箱的体积，可以根据任务需要在一定范围内更换油箱，受限因素较少，但油动多旋翼弥补了电动多旋翼诸多缺点的同时引入了新的问题，如发动机输出不稳定，控制响应较慢跟随性差等。

发明内容

本发明的目的是提供一种双发油动变桨距多旋翼飞行器的飞行控制方法，以解决两个发动机工作输出特性不一致导致无人机震荡轰油门的问题。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种双发油动变桨距多旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：包括姿态增稳控制和定高控制，其中：

所述姿态增稳控制采用油门控制转速、总距控制姿态的方式；

所述定高控制采用总距控制高度或转速控制高度。

所述姿态增稳控制中，姿态控制率采用姿态环+角速率环的控制结构。

所述姿态增稳控制中，首先根据多旋翼飞行器的尺寸，计算电机分配量，计算得到各通道电机分配系数。

所述姿态增稳控制中，在前后两个发动机油门控制的舵机中引入俯仰操纵变化量作为前馈补偿量。

所述姿态增稳控制包括如下步骤：

(1)旋翼转速测定：

在发动机传动轴安装霍尔传感器，在一个测速周期内，通过霍尔传感器得到完整脉冲的计数值，同时测量每个脉冲的周期，利用一个周期内的多个脉冲值求平均得到一个脉冲周期的均值；

在一个测速周期到时，读取当前脉冲周期已测量的时长，计算占当前脉冲周期的比例，得到非完整脉冲值μ，下一周期再测量剩下的非完整脉冲，下一周期测到的完整脉冲个数应该加上(1-μ)，最终得到旋翼转速；

(2)转速线性化、桨距标定：

将飞控计算输出的总距控制信号pwm与发动机转速设定为线性关系；通过实际测试找到飞行器悬停时的最佳桨距和发动机转速，并保证飞行器飞行过程中不会出现0桨距的情况；

(3)飞行器航向漂移：

采用双GPS组合定向方法，利用载波相位解算实现精确定向；

(4)发动机定转速控制：

采用发动机转速反馈和前馈补偿的复合控制结构。

所述步骤(2)具体包括如下步骤：

第一步，根据桨距的最小值

和最大值

预估初始桨距

通过地面系留动态测试飞行器在发动机启动处于怠速状态的转速n₀和在飞行器悬停时的桨距M_τ及发动机转速n_s；

第二步，测出飞行器的遥控器3通道所对应的PWM最大值PWM_max和最小值PWM_min，得到中立总距控制量PWM_mid；通过多次测试，得到发动机转速和总距控制信号PWM的线性关系如下表：

其中，M_mid为最终确定飞控控制范围的中立桨距，n_s为在M_mid桨距下飞机处于悬停状态发动机的转速，

为飞控期望的最大桨距，△为桨距预留量；

根据如下公式将飞控输出总距控制信号PWM和桨距线性对应：

所述步骤(3)中，将两个GPS天线做减震架高处理，且两个GPS天线之间尽可能远离。

所述步骤(4)中，引入总距操纵变化量△δ_c和俯仰变化量△δ_e作为前馈补偿，实现旋翼转速在受到外界环境干扰、桨距操纵干扰下的快速恒定。

所述步骤(4)中，发动机定转速控制采用转速通道控制率，转速通道控制率为：

其中，δ_T为总距变化对应的升力，

为俯仰变化补偿系数，

为总距变化补偿系数，总距误差

俯仰角误差

K_pn为转速放大比例系数，K_in为转速误差积分系数，

为转速误差。

有益效果：本发明提出了一种使用两台油动发动机为多旋翼提供动力的设计思想，对于燃油发动机的缺点，采用了定转速控总矩和前馈补偿的复合控制结构，解决由于制造工艺及燃油燃烧程度的不稳定导致发动机输出特性不一致的问题，在此基础上实现了飞行器控制。本发明解决了两个发动机工作输出特性不一致导致无人机震荡轰油门的问题，在此基础上对无人机进行增稳和定高控制，经试验，控制效果良好。

附图说明

图1为飞行器整体外形图；

图2a为旋翼系统结构外形图；

图2b为旋翼系统结构侧视图；

图3为非中心对称多旋翼电机系数分配图；

图4为旋翼转速控制率结构图；

图5为转速测量原理图；

图6为发动机输出特性曲线图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做更进一步的解释。

首先对多旋翼飞行器的平台进行如下介绍：

本发明所涉及的多旋翼飞行器的外形如图1所示，外形整体为长方形，属于非中心对称四旋翼，该飞行器采用和直升机类似的旋翼系统结构，如图2所示系统主要由固定桨叶三角架1、变距机构2和可上下移动桨盘3组成，飞控芯片通过电机分配算法计算得到总距控制信号PWM到舵机，改变桨盘在垂直方向上的位置进而同时改变三个桨叶的桨矩，达到改变升力的目的。

动力系统采用两台Rotax型号的发动机，对称分布在轴对称线的两边，发动机输出特性曲线如图6所示，由于发动机正常工作时转速较高，故在传动轴和桨盘之间加入减速装置，避免超出桨尖的最大承受速度范围而失速。测速装置为霍尔传感器，主要测量发动机输出实时转速，一是通过地面站实时监测发动机是否正常工作，二是为飞控提供转速反馈，更好控制转速，达到定转速控总矩的飞行控制目的。

本发明的双发油动变桨距多旋翼飞行器的飞行控制方法包括姿态增稳控制和定高模式控制，采用飞控系统进行控制，飞控系统包括ARM STM32F407飞控芯片，霍尔测速传感器，姿态传感器，GPS，数据传输设备，地面观测站等。

本发明的方法具体如下：

1、姿态增稳控制：

姿态增稳控制采用油门控制转速、总距控制姿态的方式；姿态控制率采用经典姿态环+角速率环的控制结构。首先根据四旋翼的尺寸，计算电机分配量，如图3所示，计算得到各通道电机分配系数，如表1所示，考虑到前后两个发动机分别驱动旋翼，在作俯仰操纵时，对前后发动机转速的影响不同，因此分别在前后发动机油门控制的舵机中引入俯仰操纵变化量作为前馈补偿量，进而提高响应的线性度和快速性，如图4所示。

表1多旋翼无人机电机系数计算表

姿态增稳控制具体包括如下步骤：

(1)旋翼转速测定：

在发动机传动轴安装霍尔传感器，在一个测速周期内，通过霍尔传感器得到完整脉冲的计数值，同时测量每个脉冲的周期，利用一个周期内的多个脉冲值求平均得到一个脉冲周期的均值；

在一个测速周期到时，读取当前脉冲周期已测量的时长，计算占当前脉冲周期的比例，得到非完整脉冲值μ，下一周期再测量剩下的非完整脉冲，下一周期测到的完整脉冲个数应该加上(1-μ)，最终得到旋翼转速；

采用计数和测周期相结合的方式实现倍频，可以提高分辨率；

(2)转速线性化、桨距标定：

由于油动发动机特殊的输出特性，输出转速与所受阻力成非线性关系，而且由发动机输出特性曲线图可知，转速与扭矩输出关系近似为二次函数，为了最大限度利用发动机输出，本发明将5300r/min限制为最大转速，由图可知，在转速低于5300r/min时扭矩与转速近似为线性关系，故可将飞控计算输出的pwm信号与转速近似假设为线性关系。再者由于飞控输出的pwm信号直接作用于控制桨距大小的KST舵机，在发动机工作时桨距如果突然变为0，那么发动机的阻力会变的很小，短时间内发动机转速会飙升，不仅对发动机有损坏，而且如果在飞行中出现0桨距，飞行器会失去升力。旋翼滚转俯仰操纵的实现是通过改变四个旋翼的升力来实现的，考虑到载重和上述因素，我们需要通过实际测试找到悬停时的最佳桨距和发动机转速，并保证飞行过程中不会出现0桨距的情况。具体包括如下步骤：

第一步，根据桨距的最小值

和最大值

预估初始桨距

通过地面系留动态测试飞行器在发动机启动处于怠速状态的转速n₀和在飞行器悬停时的桨距M_τ及发动机转速n_s；

第二步，测出飞行器的遥控器3通道所对应的PWM最大值PWM_max和最小值PWM_min，得到中立总距控制量PWM_mid；通过多次测试，得到发动机转速和总距控制信号PWM的线性关系如下表2：

表2

其中，M_mid为最终确定飞控控制范围的中立桨距，n_s为在M_mid桨距下飞机处于悬停状态发动机的转速，

为飞控期望的最大桨距，△为桨距预留量；

根据如下公式将飞控输出总距控制信号PWM和桨距线性对应：

(3)飞行器航向漂移：

该飞行器机体材质大部分为合金材料，故对磁罗盘有干扰，会引起定向姿态信息的误差，失去航向保持。本发明采用双GPS组合定向方法，将两个GPS天线做减震架高处理，并使两个GPS天线之间间隔尽可能远，利用载波相位解算实现精确定向，从控制层面解决数据源精度不够的问题，间接提高控制精度；

(4)发动机定转速控制：

本发明采用发动机转速反馈和前馈补偿的复合控制结构；

如图4所示，引入总距操纵变化量△δ_c和俯仰变化量△δ_e作为前馈补偿，实现旋翼转速在受到外界环境干扰、桨距操纵干扰下的快速恒定。

发动机定转速控制所采用的转速通道控制率为：

其中，δ_T为总距变化对应的升力，

为俯仰变化补偿系数，

为总距变化补偿系数，总距误差

俯仰角误差

K_pn为转速放大比例系数，K_in为转速误差积分系数，

为转速误差。

2、定高控制

定高控制有两种方法：总距控制高度和转速控制高度，对比二者的优缺点如下：

1)转速控制高度的方法由于发动机转速控制带宽小，响应慢。而总距的变化会直接影响到旋翼的升力，快速性较好；

2)转速控高的方法会影响到姿态的B阵，提高姿态控制效率，总距控高会影响转速，引入操纵耦合，减小俯仰和滚转的可控制量。

但考虑到控制响应速度，和前面增稳控制部分提出的转速控制方法，本发明优选采取总距控制高度的方法。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种双发油动变桨距多旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：包括姿态增稳控制和定高控制，其中：

所述姿态增稳控制采用油门控制转速、总距控制姿态的方式；

所述定高控制采用总距控制高度或转速控制高度。

2.根据权利要求1所述的双发油动变桨距多旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：所述姿态增稳控制中，姿态控制率采用姿态环+角速率环的控制结构。

3.根据权利要求1所述的双发油动变桨距多旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：所述姿态增稳控制中，首先根据多旋翼飞行器的尺寸，计算电机分配量，计算得到各通道电机分配系数。

4.根据权利要求1所述的双发油动变桨距多旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：所述姿态增稳控制中，在前后两个发动机油门控制的舵机中引入俯仰操纵变化量作为前馈补偿量。

5.根据权利要求1所述的双发油动变桨距多旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：所述姿态增稳控制包括如下步骤：

(1)旋翼转速测定：

在发动机传动轴安装霍尔传感器，在一个测速周期内，通过霍尔传感器得到完整脉冲的计数值，同时测量每个脉冲的周期，利用一个周期内的多个脉冲值求平均得到一个脉冲周期的均值；

在一个测速周期到时，读取当前脉冲周期已测量的时长，计算占当前脉冲周期的比例，得到非完整脉冲值μ，下一周期再测量剩下的非完整脉冲，下一周期测到的完整脉冲个数应该加上(1-μ)，最终得到旋翼转速；

(2)转速线性化、桨距标定：

将飞控计算输出的总距控制信号pwm与发动机转速设定为线性关系；通过实际测试找到飞行器悬停时的最佳桨距和发动机转速，并保证飞行器飞行过程中不会出现0桨距的情况；

(3)飞行器航向漂移：

采用双GPS组合定向方法，利用载波相位解算实现精确定向；

(4)发动机定转速控制：

采用发动机转速反馈和前馈补偿的复合控制结构。

6.根据权利要求5所述的双发油动变桨距多旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：所述步骤(2)具体包括如下步骤：

第一步，根据桨距的最小值

和最大值

预估初始桨距

通过地面系留动态测试飞行器在发动机启动处于怠速状态的转速n₀和在飞行器悬停时的桨距M_τ及发动机转速n_s；

第二步，测出飞行器的遥控器3通道所对应的PWM最大值PWM_max和最小值PWM_min，得到中立总距控制量PWM_mid；通过多次测试，得到发动机转速和总距控制信号PWM的线性关系如下表：

其中，M_mid为最终确定飞控控制范围的中立桨距，n_s为在M_mid桨距下飞机处于悬停状态发动机的转速，

为飞控期望的最大桨距，△为桨距预留量；

根据如下公式将飞控输出总距控制信号PWM和桨距线性对应：

7.根据权利要求5所述的双发油动变桨距多旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：所述步骤(3)中，将两个GPS天线做减震架高处理，且两个GPS天线之间尽可能远离。

8.根据权利要求5所述的双发油动变桨距多旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：所述步骤(4)中，引入总距操纵变化量△δ_c和俯仰变化量△δ_e作为前馈补偿，实现旋翼转速在受到外界环境干扰、桨距操纵干扰下的快速恒定。

9.根据权利要求5或8所述的双发油动变桨距多旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：所述步骤(4)中，发动机定转速控制采用转速通道控制率，转速通道控制率为：

其中，δ_T为总距变化对应的升力，

为俯仰变化补偿系数，

为总距变化补偿系数，总距误差

俯仰角误差

K_pn为转速放大比例系数，K_in为转速误差积分系数，

为转速误差。

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