CN113200145B - 一种便携式微小型共轴双桨无人机及其控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种便携式微小型共轴双桨无人机及其控制方法，该无人机包括外壳、共轴双螺旋桨、传动杆、电机、电池、自动驾驶仪系统、四个空气舵面以及舵机等。共轴双螺旋桨安装于传动杆上端，四个舵面呈十字分布于外壳底部外壁。自动驾驶仪系统自动实现无人机姿态控制，可通过调整双螺旋桨转速差，空气舵面的偏转角，使无人机产生扭矩差，以及在舵面作用下产生俯仰角/横滚角偏转，从而实现前后左右运动。此外可在四个舵面外围设计安装圆形保护罩，既可以保护舵面，又能够起到最大效率利用螺旋桨洗流的作用。本发明无人机具有轻便小巧、便于携带、易于操作，控制设计简单、稳定性能好、抗风性能强，应用场景与起降条件要求低，机动灵活等优点。

Description

一种便携式微小型共轴双桨无人机及其控制方法
技术领域
本发明涉及无人机技术领域，具体涉及一种便携式微小型共轴双桨无人机及其控制方法。
背景技术
随着信息技术的发展，在现代化战争中，操作简单、方便携带、功能强大的无人飞行器备受各国重视；针对单兵作战的特殊需求，研制了一款便于携带且性能强大的飞行器。由于目前单旋翼圆筒状无人机存在机体自身自旋的问题，为了克服自旋扭矩问题，单旋翼无人机必须使用很大面积的空气舵面才能克服自身的扭矩，导致无人机本身体积过大，机动性差，无法满足高机动作战的需求。
发明内容
发明目的：本发明的目的在于提供一种便携式微小型共轴双桨无人机及其控制方法，该无人机具有轻便小巧、便于携带、易于操作，控制设计简单、稳定性能好、抗风性能强，应用场景与起降条件要求低，机动灵活等优点。
技术方案：为实现本发明的目的，采用的技术解决方案为：
一种便携式微小型共轴双桨无人机，包括圆筒状无人机外壳，所述外壳顶部设置有传动杆和共轴双螺旋桨，内部安装有共轴对转电机、电池、自动驾驶仪系统以及四个舵机；所述双螺旋桨安装于无人机顶端，通过传动杆与共轴对转电机输出轴相连；所述外壳底端四周安装有呈十字分布的四个空气舵面，分别由相应的舵机控制，第一对空气舵面包括第一空气舵面、第二空气舵面，对称安装于无人机外壳外壁相对两侧，第二对空气舵面包括第三空气舵面、第四空气舵面，对称安装于无人机外壳外壁另外两侧；所述自动驾驶仪系统用于实现无人机姿态控制，通过调整双螺旋桨转速差，使无人机产生扭矩差，从而实现航向偏转运动，通过调整第一对空气舵面的偏转角，使无人机在舵面作用下产生俯仰角偏转，从而实现前后运动，通过调整第二对空气舵面的偏转角，使无人机在舵面作用下产生横滚角偏转，从而实现转向运动。
优选地，所述共轴双螺旋桨旋转方向相反，上螺旋桨固定在共轴对转电机的下电机输出轴，逆时针旋转；下螺旋桨固定在共轴对转电机的上电机输出轴，顺时针旋转；共轴对转电机的输出轴构成传动杆。
优选地，所述共轴双螺旋桨所提供的升力均沿机身对称轴指向上方，所提供的沿机身对称轴转动的扭矩的方向相反，当两个桨叶形成的扭矩大小相同时，可以克服无人机机体的自旋；当两个桨叶形成的扭矩大小不同时，利用其扭矩差，实现无人机航向偏转动作；当作用在机身上的顺时针扭矩大于逆时针扭矩时，机体顺时针偏航转动；逆时针扭矩大于顺时针扭矩时，机体逆时针偏航转动。
优选地，所述无人机外壳内部安装有第一固定板、第二固定板和第三固定板，分别用于固定电机、自动驾驶仪系统和电池，以及舵机；第一固定板、第二固定板和第三固定板上具有穿线孔和通风孔。
优选地，所述四个空气舵面的中部均采用空心圆筒设计。
优选地，所述共轴双螺旋桨提供的升力作用于无人机重心上方，空气舵面提供的控制力作用于重心下方。
优选地，所述四个空气舵面外围安装有圆形保护罩。
优选地，所述无人机舱体内各模块进行均匀合理布置，使得无人机重心在机身对称轴上。
优选地，在机体坐标系下，无人机所受合力包括螺旋桨拉力、舵面控制力和重力；上、下两个螺旋桨产生的拉力矢量如下：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
其中
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
为螺旋桨产生的拉力，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
依次表示上、下螺旋桨，螺旋桨所提供的拉力是关于电机转速平方的函数；四个舵面产生的控制力为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
其中
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE014
为空气密度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE016
为作用在舵面上的螺旋桨空气洗流的速度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE018
为舵面的无量纲气动导数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE020
为第一、第二空气舵面的偏转角度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE022
为第三、第四空气舵面的偏转角度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE024
为螺旋桨洗流内的舵面面积；
无人机所受合力矩包括上、下两个螺旋桨产生的扭矩和螺旋桨尾流对舵面产生的气动力矩；上、下两个螺旋桨产生的扭矩如下：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE026
其中
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE028
为上、下螺旋桨产生的扭矩，螺旋桨所产生的扭矩是关于电机转速平方的函数；螺旋桨尾流对舵面产生的气动力矩为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE030
其中
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE032
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE034
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE036
与
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE038
为相应的无量纲气动系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE040
为第三、第四空气舵面到无人机轴心的力臂长度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE042
为第一、第二空气舵面到无人机轴心的力臂长度。
所述便携式微小型共轴双桨无人机的控制方法，包括如下步骤：
当PID俯仰控制器从IMU获取到参考俯仰角时，根据如下公式计算第一对空气舵面的参考偏转角；PWM信号解算模块计算对应该舵面参考偏转角的PWM值，然后对第一对空气舵面的舵机输出PWM信号，完成第一对空气舵面的偏转，无人机在舵面作用下产生俯仰角偏转，实现前后运动；
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE044
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE046
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE048
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE050
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE052
其中
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE054
为合力矩
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE056
在机体坐标系下的三个分量，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE058
为角速度矢量在机体坐标系下的三个分量，变量上的点表示导数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE060
为俯仰角，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE062
为横滚角，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE064
为偏航角，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE066
为无人机转动惯量
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE068
的相应分量；机体坐标系下，坐标原点位于无人机质心，X轴垂直于机体纵轴指向无人机前方，Y轴垂直于机体纵轴指向无人机右侧，Z轴沿机体纵轴指向下方；
Figure DEST_PATH_IMAGE070
为上、下螺旋桨产生的扭矩，
Figure DEST_PATH_IMAGE072
为第一、第二空气舵面产生的力矩，
Figure DEST_PATH_IMAGE074
为第三、第四空气舵面产生的力矩；
Figure DEST_PATH_IMAGE076
为第一、第二空气舵面的偏转角度，
Figure DEST_PATH_IMAGE078
为第三、第四空气舵面的偏转角度，
Figure DEST_PATH_IMAGE080
为空气密度，
Figure 728939DEST_PATH_IMAGE016
为作用在舵面上的螺旋桨空气洗流的速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE082
、
Figure DEST_PATH_IMAGE084
为相应的无量纲气动系数，
Figure 645774DEST_PATH_IMAGE040
为第三、第四空气舵面到无人机轴心的力臂长度，
Figure DEST_PATH_IMAGE085
为第一、第二空气舵面到无人机轴心的力臂长度，
Figure 264974DEST_PATH_IMAGE024
为螺旋桨洗流内的舵面面积；
当PID横滚控制器从IMU获取到参考横滚角时，同理根据如上公式（13）、（14）、（23）-（25）计算第二对空气舵面的参考偏转角；PWM信号解算模块计算对应该舵面参考偏转角的PWM值，然后对第二对空气舵面的舵机输出PWM信号，完成第二对空气舵面的偏转，无人机在舵面作用下产生横滚角偏转，实现转向运动；
当PID偏航控制器从IMU获取到参考偏航角时，同理根据如上公式（13）、（14）、（23）-（25）计算共轴对转电机的参考扭矩差，进而根据扭矩与电机转速的关系得到共轴对转电机的参考转速差，PWM信号解算模块计算对应该参考转速差的PWM值，然后对共轴对转电机输出PWM信号，完成螺旋桨叶不同转速的旋转，无人机在正反桨叶产生的扭矩差作用下，实现偏航运动。
有益效果：本发明与现有技术相比，其显著优点为：本发明采用共轴双桨的结构，双桨结构可以靠桨叶自身克服绝大部分扭矩，因此改变无人机姿态的舵面就可以设计的很小，大大减小了无人机的体积，提高了可携带性以及机动性，能够满足高机动作战的需求。无人机外壳为圆筒状，可很好地起到整流作用，使得螺旋桨桨叶将大量空气介质直接推向舵面，产生较强的舵效。两对空气舵面巧妙利用了杠杆原理，增加了力臂长度，可在有限舵面面积情况下，通过空气舵面的快速偏转，稳定控制无人机的前后左右运动。另一方面，这种升力作用于重心上方、舵面控制力作用于重心下方的结构可以显著提升飞行器自身稳定性，使姿态控制更加灵活、有效。
附图说明
图1为本发明实施例的共轴双桨无人机整体结构示意图。
图2为本发明实施例的共轴双桨无人机底部舵面安装示意图。
图3为本发明实施例的舵面设计图。
图4为本发明实施例的3D模型设计图。
图5为本发明实施例中机体固连坐标系示意图。
图6为机体惯性坐标系
Figure DEST_PATH_IMAGE087
转换到机体固连坐标系
Figure DEST_PATH_IMAGE089
示意图。
图7为本发明实施例的共轴双桨无人机前向运动控制原理图；
其中（a）为俯仰角控制原理图，（b）为俯仰角控制舵面偏转俯视图。
图8为本发明实施例的共轴双桨无人机右向运动控制原理；
其中（a）为横滚角控制原理图，（b）为横滚角控制舵面偏转俯视图。
图9为本发明实施例的共轴双桨无人机航向右转控制原理；
其中（a）为偏航角控制原理图，（b）为偏航角控制电机旋转俯视图。
具体实施方式
下面将结合具体实施例和附图对本发明的技术方案做进一步描述。
如图1、2所示，本发明实施例公开的一种便携式微小型共轴双桨无人机，包括无人机外壳9、共轴双螺旋桨1、2和传动杆8等，无人机外壳9为圆筒状，顶部设置有传动杆8和共轴双螺旋桨1、2，无人机外壳内部安装有共轴对转电机3、电池7、自动驾驶仪系统5以及四个舵机14。双螺旋桨1、2可拆卸安装于无人机顶端，通过传动杆8与共轴对转电机3输出轴相连接，上螺旋桨1固定在下电机的输出轴上，下螺旋桨2固定在上电机的输出轴上。无人机外壳9底端安装有呈十字分布的四个空气舵面，分别由相应的舵机14控制，第一对空气舵面11（包括第一空气舵面、第二空气舵面）对称安装于无人机外壳9外壁相对两侧，第二对空气舵面12（包括第三空气舵面、第四空气舵面）对称安装于无人机外壳9外壁另外两侧。为方便固定，无人机外壳内部安装有第一固定板4、第二固定板6、第三固定板15电机3依托于第一固定板4，自动驾驶仪系统5和电池7分别置于第二固定板6的上下面，可通过魔术贴粘连和绑带固定。第一固定板4、第二固定板6和第三固定板15除了打相应的穿线孔外，还附有额外的通风孔进行散热等。无人机舱体10空间设计合理，使电调、数传、遥控器接收机等模块均匀、合理的置于其内，使得无人机重心在机身对称轴上。
自动驾驶仪系统5包含内置IMU的飞控模块以及数据传输模块，可以实现无人机自身姿态控制，姿态控制有航向姿态控制、纵向姿态控制和横向姿态控制，其原理为利用IMU实时测量姿态角及姿态角速率，得出与期望姿态的偏差，由飞行控制器进行解算并向执行器发送相应指令来控制姿态，以保持自身稳定，实现悬停、前后左右运动、倾转运动和偏转运动。基于本发明无人机的结构设计，可通过调整双螺旋桨转速差，使无人机产生扭矩差，从而实现航向偏转运动，通过调整第一对空气舵面的偏转角，使无人机在舵面作用下产生俯仰角偏转，从而实现前后运动，通过调整第二对空气舵面的偏转角，使无人机在舵面作用下产生横滚角偏转，从而实现转向运动。
螺旋桨1、2旋转方向相反，上螺旋桨1固定在共轴对转电机3的下电机输出轴，逆时针旋转；下螺旋桨3固定在共轴对转电机3的上电机输出轴，顺时针旋转，共轴对转电机3的输出轴构成传动杆8。两螺旋桨所提供的升力均是沿机身对称轴指向上方，但提供的沿机身对称轴转动的扭矩的方向是相反的，所以当两个桨叶形成的扭矩大小相同时，就可以克服无人机机体的自旋。当两个桨叶形成的扭矩大小不同时，正好利用其扭矩差，实现无人机航向偏转动作。当作用在机身上的顺时针扭矩大于逆时针扭矩时，机体顺时针偏航转动；反之逆时针扭矩大于顺时针扭矩时，机体逆时针偏航转动
四个舵面分别与四个舵机14相连，呈十字分布在无人机外壳9的底部，如图3所示，本实施例对舵面形状进行了设计。舵面中部的空心圆筒设计，不仅使安装与拆卸方便，还通过空气动力学原理使螺旋桨下洗气流更好的作用于舵面，提升舵效。两对空气舵面11、12利用了杠杆原理，增加了力臂长度，可在有限舵面面积情况下，通过空气舵面的快速偏转，稳定控制无人机的前后左右运动。同时，这种升力作用于重心上方、舵面控制力作用于重心下方的结构可以显著提升飞行器自身稳定性，使姿态控制更加灵活、有效。
无人机外壳为圆筒状，可很好地起到整流作用。同时，在四个舵面外围设计安装圆形保护罩16，既可以保护舵面，又能够起到最大效率利用螺旋桨洗流的作用，使得螺旋桨桨叶将大量空气介质直接推向舵面，产生较强的舵效。最终设计的模型如图4所示。
自动驾驶仪系统5能够感知无人机的飞行姿态，能够通过调整底部空气舵面11、12的偏转方向，完成无人机对参考姿态角的快速响应；能够在无人机失稳时，调整无人机底部空气舵面11、12偏转方向，从而给无人机一个抵消扰动的力；能够通过调整上下桨叶1、2的转速差，实现无人机给定速率的航向角偏转。实现控制方法是通过PID调节，在介绍具体实现流程前，首先说明一下本实施例共轴双桨无人机的数学模型。
1. 坐标系定义
在针对飞行器进行建模之前，首先要给出作为参考标准的参考系，此处选用地面惯性坐标系作为参考基准，与之配合的还需要飞行器的机体惯性坐标系、机体固联坐标系。
地面惯性坐标系
Figure DEST_PATH_IMAGE091
的原点固联在无人机起飞位置，该坐标系下的X轴上的单位矢量
Figure DEST_PATH_IMAGE093
指向正北，Y轴上单位矢量
Figure DEST_PATH_IMAGE095
指向正东，Z轴上单位矢量
Figure DEST_PATH_IMAGE097
指向地心，就是通常所说的北东地参考系。
机体惯性坐标系
Figure 764964DEST_PATH_IMAGE087
（后文所指的惯性坐标系如无另外说明，就是指机体惯性坐标系），其坐标原点位于无人机质心，机体惯性系的各个坐标轴与地面惯性系保持水平，即机体惯性坐标系下，X轴上的单位矢量
Figure DEST_PATH_IMAGE099
指向正北，Y轴上单位矢量
Figure DEST_PATH_IMAGE101
指向正东，Z轴上单位矢量
Figure DEST_PATH_IMAGE103
指向地心。
机体固联坐标系
Figure 104809DEST_PATH_IMAGE089
（后文所指的机体坐标系如无另外说明，就是指机体固联坐标系），其坐标原点位于无人机质心，该坐标系下X轴上单位矢量
Figure DEST_PATH_IMAGE105
垂直机体纵轴，指向前方，Y轴上单位矢量
Figure DEST_PATH_IMAGE107
垂直于机体纵轴指向无人机右侧，Z轴上单位矢量
Figure DEST_PATH_IMAGE109
沿机体纵轴指向下方，如图5所示。
在确定了飞行器的参考系之后，就可根据各个参考系之间的转换来确定飞行器的姿态。飞行器的姿态一般有两种表示方法：欧拉角和四元数。欧拉角是表示机体姿态最直观、最直接的方法，对应飞行器实际的姿态角；而四元数具有全局姿态描述的能力，但没有明确的物理意义，用于控制器设计时存在一定困难，因此本发明实施例选择欧拉角作为姿态描述方法。
在与飞行器固联的惯性坐标系下，坐标系的X轴指向北，Y轴指向东，Z轴指向地。表示惯性坐标系与机体坐标系之间最基本的办法是使用旋转矩阵
Figure DEST_PATH_IMAGE111
，旋转矩阵
Figure DEST_PATH_IMAGE113
是一个3x3的矩阵，乘以它可以得到旋转到当前坐标系中表示的向量：
Figure DEST_PATH_IMAGE115
欧拉角是最常见的飞行器姿态表示方法，它将飞行器的姿态表示为连续三次的旋转序列，例如常用于固定翼飞机的3-2-1或称ZYX欧拉角序列，
Figure DEST_PATH_IMAGE116
为俯仰角，
Figure 668296DEST_PATH_IMAGE062
为横滚角，
Figure 740288DEST_PATH_IMAGE064
为偏航角，如图6所示：
（1）惯性坐标系
Figure 822513DEST_PATH_IMAGE087
绕
Figure 762788DEST_PATH_IMAGE103
旋转
Figure 128916DEST_PATH_IMAGE064
到
Figure DEST_PATH_IMAGE118
坐标系中；
（2）
Figure 89918DEST_PATH_IMAGE118
坐标系绕
Figure DEST_PATH_IMAGE120
旋转
Figure 3648DEST_PATH_IMAGE060
到
Figure DEST_PATH_IMAGE122
坐标系中；
（3）
Figure DEST_PATH_IMAGE123
坐标系绕
Figure DEST_PATH_IMAGE125
旋转
Figure DEST_PATH_IMAGE126
到机体坐标系
Figure 934564DEST_PATH_IMAGE089
；
这个过程用旋转矩阵表示为：
Figure DEST_PATH_IMAGE128
Figure DEST_PATH_IMAGE130
Figure DEST_PATH_IMAGE132
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE134
是表示从惯性系到机体系的转换过程，R的下标表示正在旋转的坐标系，R的上标表示将要旋转成为的坐标系，这三个旋转矩阵可以组合成从
Figure 748674DEST_PATH_IMAGE087
到
Figure 162469DEST_PATH_IMAGE089
的旋转矩阵：
Figure DEST_PATH_IMAGE136
2.飞行器动力学方程
在惯性坐标系中，飞行器在合外力作用下的质心运动方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE138
Figure DEST_PATH_IMAGE140
为无人机质心的速度矢量，在机体系下的投影为
Figure DEST_PATH_IMAGE142
。以
Figure DEST_PATH_IMAGE144
表示飞行器在惯性坐标系中的角速度矢量，则角速度矢量在机体系下的投影为
Figure DEST_PATH_IMAGE146
。可得，在机体坐标系中无人机质心的加速度为：
Figure DEST_PATH_IMAGE148
设合力
Figure DEST_PATH_IMAGE150
在机体系上可以分解为
Figure DEST_PATH_IMAGE152
，则质心动力学方程表示为
Figure DEST_PATH_IMAGE154
在机体坐标系下，飞行器的刚体转动动力学方程由牛顿欧拉方程给出：
Figure DEST_PATH_IMAGE156
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE158
为无人机的动量矩，
Figure DEST_PATH_IMAGE160
为飞行器所受合外力矩。
动量矩
Figure 687380DEST_PATH_IMAGE158
在机体坐标系下为
Figure DEST_PATH_IMAGE162
其中J为无人机转动惯量，
Figure DEST_PATH_IMAGE164
。
故
Figure DEST_PATH_IMAGE166
则在机体坐标系下，转动动力学方程可以写成如下形式：
Figure DEST_PATH_IMAGE168
设合力矩
Figure DEST_PATH_IMAGE169
在机体系下的三个分量为
Figure DEST_PATH_IMAGE170
，则有
Figure DEST_PATH_IMAGE172
3.飞行器运动学方程
飞行器的运动学方程不涉及力和力矩，将飞行器视作一个整体与所在空间位置有关。考虑飞行器绕质心的旋转运动，飞行器的姿态角速率与机体坐标轴下的3个角速度分量之间的关系为
Figure DEST_PATH_IMAGE174
考虑飞行器在机体坐标轴下各轴方向上的速度转换到地面惯性坐标系下的速度时，飞行器的三维空间位置可以由以下公式表示为
Figure DEST_PATH_IMAGE176
4.无人机合力与合力矩分析
在机体坐标系下进行分析，本实施例共轴双桨无人机所受的力与力矩主要来自三个方面，螺旋桨拉力、舵面控制力和重力，合力与合力矩的公式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE178
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE180
为螺旋桨产生的拉力，
Figure DEST_PATH_IMAGE182
依次表示上、下螺旋桨；
Figure DEST_PATH_IMAGE184
为舵面所受的气动力，
Figure DEST_PATH_IMAGE186
依次表示顺时针四个舵面；
Figure DEST_PATH_IMAGE188
为螺旋桨产生的扭矩（N·m），
Figure DEST_PATH_IMAGE189
依次表示上、下螺旋桨；
Figure DEST_PATH_IMAGE191
为舵面所受的气动力矩，
Figure DEST_PATH_IMAGE193
依次表示顺时针四个舵面。
螺旋桨拉力
共轴双桨无人机的上、下螺旋桨产生的拉力矢量如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE195
螺旋桨所提供的拉力与电机转速相关，是关于电机转速平方的函数
Figure DEST_PATH_IMAGE197
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE199
为拉力系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE201
为对应的电机转速。
舵面气动力
由于无人机飞行速度较低，空速对舵面的影响可以忽略不计，只考虑螺旋桨洗流对舵面的影响。螺旋桨洗流对控制舵面产生的影响主要在于沿机身X轴的力和沿机身Y轴的力，
沿机身X轴的力由第一、第二空气舵面提供：
Figure DEST_PATH_IMAGE203
沿机身Y轴的力由第三、第四空气舵面提供：
Figure DEST_PATH_IMAGE205
式中，
Figure 51015DEST_PATH_IMAGE014
为空气密度，
Figure 876889DEST_PATH_IMAGE016
为作用在舵面上的螺旋桨空气洗流的速度，
Figure 225699DEST_PATH_IMAGE018
为舵面相应的无量纲气动导数，
Figure 645179DEST_PATH_IMAGE020
为第一、第二空气舵面的偏转角度，
Figure DEST_PATH_IMAGE206
为第三、第四空气舵面的偏转角度，
Figure 934209DEST_PATH_IMAGE024
为螺旋桨洗流内的舵面面积。
则四个舵面产生的控制力矢量为
Figure DEST_PATH_IMAGE208
重力
Figure DEST_PATH_IMAGE210
式中，m为无人机质量，g为重力加速度。
扭矩
共轴双桨电机的上、下螺旋桨产生的扭矩可以表示为
Figure DEST_PATH_IMAGE212
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE214
为关于电机转速平方的函数，
Figure DEST_PATH_IMAGE216
，
Figure DEST_PATH_IMAGE218
为相关拉力系数。
由于无人机飞行速度较低，空速对舵面的影响可以忽略不计，只考虑螺旋桨洗流对舵面的影响。螺旋桨尾流对控制舵面产生的气动力矩在机体坐标系绕X轴与绕Y轴的力矩分别为：
Figure DEST_PATH_IMAGE220
式中，
Figure 61260DEST_PATH_IMAGE036
与
Figure 846551DEST_PATH_IMAGE038
为相应的无量纲气动系数，
Figure 487748DEST_PATH_IMAGE040
为第三、第四空气舵面到无人机轴心的力臂长度，
Figure 236261DEST_PATH_IMAGE042
为第一、第二空气舵面到无人机轴心的力臂长度。
可得，
Figure DEST_PATH_IMAGE221
至此，得到了无人机的数学模型。
基于上述建立的数学模型，可以对本发明实施例的便携式微小型共轴双桨无人机进行结构优化与控制设计。具体地，获取无人机本体参数，包括组合导航获取姿态信息参数，通过风洞试验进行拟合获取测量风速风向与扰动加速度的拟合关系，得到气动模型，可用于验证所设计无人机结构是否合理、飞行是否稳定，有助于分析无人机的载荷和抗风等性能。
在数学模型基础上进行无人机飞行姿态控制器的设计，主要包括PID俯仰控制器、PID横滚控制器、PID偏航控制器。当无人机的输出信号(真实飞行轨迹)与(参考输入)预定飞行轨迹有误差时，会产生一个误差信号，该信号经过控制器的处理成为执行元件(即舵面和螺旋桨)的输入信号，控制执行元件调整控制对象(无人机的姿态和速度)，在这个过程中，无人机也会接受到外部的扰动信号(如阵风等)，实际的输出信号经过测量元件(陀螺仪和加速度计等)转换后与参考信号对比形成闭环控制，从而实现无人机的飞行控制。
为了快速、稳定、可靠的控制，无人机飞行姿态的控制器设计采用PID控制策略，以姿态控制为例，姿态角的误差信号将不直接输出到执行机构上，而是转换为期望的姿态角速度信号，与真实的姿态角速度信号对比，计算出执行机构的输入信号，控制执行机构动作。对舵机输入计算得到的控制信号，完成空气舵面的偏转，无人机在舵面作用下产生俯仰角偏转（或者横滚角的偏转），对共轴对转电机输入计算得到的控制信号，完成无人机的偏航。从而实现前向运动、转向运动和相应的姿态调整动作。
如图7为共轴双桨无人机前向运动控制原理图。当给定无人机前倾参考俯仰角时，控制流程如图7的（a）所示。首先PID俯仰控制器根据公式（13）、（14）、（23）-（25）计算第一对空气舵面的参考偏转角，其次PWM信号解算模块计算对应该舵面参考偏转角的PWM值，然后对第一对空气舵面的舵机输入该PWM信号，完成第一对空气舵面的偏转，如图7的（b）所示，此时无人机在舵面作用下产生俯仰角偏转，实现前后运动。
如图8为共轴双桨无人机右向运动控制原理图。当给定无人机右倾参考横滚角时，控制流程如图8的（a）所示。首先PID横滚控制器根据公式（13）、（14）、（23）-（25）计算第二对空气舵面的参考偏转角，其次PWM信号解算模块计算对应该舵面参考偏转角的PWM值，然后对第二对空气舵面的舵机输入该PWM信号，完成第二对空气舵面的偏转，如图8的（b）所示，此时无人机在舵面作用下产生横滚角偏转，实现转向运动。
如图9为共轴双桨无人机航向右转控制原理图。当给定无人机右向参考偏航角时，控制流程如图9的（a）所示。首先将PID偏航控制器根据公式（13）、（14）、（23）-（25）计算共轴对转电机的参考扭矩差，进而根据扭矩与电机转速的关系计算电机的参考转速差，其次PWM信号解算模块计算对应该参考转速差的PWM值，然后对共轴对转电机输出PWM信号，完成螺旋桨叶不同转速的旋转，如图9的（b）所示，此时无人机在正反桨叶产生的扭矩差作用下，实现右向偏航运动。
本发明采用共轴双桨的结构，双桨结构可以靠正反桨叶轻松克服自身扭矩，圆筒状尾部的舵面设计控制姿态改变实现无人机的空中各种动作行为。由于升力扭矩控制结构和姿态控制结构分别分布在圆筒状飞行器的上端和下端，巧妙利用了杠杆原理，增加了力臂长度，使得控制具有很强的稳定性和鲁棒性，同时姿态控制的舵面设计可以允许很小的面积就可以达到无人机姿态变换的要求，大大减小了无人机的体积，提高了可携带性以及机动性，能够满足高机动作战的需求。通过实验证明，本发明所提出的一种便携式微小型共轴双桨无人机结构与控制设计非常合理，可携带性以及机动性较强，具有较好的应用前景。
以上所述仅为本发明的实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明专利保护范围内。

Claims (9)

1.一种便携式微小型共轴双桨无人机，其特征在于，包括圆筒状无人机外壳（9），所述外壳（9）顶部设置有传动杆（8）和共轴双螺旋桨，内部安装有共轴对转电机（3）、电池（7）、自动驾驶仪系统（5）以及四个舵机（14）；所述双螺旋桨安装于无人机顶端，通过传动杆（8）与共轴对转电机（3）输出轴相连；所述外壳（9）底端四周安装有呈十字分布的四个空气舵面，分别由相应的舵机（14）控制，第一对空气舵面（11）包括第一空气舵面、第二空气舵面，对称安装于无人机外壳（9）外壁相对两侧，第二对空气舵面（12）包括第三空气舵面、第四空气舵面，对称安装于无人机外壳（9）外壁另外两侧；所述自动驾驶仪系统（5）用于实现无人机姿态控制，通过调整双螺旋桨转速差，使无人机产生扭矩差，从而实现航向偏转运动，通过调整第一对空气舵面（11）的偏转角，使无人机在舵面作用下产生俯仰角偏转，从而实现前后运动，通过调整第二对空气舵面（12）的偏转角，使无人机在舵面作用下产生横滚角偏转，从而实现转向运动；
在机体坐标系下，无人机所受合力包括螺旋桨拉力、舵面控制力和重力；上、下两个螺旋桨产生的拉力矢量如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE002
其中
Figure DEST_PATH_IMAGE004
为螺旋桨产生的拉力，
Figure DEST_PATH_IMAGE006
依次表示上、下螺旋桨，螺旋桨所提供的拉力是关于电机转速平方的函数；四个舵面产生的控制力为：
Figure DEST_PATH_IMAGE008
其中
Figure DEST_PATH_IMAGE010
，
Figure DEST_PATH_IMAGE012
，
Figure DEST_PATH_IMAGE014
为空气密度，
Figure DEST_PATH_IMAGE016
为作用在舵面上的螺旋桨空气洗流的速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE018
为舵面的无量纲气动导数，
Figure DEST_PATH_IMAGE020
为第一、第二空气舵面的偏转角度，
Figure DEST_PATH_IMAGE022
为第三、第四空气舵面的偏转角度，
Figure DEST_PATH_IMAGE024
为螺旋桨洗流内的舵面面积；
无人机所受合力矩包括上、下两个螺旋桨产生的扭矩和螺旋桨尾流对舵面产生的气动力矩；上、下两个螺旋桨产生的扭矩如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE026
其中
Figure DEST_PATH_IMAGE028
为上、下螺旋桨产生的扭矩，螺旋桨所产生的扭矩是关于电机转速平方的函数；螺旋桨尾流对舵面产生的气动力矩为：
Figure DEST_PATH_IMAGE030
其中
Figure DEST_PATH_IMAGE032
，
Figure DEST_PATH_IMAGE034
，
Figure DEST_PATH_IMAGE036
与
Figure DEST_PATH_IMAGE038
为相应的无量纲气动系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE040
为第三、第四空气舵面到无人机轴心的力臂长度，
Figure DEST_PATH_IMAGE042
为第一、第二空气舵面到无人机轴心的力臂长度。
2.根据权利要求1所述的便携式微小型共轴双桨无人机，其特征在于，所述共轴双螺旋桨旋转方向相反，上螺旋桨（1）固定在共轴对转电机（3）的下电机输出轴，逆时针旋转；下螺旋桨（2）固定在共轴对转电机（3）的上电机输出轴，顺时针旋转；共轴对转电机（3）的输出轴构成传动杆（8）。
3.根据权利要求1所述的便携式微小型共轴双桨无人机，其特征在于，所述共轴双螺旋桨所提供的升力均沿机身对称轴指向上方，所提供的沿机身对称轴转动的扭矩的方向相反，当两个桨叶形成的扭矩大小相同时，可以克服无人机机体的自旋；当两个桨叶形成的扭矩大小不同时，利用其扭矩差，实现无人机航向偏转动作；当作用在机身上的顺时针扭矩大于逆时针扭矩时，机体顺时针偏航转动；逆时针扭矩大于顺时针扭矩时，机体逆时针偏航转动。
4.根据权利要求1所述的便携式微小型共轴双桨无人机，其特征在于，所述无人机外壳（9）内部安装有第一固定板（4）、第二固定板（6）和第三固定板（15），分别用于固定电机（3）、自动驾驶仪系统（5）和电池（7），以及舵机（14）；第一固定板（4）、第二固定板（6）和第三固定板（15）上具有穿线孔和通风孔。
5.根据权利要求1所述的便携式微小型共轴双桨无人机，其特征在于，所述四个空气舵面的中部均采用空心圆筒设计。
6.根据权利要求1所述的便携式微小型共轴双桨无人机，其特征在于，所述共轴双螺旋桨提供的升力作用于无人机重心上方，空气舵面提供的控制力作用于重心下方。
7.根据权利要求1所述的便携式微小型共轴双桨无人机，其特征在于，所述四个空气舵面外围安装有圆形保护罩（16）。
8.根据权利要求1所述的便携式微小型共轴双桨无人机，其特征在于，所述无人机舱体（10）内各模块进行均匀合理布置，使得无人机重心在机身对称轴上。
9.根据权利要求1-8任一项所述的便携式微小型共轴双桨无人机的控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
当PID俯仰控制器从IMU获取到参考俯仰角时，根据如下公式计算第一对空气舵面（11）的参考偏转角；PWM信号解算模块计算对应该舵面参考偏转角的PWM值，然后对第一对空气舵面（11）的舵机输出PWM信号，完成第一对空气舵面（11）的偏转，无人机在舵面作用下产生俯仰角偏转，实现前后运动；
Figure DEST_PATH_IMAGE044
Figure DEST_PATH_IMAGE046
Figure DEST_PATH_IMAGE048
Figure DEST_PATH_IMAGE050
Figure DEST_PATH_IMAGE052
其中
Figure DEST_PATH_IMAGE054
为合力矩
Figure DEST_PATH_IMAGE056
在机体坐标系下的三个分量，
Figure DEST_PATH_IMAGE058
为角速度矢量在机体坐标系下的三个分量，变量上的点表示导数，
Figure DEST_PATH_IMAGE060
为俯仰角，
Figure DEST_PATH_IMAGE062
为横滚角，
Figure DEST_PATH_IMAGE064
为偏航角，
Figure DEST_PATH_IMAGE066
为无人机转动惯量
Figure DEST_PATH_IMAGE068
的相应分量；机体坐标系下，坐标原点位于无人机质心，X轴垂直于机体纵轴指向无人机前方，Y轴垂直于机体纵轴指向无人机右侧，Z轴沿机体纵轴指向下方；
当PID横滚控制器从IMU获取到参考横滚角时，同理根据如上公式（13）、（14）、（23）-（25）计算第二对空气舵面（12）的参考偏转角；PWM信号解算模块计算对应该舵面参考偏转角的PWM值，然后对第二对空气舵面（12）的舵机输出PWM信号，完成第二对空气舵面（12）的偏转，无人机在舵面作用下产生横滚角偏转，实现转向运动；
当PID偏航控制器从IMU获取到参考偏航角时，同理根据如上公式（13）、（14）、（23）-（25）计算共轴对转电机（3）的参考扭矩差，进而根据扭矩与电机转速的关系得到共轴对转电机（3）的参考转速差，PWM信号解算模块计算对应该参考转速差的PWM值，然后对共轴对转电机（3）输出PWM信号，完成螺旋桨叶不同转速的旋转，无人机在正反桨叶产生的扭矩差作用下，实现偏航运动。
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