CN112722262A - 一种动力偏转翼垂直起降无人机及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种动力偏转翼垂直起降无人机及其控制方法，属于无人机飞行控制技术领域；控制方法中，首先将控制器初始参数与数字及半物理仿真结果对比；然后当无人机开始进入过渡模式的共转阶段发出指令，分布式涵道及动力偏转翼以一定角度共同倾转；当共转阶段结束，分布式涵道和动力偏转翼倾转至tilt_transiton，确认飞机正常后，进入收回阶段，分别计算分布式涵道和动力偏转翼的倾转角度；通过姿态控制参数，使得动力偏转翼无人机能够实现平稳过渡至收回阶段。通过此方法，可以达到降低建模难度，适配实际飞行状态，缩小飞行过程中状态空间维度，减小计算复杂度的作用，从而解决了涵道与动力偏转翼耦合严重的问题。

Description

一种动力偏转翼垂直起降无人机及其控制方法

技术领域

本发明属于无人机飞行控制技术领域，具体涉及一种动力偏转翼垂直起降无人机及其控制方法。

背景技术

国内现有的垂直起降无人机，均为通过倾转涵道或螺旋桨达到动力偏转的目的，即垂直起降阶段涵道或螺旋桨产生的推力向上，巡航阶段涵道或螺旋桨产生的推力向前，过渡阶段单纯倾转涵道或螺旋桨。而对于使用动力偏转翼的垂直起降无人机，在垂直起降阶段使用涵道和动力偏转翼的合力以及前动力风扇的推力共同提供垂向升力，过渡阶段会倾转涵道螺旋桨并且倾转和收回动力偏转翼。

因此动力偏转翼垂直起降无人机整个过渡过程的作用机理与倾转动力的垂直起降无人机并不相同，倾转动力的垂直起降无人机过渡阶段控制策略并不适用于动力偏转翼垂直起降无人机。

发明专利《倾转旋翼式垂直起降无人机及其控制方法》，授权公告号CN106956773A，授权公告日2017.07.18，介绍了一种倾转旋翼式垂直起降无人机的控制方法。该方法通过前后螺旋桨总成的驱动拉力差实现动力倾转，并且在倾转过程中，通过舵机系统来保持倾转过程中机身的稳定性。但该倾转旋翼式无人机在倾转过程中没有涉及到气动性能的改变，因此使用的是常规的控制方法，没有对控制方法的鲁棒性进行研究。所以无法解决带动力偏转翼的垂直起降无人机过渡过程产生的气动性能改变所带来的一系列问题。

发明内容

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种动力偏转翼垂直起降无人机的控制方法，采用涵道及动力偏转翼共转和收回两步过渡策略，主要解决了动力偏转翼垂起无人机过渡过程中存在的以下问题：

(1)动力偏转翼和涵道螺旋桨动力耦合严重，使得飞机在过渡过程中对动力偏转翼与涵道相对位置十分敏感，本发明首先通过过渡过程中的共转来维持涵道及动力偏转翼的气动特性，将涵道及动力偏转翼视为一个整体，减小了其运动自由度，使得飞机能以一定的精度完成过渡阶段。

(2)动力偏转翼无人机的动力涵道推力会对动力偏转翼所产生的气动力产生很大影响。本发明通过在机身两侧增设两个垂直涵道来降低动力偏转翼的气动力受动力涵道的波动幅度，增加了无人机的稳定性。

(3)动力偏转翼的气动特性与飞行速度紧密联系，在飞机有较大速度时会产生很大的气动力矩，导致飞机失稳。本发明通过设置控制系统的过渡时间和速度阈值来调控速度与动力偏转翼角度的相对关系。

(4)常规动力倾转无人机在垂直起降阶段的气动舵面失效，使得在飞机惯量较大时需要重新设置偏航控制涵道来对飞机的偏航进行控制。本发明通过对方向舵的设计，将方向舵置于涵道及动力偏转翼后方，使得在小速度时方向舵可以充当喷流舵面使用，利用了涵道喷流的动压，省去了偏航控制的冗余舵面，对减重及气动性能均有好处。

本发明的技术方案是：一种动力偏转翼垂直起降无人机，其特征在于：包括升力风扇、机身、机翼、动力偏转翼、分布式涵道风扇和运动机构；所述机身和机翼为翼身融合的飞翼布局；所述升力风扇内嵌于机头中部，为共轴对转形式，用于产生竖直向上的升力；所述分布式涵道风扇由多个涵道风扇单元并列组成，对称分布于机身尾部，其两端侧壁分别与固定于机身的侧板铰接；所述动力偏转翼位于分布式涵道风扇的出口侧，其两端分别通过运动机构与侧板连接，能够沿运动机构相对机身倾转。

一种动力偏转翼垂直起降无人机的控制方法，其特征在于具体步骤如下：

步骤一：将控制器初始参数与数字及半物理仿真结果对比，符合要求则继续；不符和要求，则将控制器初始参数调整至与数字及半物理仿真参数吻合；所述控制器初始参数包括共转阶段过渡时间T_transition1、共转阶段分布式涵道/动力偏转翼起始和终止位置tilt_mc,tilt_transition、收回阶段过渡时间T_transition2、收回阶段分布式涵道和动力偏转翼终止位置tilt_{fw_duct},tilt_{fw_wing}；

步骤二：无人机垂起阶段完成，在空中停稳后，操纵手扳动过渡按钮，飞控系统确认飞机做好过渡准备后，飞机开始进入过渡模式；

步骤三：首先飞机控制系统发出指令，分布式涵道及动力偏转翼以一定角度共同倾转，姿态角指令如下：

θ_setpoint＝0

φ_setpoint＝0

ψ_setpoint＝ψ_transition

H_setpoint＝H_transition

其中，φ_setpoint,θ_setpoint分别为滚转角和俯仰角的指令，ψ_setpoint,H_setpoint分别表示航向角和高度的指令值，ψ_transition,H_transition表示操纵手扳动过渡按钮时飞机的航向角和高度；

进入共转阶段，分布式涵道及动力偏转翼共同倾转角度相同，公式如下：

其中，tilt_duct,tilt_wing分别表示共转阶段的分布式涵道和动力偏转翼倾转角度，t₁为当前计算时刻与过渡共转阶段开始时刻的时间差；

步骤四：当共转阶段结束，分布式涵道和动力偏转翼倾转至tilt_transiton，确认飞机正常后，进入收回阶段；在收回阶段，分布式涵道和动力偏转翼的倾转角度分别为：

其中，tilt_duct′,tilt_wing′分别表示收回阶段的分布式涵道和动力偏转翼倾转角度，t₂为当前计算时刻与过渡收回阶段开始时刻的时间差；

收回阶段垂起控制系统权限随时间逐渐减小至0，固定翼控制系统权限始终为1，公式为：

authority_fw＝1

Mc_Control_transition＝Control_mc×authority_mc

Fw_Control_transition＝Control_fw×authority_fw

其中，Mc_Control、Fw_Control分别表示收回阶段垂起和固定翼控制系统的伺服系统指令值，Control_mc、Control_fw表示收回阶段垂起和固定翼控制系统的输出值，authority_mc、authority_fw表示收回阶段垂起和固定翼控制系统的权限；

通过以上得到的姿态控制参数，使得动力偏转翼无人机能够实现平稳过渡至收回阶段。

有益效果

本发明的有益效果在于：使用了与普通倾转旋翼飞机不同的共转/收回两阶段过渡方法，并合理安排过渡策略中垂起/巡航控制系统之间的协调关系，解决了此类这种带动力偏转翼的新构型垂起无人机在过渡过程中所遇到的气动干扰、动力耦合等一系列问题。

(1)通过理论计算流体力学CFD计算和地面天平测试对不同的分布式涵道与动力偏转翼角度关系进行分析后，发现共转方式最易于在保持飞机力矩和纵向升力稳定的前提下，实现快速加速，大大缩短了过渡过程的时间，减小了垂起飞机在过渡过程中发生危险的概率。

(2)通过数字模型和半物理仿真建模，发现在小速度时，通过涵道与动力偏转翼共转，可以将涵道及动力偏转翼的力与力矩视为一个整体，且地面天平/吹风实验也验证了这个现象。通过此方法，可以达到降低建模难度，适配实际飞行状态，缩小飞行过程中状态空间维度，减小计算复杂度的作用，从而解决了涵道与动力偏转翼耦合严重的问题。

(3)通过飞行试验验证该控制系统，可以发现，在垂起和巡航状态与常规无人机基本一致的控制策略可以使飞机稳定飞行。且在过渡过程中，飞机的姿态保持平稳，解决了动力偏转翼与涵道在过渡过程中气动力/力矩耦合严重的问题。

(4)通过合理安排垂起状态控制系统和巡航状态控制系统的控制权限，可以达到在两飞行状态间的平稳切换，维持无人机的稳定飞行。且在收回阶段结合两者，相当于拓宽了固定翼阶段的飞行包线，对无人机的任务执行有很大的好处。

附图说明

下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明。

图1为本发明整体示意；

图2为本发明垂起构型主视图；

图3为本发明垂起构型俯视图；

图4为本发明垂起构型侧视图；

图5动力偏转翼垂起状态示意；

图6动力偏转翼收起状态示意；

图7为本发明巡航状态示意；

附图标记说明：1.升力风扇，2.机身，3.机翼，4.动力偏转翼，5.分布式涵道风扇，6.运动机构，7.侧板，8.滑轨，9.滚动轴承。

具体实施方式

下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

参照图1-7，本发明一种动力偏转翼垂直起降无人机，包括升力风扇1、机身2、机翼3、动力偏转翼4、分布式涵道风扇5和运动机构6；机身2和机翼3为翼身融合的飞翼布局；升力风扇1内嵌于机头中部，为共轴对转形式，用于产生竖直向上的升力，只在过渡和垂起阶段工作；机身2的尾部垂直于翼面固定有两个平行的侧板7；分布式涵道风扇5由12个涵道风扇单元并列组成，对称分布于机身2尾部，其两端侧壁分别与两侧侧板7铰接，过渡时进行定轴转动。动力偏转翼4的两端分别通过运动机构6与侧板7连接，能够沿运动机构6相对机身倾转；运动机构6包括滑轨8和滚动轴承9，滑轨8固定在；两侧侧板7上，分为上下两副，各自形状与动力偏转翼设计的运动轨迹一致。动力偏转翼4两端通过滚动轴承9与滑轨8配合安装，沿滑轨8运动，其既有平动也有转动。

具体实施过程为：

一、数字及半物理仿真模拟：

(1)进行动力偏转翼垂起无人机的地面天平/吹风测试和气动力/力矩计算；

(2)将该动力偏转翼垂起无人机的外形导入CFD计算软件中，针对不同来流速度、涵道油门、动力偏转翼角度、迎角，进行气动力/力矩计算；

(3)将无人机的分布式涵道及动力偏转翼一起固定在实验装置上，针对不同油门，涵道及动力偏转翼角度，进行天平/吹风试验，并与计算流体力学计算结果相对比，确认此动力偏转翼无人机的气动特性与本发明对象基本一致：即涵道动力与动力偏转翼的力/力矩之间高度耦合，且动力偏转翼在一定来流速度下有无法忽略的气动干扰；

(4)进行动力偏转翼垂起无人机的动力学建模；

由于飞机部件较多，采用分部件建模的方法，将各部件的力与力矩整合至六自由度方程中，同时由于动力与动力偏转翼的高度耦合，通过计算流体力学和地面试验结果，将该类垂起无人机的涵道与动力偏转翼整体建模，降低维数，减小计算需求。

之后通过验证模型，确保动力学模型的准确性，为后面数字仿真作铺垫。

(5)进行动力偏转翼垂起无人机的全过程数字仿真；

建立控制系统的数字仿真模型，具体控制逻辑见技术方案：

a.完成控制系统建模后，将控制系统的数字仿真模型与动力学模型结合，初步调试控制律参数，进行全过程的飞行仿真，验证飞控系统稳定性；

b.进行动力偏转翼垂起无人机的全过程半物理仿真；

在数字仿真完成后，将数字仿真的各参数导入实际飞控计算机中，并将飞机的动力学模型与实际飞控计算机连接，进行半物理仿真。验证数字控制模型结构准确性。

在确保数字模型结构无误后，在数字模型参数基础上进行进一步参数整定，使控制系统的参数更加准确。

c.进行动力偏转翼垂起无人机的吊挂/吹风/滑跑起飞实验；

将全过程半物理仿真的控制参数写入飞控计算机，在室内进行吊挂/吹风模拟飞行试验，验证垂起阶段和过渡阶段飞控系统的稳定性和参数的准确性。

d.进行滑跑起飞实验，验证巡航阶段飞控系统的稳定性和参数的准确性；

e.进行动力偏转翼垂起无人机的垂直起降全过程飞行试验；

在以上步骤全部验证完成后，即可进行该无人机的垂直起降全过程飞行试验。

二、垂直起降全过程飞行试验：

i.将飞机置于空旷的地面，确保周围没有过高的建筑且至少有一个方向足够开阔可以满足飞行条件。

ii.打开机载计算机，进行系统自检，并人为对各操纵机构和控制参数进行检测。各项指标完全正常后，将动力偏转翼完全展开，准备开始飞行任务。

iii.操纵手将控制模式调整至垂直起降模式，打开动力锁，飞机以给定的速率和姿态垂直起降至给定的高度和位置；

垂起状态下：使用前升力螺旋桨和两侧操纵涵道实现对飞机的滚转角和俯仰角控制，使用喷流方向舵进行航向控制。具体如下：

步骤一：获取操纵手所推的遥控器杆位，遥控器由油门杆、俯仰操纵杆、滚转操纵杆、偏航操纵杆组成；

步骤二：飞机控制系统获取遥控器操纵杆位的信息，然后对遥控器杆位指令中所对应的姿态角指令进行计算，计算式如下：

φ_setpoint＝channel1×φ_max

thrust＝channel2

θ_setpoint＝channel3×θ_max

r_setpoint＝channel4×r_max

其中，channel1,channel2,channel3,channel4分别是滚转，油门，俯仰，偏航操控杆的杆量。φ_setpoint,θ_setpoint,r_setpoint分别为滚转角、俯仰角和偏航角速度指令，φ_max,θ_max,r_max分别为滚转角、俯仰角和偏航角速度预设最大可行值。

步骤三：通过姿态角指令，使用串级PID算法，计算出所需要的控制量，计算式如下：

p_setpoint＝K_φ(φ-φ_setpoint)

q_setpoint＝K_θ(θ-θ_setpoint)

其中，p_control、q_control、r_control、thrust分别为滚转、俯仰、偏航角速度及油门的控制量，φ、θ、p、q、r为系统当前状态的滚转角、俯仰角、滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度。各种K值为控制器各参数。p_max、q_max、r_max指角速度限幅，通过该值将指令值进行归一化。

步骤四：通过所计算的控制量p_control,q_control,r_control,thrust，将油门指令分配到前升力螺旋桨、后分布式涵道、后方两侧控制涵道上，将俯仰指令限幅后分配到前升力螺旋桨和后方两侧控制涵道上，将滚转指令限幅后分配到后方两侧控制涵道上，将偏航指令分配到喷流方向舵上，实现控制效果。

dt_front＝thrust+q_control

dt_back＝thrust

dt_left＝thrust-q_control+p_control

dt_right＝thrust-q_control-p_control

rudder＝r_control

其中，dt_front,dt_back,dt_left,dt_right,rudder分别为前、后、左、右及方向舵的指令值。

iv.将控制模式调整至起飞过渡模式，飞机开始倾转涵道及动力偏转翼并以稳定的姿态向指定的方向加速，涵道及动力偏转翼倾转完全后，开始收回动力偏转翼，并以指定的动力指令进行加速。具体步骤如下：

步骤一：将控制器初始参数与数字及半物理仿真结果对比，符合要求则继续；不符和要求，则将控制器初始参数调整至与数字及半物理仿真参数吻合；所述控制器初始参数包括共转阶段过渡时间T_transition1、共转阶段分布式涵道/动力偏转翼起始和终止位置tilt_mc,tilt_transition、收回阶段过渡时间T_transition2、收回阶段分布式涵道和动力偏转翼终止位置tilt_{fw_duct},tilt_{fw_wing}；

步骤二：无人机垂起阶段完成，在空中停稳后，操纵手扳动过渡按钮，飞控系统确认飞机做好过渡准备后，飞机开始进入过渡模式；

步骤三：首先飞机控制系统发出指令，分布式涵道及动力偏转翼以一定角度共同倾转，共转过程中倾转速度由共转阶段过渡时间、共转阶段涵道及动力偏转翼起始/终止位置决定。共转阶段采用自动驾驶模式，操纵手无操纵权限，姿态角指令如下：

θ_setpoint＝0

φ_setpoint＝0

ψ_setpoint＝ψ_transition

H_setpoint＝H_transition

其中，φ_setpoint,θ_setpoint分别为滚转角和俯仰角的指令，ψ_setpoint,H_setpoint分别表示航向角和高度指令值。ψ_transition,H_transition表示操纵手扳动过渡按钮时飞机的航向角和高度；

进入共转阶段，分布式涵道及动力偏转翼共同倾转角度相同，公式如下：

其中，tilt_duct,tilt_wing分别表示共转阶段的分布式涵道和动力偏转翼倾转角度，t₁为当前计算时刻与过渡共转阶段开始时刻的时间差。

步骤四：当共转阶段结束，分布式涵道和动力偏转翼倾转至tilt_transiton，确认飞机正常后，进入收回阶段，基本认为飞机进入无人机的固定翼飞行包线。收回阶段的涵道角度以时间为变量逐渐收回，动力偏转舵翼不再与其同步变化，而是逐渐收回至涵道上下。该阶段飞机，以时间为变量，分配垂起和巡航状态的控制权限，并在进入巡航状态时给予巡航控制系统全控制权限。

在收回阶段，分布式涵道和动力偏转翼的倾转角度分别为：

其中，tilt_duct′,tilt_wing′分别表示收回阶段的分布式涵道和动力偏转翼倾转角度，t₂为当前计算时刻与过渡收回阶段开始时刻的时间差；

收回阶段垂起控制系统权限随时间逐渐减小至0，固定翼控制系统权限始终为1，公式为：

authority_fw＝1

Mc_Control_transition＝Control_mc×authority_mc

Fw_Control_transition＝Control_fw×authority_fw

其中，Mc_Control、Fw_Control分别表示收回阶段垂起和固定翼控制系统的伺服系统指令值，Control_mc、Control_fw表示收回阶段垂起和固定翼控制系统的输出值，authority_mc、authority_fw表示收回阶段垂起和固定翼控制系统的权限；

通过以上得到的姿态控制参数，使得动力偏转翼无人机能够实现平稳过渡至收回阶段。

从巡航状态返回垂起状态过程与之对应步骤相反，不再赘述。

v.进入巡航阶段飞行包线后，将控制模式调整至巡航模式，飞机在巡航阶段爬升并加速，达到任务高度和任务巡航速度。

巡航状态下：使用升降副翼实现对飞机的滚转和俯仰的控制，使用方向舵进行航向控制。具体如下：

步骤一：获取操纵手所推的遥控器杆位，遥控器由油门杆、俯仰操纵杆、滚转操纵杆、偏航操纵杆组成；

步骤二：飞机控制系统获取遥控器操纵杆位的信息，然后对遥控器杆位指令中所对应的姿态角指令进行计算，计算式如下：‘

φ_setpoint＝channel1×φ_max

thrust＝channel2

θ_setpoint＝channel3×θ_max

其中，channel1,channel2,channel3分别是滚转，油门，俯仰，偏航操控杆的杆量。

步骤三：通过姿态角指令，使用串级PID算法，计算出所需要的控制量，计算式如下：

p_setpoint＝K_φ(φ-φ_setpoint)

q_setpoint＝K_θ(θ-θ_setpoint)

其中，p_max、q_max、r_max指滚转、俯仰、偏航角速度限幅，通过该值将指令值进行归一化。

步骤四：通过所计算的控制量p_control,q_control,r_control,thrust，分别为滚转控制指令，俯仰控制指令，偏航控制指令，油门指令。将油门指令分配到后分布式涵道上，将俯仰和滚转指令限幅后分配到升降副翼上，将偏航指令分配到喷流方向舵上，实现控制效果。

dt_back＝thrust

elevon_left＝p_control-q_control

elevon_right＝-p_control-q_control

rudder＝r_control

其中，elevon_left,elevon_right为左右升降副翼的指令值。

vi.到达目的地附近后，飞机降低飞行高度和速度，到达指定速率时，将控制模式调整至降落过渡模式，飞机开始展开动力偏转翼并倾转涵道螺旋桨。

vii.飞机速度减小至指定速率时，将控制模式调整至垂直起降模式，飞机悬停在指定位置。

viii.确认地面平整，缓缓降落至地面，打开动力锁，关闭机载计算机，检测机体状态完好后，任务完成。

在飞行过程中，机载计算机接受各个传感器的信息，利用这些信息解算出控制律(具体计算方法参见仿真模型中的计算值)中的各个操控量的指令值，最终实现整个飞行过程。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (2)

1.一种动力偏转翼垂直起降无人机，其特征在于：包括升力风扇、机身、机翼、动力偏转翼、分布式涵道风扇和运动机构；所述机身和机翼为翼身融合的飞翼布局；所述升力风扇内嵌于机头中部，为共轴对转形式，用于产生竖直向上的升力；所述分布式涵道风扇由多个涵道风扇单元并列组成，对称分布于机身尾部，其两端侧壁分别与固定于机身的侧板铰接；所述动力偏转翼位于分布式涵道风扇的出口侧，其两端分别通过运动机构与侧板连接，能够沿运动机构相对机身倾转。

2.一种权利要求1所述动力偏转翼垂直起降无人机的控制方法，其特征在于具体步骤如下：

步骤一：将控制器初始参数与数字及半物理仿真结果对比，符合要求则继续；不符和要求，则将控制器初始参数调整至与数字及半物理仿真参数吻合；所述控制器初始参数包括共转阶段过渡时间T_transition1、共转阶段分布式涵道/动力偏转翼起始和终止位置tilt_mc,tilt_transition、收回阶段过渡时间T_transition2、收回阶段分布式涵道和动力偏转翼终止位置tilt_{fw_duct},tilt_{fw_wing}；

步骤二：无人机垂起阶段完成，在空中停稳后，操纵手扳动过渡按钮，飞控系统确认飞机做好过渡准备后，飞机开始进入过渡模式；

步骤三：首先飞机控制系统发出指令，分布式涵道及动力偏转翼以一定角度共同倾转，姿态角指令如下：

θ_setpoint＝0

φ_setpoint＝0

ψ_setpoint＝ψ_transition

H_setpoint＝H_transition

其中，φ_setpoint,θ_setpoint分别为滚转角和俯仰角的指令，ψ_setpoint,H_setpoint分别表示航向角和高度的指令值，ψ_transition,H_transition表示操纵手扳动过渡按钮时飞机的航向角和高度；

进入共转阶段，分布式涵道及动力偏转翼共同倾转角度相同，公式如下：

其中，tilt_duct,tilt_wing分别表示共转阶段的分布式涵道和动力偏转翼倾转角度，t₁为当前计算时刻与过渡共转阶段开始时刻的时间差；

步骤四：当共转阶段结束，分布式涵道和动力偏转翼倾转至tilt_transiton，确认飞机正常后，进入收回阶段；在收回阶段，分布式涵道和动力偏转翼的倾转角度分别为：

其中，tilt_duct′,tilt_wing′分别表示收回阶段的分布式涵道和动力偏转翼倾转角度，t₂为当前计算时刻与过渡收回阶段开始时刻的时间差；

收回阶段垂起控制系统权限随时间逐渐减小至0，固定翼控制系统权限始终为1，公式为：

authority_fw＝1

Mc_Control_transition＝Control_mc×authority_mc

Fw_Control_transition＝Control_fw×authority_fw

其中，Mc_Control、Fw_Control分别表示收回阶段垂起和固定翼控制系统的伺服系统指令值，Control_mc、Control_fw表示收回阶段垂起和固定翼控制系统的输出值，authority_mc、authority_fw表示收回阶段垂起和固定翼控制系统的权限；

通过以上得到的姿态控制参数，使得动力偏转翼无人机能够实现平稳过渡至收回阶段。

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