CN111522356A - 一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法 - Google Patents

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CN111522356A CN202010227238.3A CN202010227238A CN111522356A CN 111522356 A CN111522356 A CN 111522356A CN 202010227238 A CN202010227238 A CN 202010227238A CN 111522356 A CN111522356 A CN 111522356A
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    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
    • 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

Abstract

本发明公开了一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法，在INDI控制的基础上，结合包线保护、分级控制分配以及高度和姿态一体化控制，可以实现单一控制器对全飞行包线的统一控制。该控制方法能有效应对倾转旋翼无人机的非线性时变特性带来的控制品质下降问题，实现倾转旋翼无人机高度和姿态的精确控制。该控制方法能够大大降低控制器参数对无人机模型精确度的依赖，提高控制器对模型失配和外部扰动的鲁棒性。不同于传统的分段式倾转旋翼机控制方式，本发明采用一体化的控制结构，可以避免人为引入控制参数或控制信号的不连续性，提高飞行安全性和控制器的集成度。

Description

一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法
技术领域
本发明涉及无人机飞行控制技术领域，尤其涉及一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法。
背景技术
传统无人机按构型可基本分为两种：固定翼无人机机和直升机/多旋翼无人机。固定翼无人机飞行速度高、续航能力强，但起飞、降落需要跑道设施，使用条件受限大。直升机/多旋翼无人机具有垂直起降和空中悬停能力，但飞行速度低，航程和续航时间较短。近年来，以倾转旋翼机为代表的新型短距/垂直起降无人机逐渐崭露头角，这类新型无人机结合了固定翼飞机和直升机/多旋翼各自的优势，具有更宽的飞行包线。
倾转旋翼无人机的旋翼倾转角会随着飞行状态的变化而变化。从控制学科的角度来看，倾转旋翼机属于具有较强非线性的时变系统，要想实现对其精确控制，需要控制器具有较强的鲁棒性和应对非线性的能力。传统的线性控制方法，如增益调度PID、LQR、MRAC、鲁棒控制等，在应对非线性较强的对象时往往难以取得良好的控制效果；传统的非线性控制方法，如NDI、反步法等，则严重依赖被控对象的精确数学模型，模型的失配会严重影响控制效果。但倾转旋翼无人机的旋翼的倾转过程是时变过程，非定常流场难以理论计算。这些因素导致倾转旋翼无人机无法建立精确的数学模型，严重依赖模型的非线性方法难以应用。并且，一般的垂直起降固定翼无人机姿态、高度控制在实施过程中往往将飞行阶段划分为悬停模式(多旋翼模式)、过渡模式和固定翼模式，根据飞机的构型不同，需要采取在不同控制器或控制参数之间硬切换和混合的方式，实现全飞行包线内的控制。这种切换会在飞行控制过程中人为引入不连续，造成飞机状态量的较大波动，严重时会威胁飞行安全。要想实现全包线内的统一、连续控制，需要根据倾转旋翼机的飞行特性和飞行状态，对油门、倾转角等关键控制指令进行约束，即包线保护；并且，倾转旋翼机的作动器存在冗余，需要简单可靠的控制分配算法对舵面和旋翼的作动器控制指令进行合理分配。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法，用以提供一种模型依赖程度低、抗扰动能力强的倾转旋翼无人机姿态、高度全飞行包线一体化控制方法。
因此，本发明提供了一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法，包括如下步骤：
S1：在当前控制周期内，将来自遥控器或地面站的各通道信号映射为对应被控状态量的操纵指令，包括俯仰角指令、滚转角指令、偏航角速度指令、高度指令和前飞油门指令；
S2：根据各操纵指令生成符合被控无人机物理特性的参考指令，包括俯仰角参考指令、滚转角参考指令、偏航角速度参考指令、高度参考指令和前飞油门参考指令；并生成俯仰角参考指令、滚转角参考指令、偏航角速度参考指令和高度参考指令的微分参考指令，包括俯仰角速度参考指令、滚转角速度参考指令、俯仰角加速度参考指令、滚转角加速度参考指令、偏航角加速度参考指令、垂直速度参考指令和垂直加速度参考指令；
S3：采用PD控制结构，根据俯仰角参考指令、滚转角参考指令、俯仰角速度参考指令、滚转角速度参考指令、偏航角速度参考指令、高度参考指令和垂直速度参考指令分别与对应的被控状态量间的误差，生成对应被控状态量的补偿控制信号作为加速度补偿指令，俯仰角加速度参考指令、滚转角加速度参考指令、偏航角加速度参考指令和垂直加速度参考指令分别与对应被控状态量的加速度补偿指令叠加后，与前飞油门参考指令一起构成加速度控制指令；
S4：采用速度信号滤波后进行差分的方式对被控无人机当前控制周期的实际加速度进行估计，将加速度控制指令与当前控制周期的加速度估计值做差得到加速度误差信号；
S5：将加速度误差信号映射为被控无人机作动器控制指令的增量，在加权伪逆算法的基础上加入分级分配抗饱和算法，通过对俯仰角指令、滚转角指令、偏航角速度指令、高度指令和前飞油门指令的分级分配，并根据各作动器的位置和速率限制，对作动器控制指令的增量进行缩放；
S6：将缩放后的作动器控制指令的增量与当前控制周期的作动器位置信号叠加，生成当前控制周期的作动器控制指令，完成当前控制周期的控制律解算；
返回步骤S1，重复执行步骤S1～步骤S6，进行下一控制周期的解算，直至飞行结束。
在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法中，步骤S1中，映射成的操纵指令为：
yp＝[thf Hc φc θc rc]T (1)
其中，thf表示前飞油门指令，物理意义是倾转旋翼总油门指令在体轴系x轴方向上的投影，当被控无人机处于多旋翼模式时，thf为零；Hc表示高度指令；φc表示滚转角指令；θc表示俯仰角指令；rc表示偏航角速度指令。
在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法中，步骤S2中，滚转角指令的参考模型为：
Figure BDA0002428121360000031
其中，s为拉普拉斯算子，φref表示滚转角参考指令，pref表示滚转角速度参考指令，
Figure BDA0002428121360000041
表示滚转角加速度参考指令，ωφ和ζφ为参考模型的可调参数；俯仰角指令的参考模型为：
Figure BDA0002428121360000042
其中，θref表示俯仰角参考指令，qref表示俯仰角速度参考指令，
Figure BDA0002428121360000043
表示俯仰角加速度参考指令，ωθ和ζθ为参考模型的可调参数；高度指令的参考模型为：
Figure BDA0002428121360000044
其中，Href表示高度参考指令，
Figure BDA0002428121360000049
表示垂直速度参考指令，
Figure BDA0002428121360000045
表示垂直加速度参考指令，ωh和ζh为参考模型的可调参数；偏航角速度指令的参考模型为：
Figure BDA0002428121360000046
其中，rref表示偏航角速度参考指令，
Figure BDA0002428121360000047
表示偏航角加速度参考指令，ωr为参考模型的可调参数；前飞油门指令的参考模型为：
Figure BDA0002428121360000048
其中，thref表示前飞油门参考指令，ωt为参考模型的可调参数。
在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法中，步骤S3，采用PD控制结构，根据俯仰角参考指令、滚转角参考指令、俯仰角速度参考指令、滚转角速度参考指令、偏航角速度参考指令、高度参考指令和垂直速度参考指令分别与对应的被控状态量间的误差，生成对应被控状态量的补偿控制信号作为加速度补偿指令，具体包括：
采用PD控制结构，形式如下：
Figure BDA0002428121360000051
其中，
Figure BDA00024281213600000513
表示垂直加速度补偿指令，
Figure BDA00024281213600000512
表示滚转角加速度补偿指令，
Figure BDA0002428121360000053
表示俯仰角加速度补偿指令，
Figure BDA0002428121360000054
表示偏航角加速度补偿指令；eh表示高度误差，
Figure BDA0002428121360000055
表示垂直速度误差，eφ表示滚转角误差，ep表示滚转角速度误差，eθ表示俯仰角误差，eq表示俯仰角速度误差，er表示偏航角速度误差；kh表示高度误差系数，
Figure BDA0002428121360000056
表示垂直速度误差系数，kφ表示滚转角误差系数，kp表示滚转角速度误差系数，kθ表示俯仰角误差系数，kq表示俯仰角速度误差系数，kr表示偏航角速度误差系数；
加速度补偿指令与俯仰角加速度参考指令、滚转角加速度参考指令、偏航角加速度参考指令、垂直加速度参考指令叠加后，与前飞油门参考指令共同构成虚拟加速度控制指令vc：
Figure BDA0002428121360000057
其中，thc表示前飞油门控制指令，
Figure BDA0002428121360000058
表示垂直加速度控制指令，
Figure BDA0002428121360000059
表示滚转角加速度控制指令，
Figure BDA00024281213600000510
表示俯仰角加速度控制指令，
Figure BDA00024281213600000511
表示偏航角加速度控制指令。
在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法中，步骤S4中，得到的加速度误差信号为：
Figure BDA0002428121360000061
其中，Δv表示加速度控制指令与当前控制周期的加速度估计值之间的误差向量，v0表示无人机当前控制周期的加速度估计值和前飞油门值，Δth表示前飞油门误差，
Figure BDA0002428121360000062
表示垂直加速度误差，
Figure BDA0002428121360000063
表示滚转角加速度误差，
Figure BDA0002428121360000064
表示俯仰角加速度误差，
Figure BDA0002428121360000065
表示偏航角加速度误差；采用角速度信号滤波后进行差分的方式对角加速度进行估计，角速度滤波器采用二阶Butterworth低通滤波器：
Figure BDA0002428121360000066
其中，ωn表示二阶Butterworth低通滤波器的截止频率，ζ表示二阶Butterworth低通滤波器的阻尼比。
在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法中，步骤S5，将加速度误差信号映射为被控无人机作动器控制指令的增量，在加权伪逆算法的基础上加入分级分配抗饱和算法，通过对俯仰角指令、滚转角指令、偏航角速度指令、高度指令和前飞油门指令的分级分配，并根据各作动器的位置和速率限制，对作动器控制指令的增量进行缩放，具体包括：
S51：根据过渡走廊约束、作动器速率和位置限制以及当前控制周期的作动器位置确定作动器控制指令的边界：
Figure BDA0002428121360000067
其中，
Figure BDA0002428121360000068
和u分别表示加入过渡走廊约束的作动器位置的上限和下限，
Figure BDA0002428121360000069
和
Figure BDA0002428121360000071
分别表示作动器速率限制的上限和下限，u0表示当前控制周期的作动器位置，Δt表示控制器的采样周期；
S52：根据控制指令Δv计算初始作动器控制指令的增量Δu：
Δu＝[KrBr KaBa]+Δv (12)
Figure BDA0002428121360000072
Kr＝1-Ka
其中，Va表示空速，Ka和Kr分别表示气动舵面和旋翼的操纵权重，Br和Ba分别表示气动舵面和旋翼的操纵效能矩阵；
S53：判断Δu是否超出作动器控制指令边界
Figure BDA0002428121360000073
若否，则执行步骤S54；若是，则执行步骤S55；
S54：直接输出初始作动器控制指令的增量Δu；
S55：优先分配俯仰角加速度误差、滚转角加速度误差和偏航角加速度误差Δv1，得到第一次分配结果Δu1：
Δu1＝[KrBr KaBa]+Δv1 (14)
Figure BDA0002428121360000074
S56：判断Δu1是否超出作动器控制指令边界
Figure BDA0002428121360000075
若是，则执行步骤S57；若否，则执行步骤S58；
S57：对Δu1进行线性缩放，使Δu1落在边界
Figure BDA0002428121360000076
之内，更新边界值：
Figure BDA0002428121360000077
S58：对垂直加速度误差和前飞油门误差Δv2进行分配，得到第二次分配结果Δu2：
Δu2＝[KrBr KaBa]+Δv2
Figure BDA0002428121360000081
S59：判断Δu2是否超出更新后的作动器控制指令边界
Figure BDA0002428121360000082
若是，则执行步骤S60；若否，则执行步骤S61；
S60：对Δu2进行线性缩放，使Δu2落在边界
Figure BDA0002428121360000083
之内，更新边界值；
Figure BDA0002428121360000084
S61：输出作动器控制指令的增量Δu＝Δu1+Δu2。
在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法中，步骤S6中，生成的当前控制周期的作动器控制指令为：
Figure BDA0002428121360000085
其中，
Figure BDA0002428121360000086
表示包线保护和控制分配的分配运算。
本发明还提供了一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制系统，包括：操纵指令映射模块、操纵指令参考模型、误差补偿器、INDI核心控制律模块以及包线保护和控制分配模块；其中，
所述操纵指令映射模块，用于在当前控制周期内，将来自遥控器或地面站的各通道信号映射为对应被控状态量的操纵指令，包括俯仰角指令、滚转角指令、偏航角速度指令、高度指令和前飞油门指令，并输入到操纵指令参考模型中；
所述操纵指令参考模型，用于根据各操纵指令生成符合被控无人机物理特性的参考指令，包括俯仰角参考指令、滚转角参考指令、偏航角速度参考指令、高度参考指令和前飞油门参考指令；并生成俯仰角参考指令、滚转角参考指令、偏航角速度参考指令和高度参考指令的微分参考指令，包括俯仰角速度参考指令、滚转角速度参考指令、俯仰角加速度参考指令、滚转角加速度参考指令、偏航角加速度参考指令、垂直速度参考指令和垂直加速度参考指令；将俯仰角参考指令、滚转角参考指令、俯仰角速度参考指令、滚转角速度参考指令、偏航角速度参考指令、高度参考指令和垂直速度参考指令输入误差补偿器；
所述误差补偿器，用于采用PD控制结构，根据俯仰角参考指令、滚转角参考指令、俯仰角速度参考指令、滚转角速度参考指令、偏航角速度参考指令、高度参考指令和垂直速度参考指令分别与对应的被控状态量间的误差，生成对应被控状态量的补偿控制信号作为加速度补偿指令，操纵指令参考模型输出的俯仰角加速度参考指令、滚转角加速度参考指令、偏航角加速度参考指令和垂直加速度参考指令分别与对应被控状态量的加速度补偿指令叠加后，与前飞油门参考指令一起构成加速度控制指令，输入到INDI核心控制律模块中；
所述INDI核心控制律模块，用于采用速度信号滤波后进行差分的方式对被控无人机当前控制周期的实际加速度进行估计，将加速度控制指令与当前控制周期的加速度估计值做差得到加速度误差信号；
所述包线保护和控制分配模块，用于将加速度误差信号映射为被控无人机作动器控制指令的增量，在加权伪逆算法的基础上加入分级分配抗饱和算法，通过对俯仰角指令、滚转角指令、偏航角速度指令、高度指令和前飞油门指令的分级分配，并根据各作动器的位置和速率限制，对作动器控制指令的增量进行缩放；
所述INDI核心控制律模块，还用于将缩放后的作动器控制指令的增量与当前控制周期的作动器位置信号叠加，生成当前控制周期的作动器控制指令。
本发明提供的上述倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法及系统，在INDI控制的基础上，结合包线保护、分级控制分配以及高度和姿态一体化控制，可以实现单一控制器对全飞行包线的统一控制。该控制方法能有效应对倾转旋翼无人机的非线性时变特性带来的控制品质下降问题，实现倾转旋翼无人机高度和姿态的精确控制。该控制方法能够大大降低控制器参数对无人机模型精确度的依赖，提高控制器对模型失配和外部扰动的鲁棒性。该控制系统具有包线保护功能，能自动根据飞行状态对油门、倾转角等关键控制指令进行约束，提高飞行安全性，降低操纵负担。不同于传统的分段式倾转旋翼机控制方式，本发明采用一体化的控制结构，可以避免人为引入控制参数或控制信号的不连续性，提高飞行安全性和控制器的集成度。
附图说明
图1为本发明提供的一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法的流程图；
图2为本发明提供的一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法中INDI核心控制的示意图；
图3为本发明提供的一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法中倾转旋翼无人机的过渡走廊结果图；
图4为本发明提供的一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法中分级分配抗饱和算法的流程图；
图5为本发明提供的一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法在倾转旋翼机正向过渡过程中滚转角的仿真结果图；
图6为本发明提供的一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法在倾转旋翼机正向过渡过程中俯仰角的仿真结果图；
图7为本发明提供的一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法在倾转旋翼机正向过渡过程中偏航角速度的仿真结果图；
图8为本发明提供的一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法在倾转旋翼机正向过渡过程中垂直速度的仿真结果图；
图9为本发明提供的一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法在倾转旋翼机正向过渡过程中高度的仿真结果图；
图10为本发明提供的一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制系统的结构示意图；
图11为传统的内、外环串联式高度控制系统的结构示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施方式中的附图，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施方式仅仅是作为例示，并非用于限制本发明。
本发明提供的一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法，如图1所示，包括如下步骤：
S1：在当前控制周期内，将来自遥控器或地面站的各通道信号映射为对应被控状态量的操纵指令，包括俯仰角指令、滚转角指令、偏航角速度指令、高度指令和前飞油门指令；
S2：根据各操纵指令生成符合被控无人机物理特性的参考指令，包括俯仰角参考指令、滚转角参考指令、偏航角速度参考指令、高度参考指令和前飞油门参考指令；并生成俯仰角参考指令、滚转角参考指令、偏航角速度参考指令和高度参考指令的微分参考指令，包括俯仰角速度参考指令、滚转角速度参考指令、俯仰角加速度参考指令、滚转角加速度参考指令、偏航角加速度参考指令、垂直速度参考指令和垂直加速度参考指令；
根据各操纵指令生成符合被控无人机物理特性的参考指令及对应的微分参考指令，可以避免因操纵指令不连续、变化过快等对控制品质和飞行安全造成影响；
S3：采用PD控制结构，根据俯仰角参考指令、滚转角参考指令、俯仰角速度参考指令、滚转角速度参考指令、偏航角速度参考指令、高度参考指令和垂直速度参考指令分别与对应的被控状态量间的误差，生成对应被控状态量的补偿控制信号作为加速度补偿指令，俯仰角加速度参考指令、滚转角加速度参考指令、偏航角加速度参考指令和垂直加速度参考指令分别与对应被控状态量的加速度补偿指令叠加后，与前飞油门参考指令一起构成加速度控制指令；
通过负反馈控制，可以减小或抵消模型失配和外界扰动造成的干扰，采用PD控制结构，通过合理的参数设计可以同时满足控制品质和鲁棒性要求；
S4：采用速度信号滤波后进行差分的方式对被控无人机当前控制周期的实际加速度进行估计，将加速度控制指令与当前控制周期的加速度估计值做差得到加速度误差信号；
由于引入了加速度估计信号，且一般控制律在机载计算机上的运行周期极短，因此，能以极快的速度抵抗外界干扰，提高鲁棒性；
S5：将加速度误差信号映射为被控无人机作动器控制指令的增量，在加权伪逆算法的基础上加入分级分配抗饱和算法，通过对俯仰角指令、滚转角指令、偏航角速度指令、高度指令和前飞油门指令的分级分配，并根据各作动器的位置和速率限制，对作动器控制指令的增量进行缩放；
倾转旋翼无人机在模态转换过程中，需要根据空速对旋翼的倾转角进行严格约束，否则无人机会超出可控边界不能实现配平，姿态、高度都会有很大波动，严重时会威胁飞行安全，因此，为了减轻飞行员的操纵负担，提高飞行安全性，基本控制分配算法采用加权伪逆算法，为了实现对倾转角的约束，在基本伪逆算法基础上加入分级分配抗饱和算法；
S6：将缩放后的作动器控制指令的增量与当前控制周期的作动器位置信号叠加，生成当前控制周期的作动器控制指令，完成当前控制周期的控制律解算；
返回步骤S1，重复执行步骤S1～步骤S6，进行下一控制周期的解算，直至飞行结束。
本发明提供的上述倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法中，INDI控制是一种脱胎于NDI控制思想、模型依赖程度低、抗扰动能力更强的新型非线性控制方法，不同于NDI控制的全局线性化过程，INDI控制采用局部线性化方法，能有效应对被控对象的非线性和时变特性；在INDI控制的基础上，结合包线保护、分级控制分配以及高度和姿态一体化控制，可以实现单一控制器对全飞行包线的统一控制。本发明针对现有控制方法在解决模型失配、强非线性和系统时变等问题时的不足，基于INDI控制方法，加入包线保护、分级控制分配等保证飞行安全的重要算法，提出一种模型依赖程度低、抗扰动能力强的倾转旋翼无人机姿态、高度全飞行包线一体化控制方法。
下面通过一个具体的实施例对发明提供的上述倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法的具体实施进行详细说明。
实施例1：
第一步，将遥控器或地面站指令映射为被控状态量的操纵指令。
映射成的操纵指令为：
yp＝[thf Hc φc θc rc]T (2)
其中，thf表示前飞油门指令，物理意义是倾转旋翼总油门指令在体轴系x轴方向上的投影，当被控无人机处于多旋翼模式时，thf为零；Hc表示高度指令；φc表示滚转角指令；θc表示俯仰角指令；rc表示偏航角速度指令。
第二步，根据各操纵指令生产符合被控无人机物理特性的参考指令。
高度指令、俯仰角指令和滚转角指令的参考模型都是二阶参考模型，偏航角速度指令的参考模型为一阶参考模型，其中，滚转角指令的参考模型为：
Figure BDA0002428121360000131
其中，s为拉普拉斯算子，φref表示滚转角参考指令，pref表示滚转角速度参考指令，
Figure BDA0002428121360000132
表示滚转角加速度参考指令，ωφ和ζφ为参考模型的可调参数；俯仰角指令的参考模型为：
Figure BDA0002428121360000141
其中，θref表示俯仰角参考指令，qref表示俯仰角速度参考指令，
Figure BDA0002428121360000142
表示俯仰角加速度参考指令，ωθ和ζθ为参考模型的可调参数；高度指令的参考模型为：
Figure BDA0002428121360000143
其中，Href表示高度参考指令，
Figure BDA0002428121360000144
表示垂直速度参考指令，
Figure BDA0002428121360000145
表示垂直加速度参考指令，ωh和ζh为参考模型的可调参数；偏航角速度指令的参考模型为：
Figure BDA0002428121360000146
其中，rref表示偏航角速度参考指令，
Figure BDA0002428121360000147
表示偏航角加速度参考指令，ωr为参考模型的可调参数；前飞油门指令的参考模型为：
Figure BDA0002428121360000148
其中，thref表示前飞油门参考指令，ωt为参考模型的可调参数。
第三步，根据被控状态量与参考指令的误差生成补偿控制指令，用于补偿生成参考指令的不确定性所带来的控制偏差和对抗外部扰动。
采用PD控制结构，形式如下：
Figure BDA0002428121360000151
其中，
Figure BDA00024281213600001513
表示垂直加速度补偿指令，
Figure BDA00024281213600001512
表示滚转角加速度补偿指令，
Figure BDA0002428121360000153
表示俯仰角加速度补偿指令，
Figure BDA0002428121360000154
表示偏航角加速度补偿指令；eh表示高度误差，
Figure BDA0002428121360000155
表示垂直速度误差，eφ表示滚转角误差，ep表示滚转角速度误差，eθ表示俯仰角误差，eq表示俯仰角速度误差，er表示偏航角速度误差；kh表示高度误差系数，
Figure BDA0002428121360000156
表示垂直速度误差系数，kφ表示滚转角误差系数，kp表示滚转角速度误差系数，kθ表示俯仰角误差系数，kq表示俯仰角速度误差系数，kr表示偏航角速度误差系数；
加速度补偿指令与俯仰角加速度参考指令、滚转角加速度参考指令、偏航角加速度参考指令、垂直加速度参考指令叠加后，与前飞油门参考指令共同构成虚拟加速度控制指令vc：
Figure BDA0002428121360000157
其中，thc表示前飞油门控制指令，
Figure BDA0002428121360000158
表示垂直加速度控制指令，
Figure BDA0002428121360000159
表示滚转角加速度控制指令，
Figure BDA00024281213600001510
表示俯仰角加速度控制指令，
Figure BDA00024281213600001511
表示偏航角加速度控制指令。
第四步，如图2所示，采用速度信号滤波后差分的方式估计当前控制周期的加速度从而得到加速度误差信号。
得到的加速度误差信号为：
Figure BDA0002428121360000161
其中，Δv表示加速度控制指令与当前控制周期的加速度估计值之间的误差向量，v0表示无人机当前控制周期的加速度估计值和前飞油门值，Δth表示前飞油门误差，
Figure BDA0002428121360000162
表示垂直加速度误差，
Figure BDA0002428121360000163
表示滚转角加速度误差，
Figure BDA0002428121360000164
表示俯仰角加速度误差，
Figure BDA0002428121360000165
表示偏航角加速度误差；由于用到了角加速度，而一般情况下无人机不具备角加速度的直接测量装置，因此，采用角速度信号滤波后进行差分的方式对角加速度进行估计，角速度滤波器采用二阶Butterworth低通滤波器：
Figure BDA0002428121360000166
其中，ωn表示二阶Butterworth低通滤波器的截止频率，ζ表示二阶Butterworth低通滤波器的阻尼比。
第五步，将加速度误差信号映射为无人机作动器控制指令的增量。
倾转旋翼机的过渡走廊是保证无人机安全平稳过渡飞行的旋翼倾转角的安全边界，将倾转旋翼无人机在不同空速、不同倾转角、定直平飞状态下进行配平，根据配平迎角约束剔除约束之外的配平数据，可以得到不同空速下旋翼倾转角的上下边界，即过渡走廊，如图3所示；倾转角的控制属于旋翼操纵量，为避免驾驶员给出的倾转角指令超出安全边界，需要根据过渡走廊对旋翼倾转角进行约束；在加权伪逆的基本控制分配方法的基础上加入分级分配抗饱和算法，在过渡走廊和作动器位置、速率约束下求解期望的作动器控制指令，可以实现过渡过程的包线保护；步骤S5中，如图4所示，作动器的分级分配抗饱和算法流程如下：
S51：根据过渡走廊约束、作动器速率和位置限制以及当前控制周期的作动器位置确定作动器控制指令的边界：
Figure BDA0002428121360000171
其中，
Figure BDA0002428121360000172
和u分别表示加入过渡走廊约束的作动器位置的上限和下限，
Figure BDA0002428121360000173
和
Figure BDA0002428121360000174
分别表示作动器速率限制的上限和下限，u0表示当前控制周期的作动器位置，Δt表示控制器的采样周期；
S52：根据控制指令Δv计算初始作动器控制指令的增量Δu：
Δu＝[KrBr KaBa]+Δv (12)
Figure BDA0002428121360000175
Kr＝1-Ka
其中，Va表示空速，Ka和Kr分别表示气动舵面和旋翼的操纵权重，Br和Ba分别表示气动舵面和旋翼的操纵效能矩阵；
S53：判断Δu是否超出作动器控制指令边界
Figure BDA0002428121360000176
若否，则执行步骤S54；若是，说明作动器控制指令过大，作动器饱和，需要执行步骤S55；
S54：直接输出初始作动器控制指令的增量Δu；
S55：优先分配俯仰角加速度误差、滚转角加速度误差和偏航角加速度误差Δv1，得到第一次分配结果Δu1：
Δu1＝[KrBr KaBa]+Δv1 (14)
Figure BDA0002428121360000177
S56：判断Δu1是否超出作动器控制指令边界
Figure BDA0002428121360000178
若是，则执行步骤S57；若否，则执行步骤S58；
S57：对Δu1进行线性缩放，使Δu1落在边界
Figure BDA0002428121360000179
之内，更新边界值：
Figure BDA00024281213600001710
S58：对垂直加速度误差和前飞油门误差Δv2进行分配，得到第二次分配结果Δu2：
Δu2＝[KrBr KaBa]+Δv2
Figure BDA0002428121360000181
S59：判断Δu2是否超出更新后的作动器控制指令边界
Figure BDA0002428121360000182
若是，则执行步骤S60；若否，则执行步骤S61；
S60：对Δu2进行线性缩放，使Δu2落在边界
Figure BDA0002428121360000183
之内，更新边界值；
Figure BDA0002428121360000184
S61：输出作动器控制指令的增量Δu＝Δu1+Δu2；本发明提供的上述倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法，在倾转旋翼机正向过渡过程中的仿真结果如图5～图9所示。
第六步，如图2所示，将作动器控制指令的增量与当前作动器位置信号叠加生成当前控制周期的作动器控制指令，完成当前控制周期的控制律解算。
生成的当前控制周期的作动器控制指令为：
Figure BDA0002428121360000185
其中，
Figure BDA0002428121360000186
表示包线保护和控制分配的分配运算。
基于同一发明构思，本发明还提供了一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制系统，如图10所示，包括：操纵指令映射模块、操纵指令参考模型、误差补偿器、INDI核心控制律模块以及包线保护和控制分配模块；其中，
操纵指令映射模块，用于在当前控制周期内，将来自遥控器或地面站的各通道信号映射为对应被控状态量的操纵指令，包括俯仰角指令、滚转角指令、偏航角速度指令、高度指令和前飞油门指令，并输入到操纵指令参考模型中；
操纵指令参考模型，用于根据各操纵指令生成符合被控无人机物理特性的参考指令，包括俯仰角参考指令、滚转角参考指令、偏航角速度参考指令、高度参考指令和前飞油门参考指令；并生成俯仰角参考指令、滚转角参考指令、偏航角速度参考指令和高度参考指令的微分参考指令，包括俯仰角速度参考指令、滚转角速度参考指令、俯仰角加速度参考指令、滚转角加速度参考指令、偏航角加速度参考指令、垂直速度参考指令和垂直加速度参考指令；将俯仰角参考指令、滚转角参考指令、俯仰角速度参考指令、滚转角速度参考指令、偏航角速度参考指令、高度参考指令和垂直速度参考指令输入误差补偿器；
误差补偿器，用于采用PD控制结构，根据俯仰角参考指令、滚转角参考指令、俯仰角速度参考指令、滚转角速度参考指令、偏航角速度参考指令、高度参考指令和垂直速度参考指令分别与对应的被控状态量间的误差，生成对应被控状态量的补偿控制信号作为加速度补偿指令，操纵指令参考模型输出的俯仰角加速度参考指令、滚转角加速度参考指令、偏航角加速度参考指令和垂直加速度参考指令分别与对应被控状态量的加速度补偿指令叠加后，与前飞油门参考指令一起构成加速度控制指令，输入到INDI核心控制律模块中；
INDI核心控制律模块，用于采用速度信号滤波后进行差分的方式对被控无人机当前控制周期的实际加速度进行估计，将加速度控制指令与当前控制周期的加速度估计值做差得到加速度误差信号；
包线保护和控制分配模块，用于将加速度误差信号映射为被控无人机作动器控制指令的增量，在加权伪逆算法的基础上加入分级分配抗饱和算法，通过对俯仰角指令、滚转角指令、偏航角速度指令、高度指令和前飞油门指令的分级分配，并根据各作动器的位置和速率限制，对作动器控制指令的增量进行缩放；
INDI核心控制律模块，还用于将缩放后的作动器控制指令的增量与当前控制周期的作动器位置信号叠加，生成当前控制周期的作动器控制指令。
本发明提供的上述倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制系统的具体实施与本发明提供的上述倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法的具体实施类似，在此不做赘述。
本发明提供的上述倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制系统，采用姿态、高度一体化控制，通过控制分配，将高度控制指令同时分配为旋翼油门指令和俯仰姿态指令，与传统的内、外环串联式高度控制系统(如图11所示)中高度控制器和姿态控制器串联的指令生成方式相比，可以提高响应速度和抗干扰能力。
本发明提供的上述倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法及系统，在INDI控制的基础上，结合包线保护、分级控制分配以及高度和姿态一体化控制，可以实现单一控制器对全飞行包线的统一控制。该控制方法能有效应对倾转旋翼无人机的非线性时变特性带来的控制品质下降问题，实现倾转旋翼无人机高度和姿态的精确控制。该控制方法能够大大降低控制器参数对无人机模型精确度的依赖，提高控制器对模型失配和外部扰动的鲁棒性。该控制系统具有包线保护功能，能自动根据飞行状态对油门、倾转角等关键控制指令进行约束，提高飞行安全性，降低操纵负担。不同于传统的分段式倾转旋翼机控制方式，本发明采用一体化的控制结构，可以避免人为引入控制参数或控制信号的不连续性，提高飞行安全性和控制器的集成度。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (8)

1.一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1：在当前控制周期内，将来自遥控器或地面站的各通道信号映射为对应被控状态量的操纵指令，包括俯仰角指令、滚转角指令、偏航角速度指令、高度指令和前飞油门指令；
S2：根据各操纵指令生成符合被控无人机物理特性的参考指令，包括俯仰角参考指令、滚转角参考指令、偏航角速度参考指令、高度参考指令和前飞油门参考指令；并生成俯仰角参考指令、滚转角参考指令、偏航角速度参考指令和高度参考指令的微分参考指令，包括俯仰角速度参考指令、滚转角速度参考指令、俯仰角加速度参考指令、滚转角加速度参考指令、偏航角加速度参考指令、垂直速度参考指令和垂直加速度参考指令；
S3：采用PD控制结构，根据俯仰角参考指令、滚转角参考指令、俯仰角速度参考指令、滚转角速度参考指令、偏航角速度参考指令、高度参考指令和垂直速度参考指令分别与对应的被控状态量间的误差，生成对应被控状态量的补偿控制信号作为加速度补偿指令，俯仰角加速度参考指令、滚转角加速度参考指令、偏航角加速度参考指令和垂直加速度参考指令分别与对应被控状态量的加速度补偿指令叠加后，与前飞油门参考指令一起构成加速度控制指令；
S4：采用速度信号滤波后进行差分的方式对被控无人机当前控制周期的实际加速度进行估计，将加速度控制指令与当前控制周期的加速度估计值做差得到加速度误差信号；
S5：将加速度误差信号映射为被控无人机作动器控制指令的增量，在加权伪逆算法的基础上加入分级分配抗饱和算法，通过对俯仰角指令、滚转角指令、偏航角速度指令、高度指令和前飞油门指令的分级分配，并根据各作动器的位置和速率限制，对作动器控制指令的增量进行缩放；
S6：将缩放后的作动器控制指令的增量与当前控制周期的作动器位置信号叠加，生成当前控制周期的作动器控制指令，完成当前控制周期的控制律解算；
返回步骤S1，重复执行步骤S1～步骤S6，进行下一控制周期的解算，直至飞行结束。
2.如权利要求1所述的倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法，其特征在于，步骤S1中，映射成的操纵指令为：
yp＝[thf Hc φc θc rc]T (1)
其中，thf表示前飞油门指令，物理意义是倾转旋翼总油门指令在体轴系x轴方向上的投影，当被控无人机处于多旋翼模式时，thf为零；Hc表示高度指令；φc表示滚转角指令；θc表示俯仰角指令；rc表示偏航角速度指令。
3.如权利要求2所述的倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法，其特征在于，步骤S2中，滚转角指令的参考模型为：
Figure FDA0002428121350000021
其中，s为拉普拉斯算子，φref表示滚转角参考指令，pref表示滚转角速度参考指令，
Figure FDA0002428121350000022
表示滚转角加速度参考指令，ωφ和ζφ为参考模型的可调参数；俯仰角指令的参考模型为：
Figure FDA0002428121350000023
其中，θref表示俯仰角参考指令，qref表示俯仰角速度参考指令，
Figure FDA0002428121350000024
表示俯仰角加速度参考指令，ωθ和ζθ为参考模型的可调参数；高度指令的参考模型为：
Figure FDA0002428121350000031
其中，Href表示高度参考指令，
Figure FDA0002428121350000032
表示垂直速度参考指令，
Figure FDA0002428121350000033
表示垂直加速度参考指令，ωh和ζh为参考模型的可调参数；偏航角速度指令的参考模型为：
Figure FDA0002428121350000034
其中，rref表示偏航角速度参考指令，
Figure FDA0002428121350000035
表示偏航角加速度参考指令，ωr为参考模型的可调参数；前飞油门指令的参考模型为：
Figure FDA0002428121350000036
其中，thref表示前飞油门参考指令，ωt为参考模型的可调参数。
4.如权利要求3所述的倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法，其特征在于，步骤S3，采用PD控制结构，根据俯仰角参考指令、滚转角参考指令、俯仰角速度参考指令、滚转角速度参考指令、偏航角速度参考指令、高度参考指令和垂直速度参考指令分别与对应的被控状态量间的误差，生成对应被控状态量的补偿控制信号作为加速度补偿指令，俯仰角加速度参考指令、滚转角加速度参考指令、偏航角加速度参考指令和垂直加速度参考指令分别与对应被控状态量的加速度补偿指令叠加后，与前飞油门参考指令一起构成加速度控制指令，具体包括：
采用PD控制结构，形式如下：
Figure FDA0002428121350000041
其中，
Figure FDA0002428121350000042
表示垂直加速度补偿指令，
Figure FDA0002428121350000043
表示滚转角加速度补偿指令，
Figure FDA0002428121350000044
表示俯仰角加速度补偿指令，
Figure FDA0002428121350000045
表示偏航角加速度补偿指令；eh表示高度误差，
Figure FDA00024281213500000411
表示垂直速度误差，eφ表示滚转角误差，ep表示滚转角速度误差，eθ表示俯仰角误差，eq表示俯仰角速度误差，er表示偏航角速度误差；kh表示高度误差系数，
Figure FDA00024281213500000412
表示垂直速度误差系数，kφ表示滚转角误差系数，kp表示滚转角速度误差系数，kθ表示俯仰角误差系数，kq表示俯仰角速度误差系数，kr表示偏航角速度误差系数；
加速度补偿指令与俯仰角加速度参考指令、滚转角加速度参考指令、偏航角加速度参考指令、垂直加速度参考指令叠加后，与前飞油门参考指令共同构成虚拟加速度控制指令vc：
Figure FDA0002428121350000046
其中，thc表示前飞油门控制指令，
Figure FDA0002428121350000047
表示垂直加速度控制指令，
Figure FDA0002428121350000048
表示滚转角加速度控制指令，
Figure FDA0002428121350000049
表示俯仰角加速度控制指令，
Figure FDA00024281213500000410
表示偏航角加速度控制指令。
5.如权利要求4所述的倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法，其特征在于，步骤S4中，得到的加速度误差信号为：
Figure FDA0002428121350000051
其中，Δv表示加速度控制指令与当前控制周期的加速度估计值之间的误差向量，v0表示无人机当前控制周期的加速度估计值和前飞油门值，Δth表示前飞油门误差，
Figure FDA0002428121350000052
表示垂直加速度误差，
Figure FDA0002428121350000053
表示滚转角加速度误差，
Figure FDA0002428121350000054
表示俯仰角加速度误差，
Figure FDA0002428121350000055
表示偏航角加速度误差；采用角速度信号滤波后进行差分的方式对角加速度进行估计，角速度滤波器采用二阶Butterworth低通滤波器：
Figure FDA0002428121350000056
其中，ωn表示二阶Butterworth低通滤波器的截止频率，ζ表示二阶Butterworth低通滤波器的阻尼比。
6.如权利要求5所述的倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法，其特征在于，步骤S5，将加速度误差信号映射为被控无人机作动器控制指令的增量，在加权伪逆算法的基础上加入分级分配抗饱和算法，通过对俯仰角指令、滚转角指令、偏航角速度指令、高度指令和前飞油门指令的分级分配，并根据各作动器的位置和速率限制，对作动器控制指令的增量进行缩放，具体包括：
S51：根据过渡走廊约束、作动器速率和位置限制以及当前控制周期的作动器位置确定作动器控制指令的边界：
Figure FDA0002428121350000057
其中，
Figure FDA0002428121350000058
和u分别表示加入过渡走廊约束的作动器位置的上限和下限，
Figure FDA0002428121350000059
和
Figure FDA00024281213500000510
分别表示作动器速率限制的上限和下限，u0表示当前控制周期的作动器位置，Δt表示控制器的采样周期；
S52：根据控制指令Δv计算初始作动器控制指令的增量Δu：
Δu＝[KrBr KaBa]+Δv (12)
Figure FDA0002428121350000061
其中，Va表示空速，Ka和Kr分别表示气动舵面和旋翼的操纵权重，Br和Ba分别表示气动舵面和旋翼的操纵效能矩阵；
S53：判断Δu是否超出作动器控制指令边界
Figure FDA0002428121350000062
若否，则执行步骤S54；若是，则执行步骤S55；
S54：直接输出初始作动器控制指令的增量Δu；
S55：优先分配俯仰角加速度误差、滚转角加速度误差和偏航角加速度误差Δv1，得到第一次分配结果Δu1：
Δu1＝[KrBr KaBa]+Δv1 (14)
Figure FDA0002428121350000063
S56：判断Δu1是否超出作动器控制指令边界
Figure FDA0002428121350000064
若是，则执行步骤S57；若否，则执行步骤S58；
S57：对Δu1进行线性缩放，使Δu1落在边界
Figure FDA0002428121350000065
之内，更新边界值：
Figure FDA0002428121350000066
S58：对垂直加速度误差和前飞油门误差Δv2进行分配，得到第二次分配结果Δu2：
Δu2＝[KrBr KaBa]+Δv2
Figure FDA0002428121350000067
S59：判断Δu2是否超出更新后的作动器控制指令边界
Figure FDA0002428121350000068
若是，则执行步骤S60；若否，则执行步骤S61；
S60：对Δu2进行线性缩放，使Δu2落在边界
Figure FDA0002428121350000071
之内，更新边界值；
Figure FDA0002428121350000072
S61：输出作动器控制指令的增量Δu＝Δu1+Δu2。
7.如权利要求6所述的倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制方法，其特征在于，步骤S6中，生成的当前控制周期的作动器控制指令为：
Figure FDA0002428121350000073
其中，
Figure FDA0002428121350000074
表示包线保护和控制分配的分配运算。
8.一种倾转旋翼无人机强鲁棒全包线一体化控制系统，其特征在于，包括：操纵指令映射模块、操纵指令参考模型、误差补偿器、INDI核心控制律模块以及包线保护和控制分配模块；其中，
所述操纵指令映射模块，用于在当前控制周期内，将来自遥控器或地面站的各通道信号映射为对应被控状态量的操纵指令，包括俯仰角指令、滚转角指令、偏航角速度指令、高度指令和前飞油门指令，并输入到操纵指令参考模型中；
所述操纵指令参考模型，用于根据各操纵指令生成符合被控无人机物理特性的参考指令，包括俯仰角参考指令、滚转角参考指令、偏航角速度参考指令、高度参考指令和前飞油门参考指令；并生成俯仰角参考指令、滚转角参考指令、偏航角速度参考指令和高度参考指令的微分参考指令，包括俯仰角速度参考指令、滚转角速度参考指令、俯仰角加速度参考指令、滚转角加速度参考指令、偏航角加速度参考指令、垂直速度参考指令和垂直加速度参考指令；将俯仰角参考指令、滚转角参考指令、俯仰角速度参考指令、滚转角速度参考指令、偏航角速度参考指令、高度参考指令和垂直速度参考指令输入误差补偿器；
所述误差补偿器，用于采用PD控制结构，根据俯仰角参考指令、滚转角参考指令、俯仰角速度参考指令、滚转角速度参考指令、偏航角速度参考指令、高度参考指令和垂直速度参考指令分别与对应的被控状态量间的误差，生成对应被控状态量的补偿控制信号作为加速度补偿指令，操纵指令参考模型输出的俯仰角加速度参考指令、滚转角加速度参考指令、偏航角加速度参考指令和垂直加速度参考指令分别与对应被控状态量的加速度补偿指令叠加后，与前飞油门参考指令一起构成加速度控制指令，输入到INDI核心控制律模块中；
所述INDI核心控制律模块，用于采用速度信号滤波后进行差分的方式对被控无人机当前控制周期的实际加速度进行估计，将加速度控制指令与当前控制周期的加速度估计值做差得到加速度误差信号；
所述包线保护和控制分配模块，用于将加速度误差信号映射为被控无人机作动器控制指令的增量，在加权伪逆算法的基础上加入分级分配抗饱和算法，通过对俯仰角指令、滚转角指令、偏航角速度指令、高度指令和前飞油门指令的分级分配，并根据各作动器的位置和速率限制，对作动器控制指令的增量进行缩放；
所述INDI核心控制律模块，还用于将缩放后的作动器控制指令的增量与当前控制周期的作动器位置信号叠加，生成当前控制周期的作动器控制指令。
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Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112198817A (zh) * 2020-09-23 2021-01-08 深圳市领峰电动智能科技有限公司 无人机控制方法、装置、设备、无人机和介质
CN112904876A (zh) * 2021-01-14 2021-06-04 北京航空航天大学 一种考虑电机饱和的高机动微型无人机控制分配方法
CN113485399A (zh) * 2021-07-19 2021-10-08 南京模拟技术研究所 油动无人直升机飞行速度保护方法、系统及计算机设备
CN115525067A (zh) * 2022-10-21 2022-12-27 北京航空航天大学 倾转旋翼机斜向起飞方式的设计及实现方法

Citations (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102267564A (zh) * 2011-05-12 2011-12-07 北京航空航天大学 一种适用于微小型短距/垂直起降飞行器的可倾转主动力系统
EP2513732A1 (en) * 2010-02-11 2012-10-24 Bell Helicopter Textron Inc. Stall prevention/recovery system and method
CN102915036A (zh) * 2012-07-26 2013-02-06 北京航空航天大学 一种参数不确定性飞行器倾斜角控制系统极限环抑制方法
CN104085532A (zh) * 2014-07-01 2014-10-08 北京航空航天大学 一种倾转旋翼运输机的布局方案及其控制方法
CN104477377A (zh) * 2014-12-31 2015-04-01 北京航空航天大学 一种复合式多模态多用途飞行器
CN105759613A (zh) * 2016-03-22 2016-07-13 沈阳上博智拓科技有限公司 倾转旋翼机的控制方法和控制装置
CN106647783A (zh) * 2016-11-22 2017-05-10 天津大学 倾转式三旋翼无人机姿态与高度自适应鲁棒控制方法
CN106970531A (zh) * 2017-05-02 2017-07-21 西北工业大学 倾转翼垂直起降无人机模态转换控制策略确定方法
WO2017210547A1 (en) * 2016-06-03 2017-12-07 Wal-Mart Stores, Inc. Unmanned aerial vehicle apparatus and method
CN107992070A (zh) * 2017-12-03 2018-05-04 中国直升机设计研究所 一种倾转旋翼飞行器过渡模式自动实现方法
CN108445895A (zh) * 2018-02-05 2018-08-24 天津大学 用于倾转式三旋翼无人机位置控制的鲁棒控制方法
WO2018226655A1 (en) * 2017-06-05 2018-12-13 X Development Llc Map display of unmanned aircraft systems
US20190005184A1 (en) * 2017-06-30 2019-01-03 Aurora Flight Sciences Corporation System and Method for Aircraft Design Optimization and Performance
CN109270947A (zh) * 2018-12-13 2019-01-25 北京航空航天大学 倾转旋翼无人机飞行控制系统
CN109407692A (zh) * 2017-08-17 2019-03-01 西安羚控电子科技有限公司 倾转垂直起降固定翼无人机旋翼模式下偏航控制方法
CN109032171B (zh) * 2018-06-26 2019-07-16 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法
CN110377045A (zh) * 2019-08-22 2019-10-25 北京航空航天大学 一种基于抗干扰技术的飞行器全剖面控制方法

Patent Citations (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2513732A1 (en) * 2010-02-11 2012-10-24 Bell Helicopter Textron Inc. Stall prevention/recovery system and method
CN102267564A (zh) * 2011-05-12 2011-12-07 北京航空航天大学 一种适用于微小型短距/垂直起降飞行器的可倾转主动力系统
CN102915036A (zh) * 2012-07-26 2013-02-06 北京航空航天大学 一种参数不确定性飞行器倾斜角控制系统极限环抑制方法
CN104085532A (zh) * 2014-07-01 2014-10-08 北京航空航天大学 一种倾转旋翼运输机的布局方案及其控制方法
CN104477377A (zh) * 2014-12-31 2015-04-01 北京航空航天大学 一种复合式多模态多用途飞行器
CN105759613A (zh) * 2016-03-22 2016-07-13 沈阳上博智拓科技有限公司 倾转旋翼机的控制方法和控制装置
WO2017210547A1 (en) * 2016-06-03 2017-12-07 Wal-Mart Stores, Inc. Unmanned aerial vehicle apparatus and method
CN106647783A (zh) * 2016-11-22 2017-05-10 天津大学 倾转式三旋翼无人机姿态与高度自适应鲁棒控制方法
CN106970531A (zh) * 2017-05-02 2017-07-21 西北工业大学 倾转翼垂直起降无人机模态转换控制策略确定方法
WO2018226655A1 (en) * 2017-06-05 2018-12-13 X Development Llc Map display of unmanned aircraft systems
US20190005184A1 (en) * 2017-06-30 2019-01-03 Aurora Flight Sciences Corporation System and Method for Aircraft Design Optimization and Performance
CN109407692A (zh) * 2017-08-17 2019-03-01 西安羚控电子科技有限公司 倾转垂直起降固定翼无人机旋翼模式下偏航控制方法
CN107992070A (zh) * 2017-12-03 2018-05-04 中国直升机设计研究所 一种倾转旋翼飞行器过渡模式自动实现方法
CN108445895A (zh) * 2018-02-05 2018-08-24 天津大学 用于倾转式三旋翼无人机位置控制的鲁棒控制方法
CN109032171B (zh) * 2018-06-26 2019-07-16 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法
CN109270947A (zh) * 2018-12-13 2019-01-25 北京航空航天大学 倾转旋翼无人机飞行控制系统
CN110377045A (zh) * 2019-08-22 2019-10-25 北京航空航天大学 一种基于抗干扰技术的飞行器全剖面控制方法

Non-Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
GABRIELE DI FRANCESCO ETAL.: "INDI Control with Direct Lift for a Tilt Rotor UAV", 《IFAC-PAPERSONLINE》 *
LU KE ETAL .: "Modeling and Control of Tilt-rotor Aircraft", 《2016 CHINESE CONTROL AND DECISION CONFERENCE (CCDC)》 *
SANTOS, MA (SANTOS, M. A.) ETAL.: "A Discrete Robust Adaptive Control of a Tilt-rotor UAV for an Enlarged Flight Envelope", 《2017 IEEE 56TH ANNUAL CONFERENCE ON DECISION AND CONTROL (CDC)》 *
ZHIDONG LU ETAL.: "Incremental Nonlinear Dynamic Inversion Based Control Allocation Approach for a BWB UAV", 《2018 IEEE CSAA GUIDANCE, NAVIGATION AND CONTROL CONFERENCE (CGNCC)》 *
刘真畅等: "固定翼垂直起降无人机过渡机动优化控制分配研究", 《兵工学报》 *
林清等: "俯仰操纵方式对自转旋翼机操稳特性的影响", 《北京航空航天大学学报》 *
赵洪: "基于飞行品质的无人旋翼飞行器总体多学科设计优化研究", 《中国博士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》 *
郑琛等: "基于增量动态逆的倾转旋翼飞行器飞行控制律设计", 《兵工学报》 *

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112198817A (zh) * 2020-09-23 2021-01-08 深圳市领峰电动智能科技有限公司 无人机控制方法、装置、设备、无人机和介质
CN112198817B (zh) * 2020-09-23 2022-07-12 峰飞航空科技(昆山)有限公司 无人机控制方法、装置、设备、无人机和介质
CN112904876A (zh) * 2021-01-14 2021-06-04 北京航空航天大学 一种考虑电机饱和的高机动微型无人机控制分配方法
CN112904876B (zh) * 2021-01-14 2022-06-21 北京航空航天大学 一种考虑电机饱和的高机动微型无人机控制分配方法
CN113485399A (zh) * 2021-07-19 2021-10-08 南京模拟技术研究所 油动无人直升机飞行速度保护方法、系统及计算机设备
CN115525067A (zh) * 2022-10-21 2022-12-27 北京航空航天大学 倾转旋翼机斜向起飞方式的设计及实现方法

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Publication number Publication date
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