CN115108004A - 新型喷气式垂直起降飞行器及其非线性控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞行器技术领域，更具体地，涉及一种新型喷气式垂直起降飞行器及其非线性控制方法。该飞行器包括飞行器机身、飞行器机架、飞行器控制系统、微型涡喷发动机、飞行器推力矢量系统和飞行器动力供应系统，飞行器机身与飞行器机架固定连接，四个飞行器机架设置在飞行器机身的四个角，四个微型涡喷发动机分别固定在飞行器机架的末端，飞行器控制系统设置在飞行器机身上，并通过外部电路和油路与飞行器推力矢量系统和飞行器动力供应系统连接。

Description

新型喷气式垂直起降飞行器及其非线性控制方法

技术领域

本发明属于飞行器技术领域，更具体地，涉及一种新型喷气式垂直起降飞行器及其非线性控制方法。

背景技术

无人机具有体积小、控制灵活、方便携带的特点，已得到了各个国家的大力支持，被广泛应用于人民生活当中。在抗震救灾，人员物资运输等应用场景下，无人机可以穿越复杂地形环境，完成紧急药品以受灾人员运输等任务。传统的无人飞行器可以被简单分为固定翼无人飞行器和旋翼无人飞行器，其中大型固定翼飞行器具有运力大，续航时间长的优点，但是其较大的体型使其造价较高，同时操纵难度更大，在起飞和降落时需要较长的跑道，在进行较大重量物品运输时需要对飞行器两侧进行配平，能耗比较低。相较于大型固定翼飞行器，旋翼飞行器由于其较小的体积使其具有更为灵活的飞行条件，起落条件更低。同时，受锂电池动力限制，旋翼飞行器无法长时间飞行，最大负荷低，无法满足战略物品运输等任务。通过结合以上两种飞行器的优点，本专利提出了一种新型的垂直起降喷气式飞行器设计，建模及其控制方法。

目前被广泛研究的垂直起降固定翼飞行器以固定翼与旋翼结合为主，其主要动力来源仍为锂电池配合电动机，虽然实现了垂直起降的功能，但是其仍存在动力不足的缺点，无法实现较大的飞行载重，极大地限制了其在救灾领域内的应用，无法大规模推广。

如何在传统无人飞行器设计方案的基础上进行开创研发，设计出一种可以在高负荷长时间飞行的条件下实现可垂直起降功能是目前飞行器领域急需解决的难题。

发明内容

为此，需要提供一种新型喷气式垂直起降飞行器及其非线性控制方法，该新型喷气式垂直起降飞行器可以在垂直起降条件下实现长时间，高负荷的物品运输功能。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

新型喷气式垂直起降飞行器，该飞行器包括飞行器机身、飞行器机架、飞行器控制系统、微型涡喷发动机、飞行器推力矢量系统和飞行器动力供应系统，飞行器机身与飞行器机架固定连接，四个飞行器机架设置在飞行器机身的四个角，四个微型涡喷发动机分别固定在飞行器机架的末端，飞行器控制系统设置在飞行器机身上，并通过外部电路和油路与飞行器推力矢量系统和飞行器动力供应系统连接。

本技术方案进一步的优化，所述飞行器还包括设置在飞行器机身上的传感器，所述传感器与飞行器控制系统连接。

本技术方案更进一步的优化，所述传感器包括磁力传感器、陀螺仪、加速度传感器、气压传感器、超声波、GPS信号传感器。

本技术方案更进一步的优化，所述传感器包括陀螺仪、气压计、加速度计。

本技术方案进一步的优化，所述飞行器控制系统包括飞行控制面板、遥控数据接收器和地面监测台，飞行控制面板与遥控数据接收器和地面检测台连接。

本技术方案进一步的优化，所述飞行器动力供应系统中燃料供给系统包括油泵、输油管和油箱，油箱位于飞行器机身底部，通过输油管与油泵相连，油泵的另一个输出口通过输油管连接至微型涡喷发动机，飞行器控制系统通过油泵控制微型涡喷发动机的进油量。

本技术方案进一步的优化，所述飞行器推力矢量系统包括主动旋转装置数码舵机、传动杆和涡喷转动转置，数码舵机固定在飞行器机架内部，通过传动杆与涡喷转动装置相连。

本技术方案进一步的优化，所述飞行器机身由机体和起落架组成，机体由三层组成，第一层放置有飞行器控制系统及其外部电路，第二层放置有飞行器动力供应系统的锂电池，第三层放置飞行器动力供应系统的油箱及燃料，飞行器外部电路和油路穿插这三层之间。

新型喷气式垂直起降飞行器控制方法，其特征在于，包括以下步骤，

步骤一，针对新型垂直起降涡喷飞行器，建立其运动学模型，

其中，

U₁＝F_x＝F₁sinα₁+F₂sinα₂,

U₂＝F_y＝F₃sinα₃+F₄sinα₄,

U₃＝F_z＝F₁cosα₁+F₂cosα₂+F₃cosα₃+F₄cosα₄,

U₄＝M_x＝L(F₃sinα₃-F₄sinα₄),

U₅＝M_y＝L(F₁sinα₁-F₂sinα₂),

U₆＝M_z＝0

其中，

θ、ψ分别是飞行器绕x轴、y轴、z轴方向旋转的角度，

θ⁽¹⁾、ψ⁽¹⁾分别是飞行器绕x轴、y轴、z轴方向旋转的角速度，x⁽²⁾、y⁽²⁾、z⁽²⁾、

θ⁽²⁾、ψ⁽²⁾分别是飞行器在x轴、y轴、z轴方向的加速度和绕x轴、y轴、z轴旋转的角加速度，I_x、I_y、I_z分别是飞行器在x轴、y轴、z轴上的转动惯量，m是飞行器和所载货物的质量，g是重力加速度；L是推力作用点到质心的距离，F_i,i＝1,2,3,4代表飞行器中四个涡喷分别产生的推力，α_i,i＝1,2,3,4代表由四个舵机所控制的四个涡喷旋转的角度，U₁，U₂，U₃，U₄，U₅和U₆分别为设计的虚拟控制量，F_x代表飞行器在x轴方向总推力，F_y代表飞行器在y轴方向总推力，F_z代表飞行器在z轴方向总推力，M_x代表飞行器在x轴方向总力矩，M_y代表飞行器在y轴方向总力矩，M_z代表飞行器在z轴方向总力矩；

步骤二，每个微型涡喷发动机所提供的推力在x，y，z轴方向上的推力如下所示：

其中，

i＝1,2,3,4为微型涡喷发动机4在x,y,z轴方向所产生的推力；

步骤三，通过PID控制器控制动力供应系统，使得油泵对发动机的燃油供给速率发生变化，从而改变发动机推力大小，进而作为系统控制输入，使得飞行器位移和转动发生变化，同时使用PID控制器控制舵机旋转，使得微型涡喷发动机推力矢量发生改变，最终实现飞行器控制。

本技术方案进一步的优化，所述运动学模型可以输出飞行器实时的z轴位移量以及俯仰、横滚、偏航角的变化量，通过反馈的形式作为PID控制的输入量，实现闭环控制。

区别于现有技术，上述技术方案有如下有益效果：

本发明提供了一种新型喷气式垂直起降飞行器及其非线性控制方法，首先利用精密数码舵机带动微型涡喷发动机旋转，使其推力矢量精准可控，极大的降低了喷气式飞行器的控制难度。使用四个同等推力大小的微型涡喷发动机作为飞行器动力来源，可以降低单个微型涡喷发动机的平均负载，提高微型涡喷发动机的工作效率，充分保证飞行器质心位置的稳定性。微型涡喷发动机的旋转角度可达180度，可以实现推力的最大利用率，减少能源的消耗。飞行器机身采用镂空设计，可以在保证机身强度的基础上，大幅降低飞行器自重，实现更大的飞行载重以及更长的飞行续航。

附图说明

图1为本发明新型喷气式垂直起降飞行器的总体结构示意图；

图2为本发明新型喷气式垂直起降飞行器的俯视图；

图3为本发明新型喷气式垂直起降飞行器发动机推力矢量系统示意图；

图4为本发明新型喷气式垂直起降飞行器动力供应系统中燃料供应系统示意图；

图5为本发明新型喷气式垂直起降飞行器在三种飞行状态下的示意图，其中，(a)为垂直起降状态示意图，(b)为水平飞行状态示意图，(c)为旋转状态示意图；

图6为所述新型喷气式垂直起降飞行器的模型结构示意图；

图7为所述新型喷气式垂直起降飞行器的发动机启动过程控制框图；

图8为所述新型喷气式垂直起降飞行器飞行过程控制系统的逻辑框图；

图9为所述新型喷气式垂直起降飞行器PID控制器结构图。

1-飞行器机身；2-飞行器机架；3-飞行器控制系统；4-微型涡喷发动机4；51-精密数码舵机；52-传动杆；53-涡喷转动转置；61-油泵；62-输油管；63-油箱。

具体实施方式

为详细说明技术方案的技术内容、构造特征、所实现目的及效果，以下结合具体实施例并配合附图详予说明。

请参阅图1所示，本发明优先一实施例新型喷气式垂直起降飞行器的总体结构示意图和俯视图。在该实施例中，为了使喷气式飞行器平稳、可控的起飞，并快速完成从垂直起降模式到水平飞行模式的转变，该实施例提出了一种新型喷气式垂直起降飞行器，该新型喷气式垂直起降飞行器包括飞行器机身1、飞行器机架2、飞行器控制系统3、微型涡喷发动机4、飞行器推力矢量系统5和飞行器动力供应系统6。其中飞行器机身1与飞行器机架2固定连接，四个飞行器机架2设置在飞行器机身1的四个角。四个微型涡喷发动机4分别固定在飞行器机架2的末端，飞行器控制系统3设置在飞行器机身1顶部中心位置，并通过外部电路和油路与飞行器推力矢量系统5和飞行器动力供应系统6连接。

飞行器控制系统3用于对传感器采集到的姿态及位置数据进行计算得到准确的系统状态，并接收操作人员所发出的控制指令，进而对飞行器动力供应系统6以及飞行器推力矢量系统5进行控制。飞行器的飞行姿态和位置数据采集系统由位于飞行器顶部的陀螺仪、气压计、加速度计等传感器组成，并将信息汇总后传输至飞行器控制系统3。

飞行器动力供应系统6用于提供微型涡喷发动机4飞行所需的燃料，并根据飞行器控制系统的指令来改变油阀开合从而改变供给微型涡喷发动机4的燃油量，最终改变发动机的推力。

飞行器推力矢量系统5用于改变微型涡喷发动机4的旋转角度，通过更改发动机的旋转角度可以实现横轴和纵轴方向上总推力大小的变化，其控制信号来自位于飞行器顶部中心的飞行器控制系统3。

飞行器控制系统3包括：飞行控制面板、遥控数据接收器和地面监测台。飞行器控制面板可以将来自传感器的输入信号进行结算，得到飞行器真实的姿态和位置信息，部分关键数据可以通过信息传输设备传输至地面终端设备，可以实现地面实时监测飞行器飞行状态，并由遥控器发出期望飞行器状态信息。

飞行器控制系统3还包括：对数据进行综合解算后输入到飞行器动力供应系统6和飞行器推力矢量系统5，对动力供应系统6和推力矢量系统5完成控制。飞行数据采集系统通过位于飞行器顶部的磁力传感器、陀螺仪、加速度传感器、气压传感器、超声波、GPS信号传感器等传感器检测飞行状态信息，并将这些信息汇总传输至飞行器控制系统3。飞行器动力供应系统6的所有油泵会全程参与工作，每一个油泵对应一个微型涡喷发动机4的能源供给，可根据控制系统的控制指令来调整供给速率，最终达到控制微型涡喷发动机4的推力大小的目的。

飞行器机身1由机体和起落架组成，机体由三层组成，第一层中心位置放置由飞行器控制系统3及其外部电路，第二层放置有飞行器动力供应系统6的锂电池，第三层放置飞行器动力供应系统6的油箱及燃料，飞行器外部电路和油路穿插这三层之间。飞行器的起落架为四个柱状结构分别位于飞行器的四角，可以为飞行器提供平稳的起落支撑。

飞行器机架2采用镂空设计，可以提供横向和纵向结构强度，并大幅降低飞行器重量。

飞行器控制系统3，固定在飞行器机身1的顶部中心位置，通过外部电路以及外部油路与飞行器动力系统，飞行器动力供应系统6和飞行器推力矢量系统5连接，通过对飞行器动力供应系统6和飞行器推力矢量系统5的控制，实现飞行器的飞行器位置和飞行姿态控制。

参阅图4所示，为新型喷气式垂直起降飞行器动力供应系统中燃料供应系统示意图。飞行器动力供应系统中燃料供给系统6包括油泵61、输油管62和油箱63，其中油箱数目为4个位于飞行器底部中心，分别通过输油管与油泵相连，油泵的另一个输出口通过输油管连接至微型涡喷发动机4，在飞行器飞行过程中，飞行器控制系统可以通过油泵61控制四个微型涡喷发动机4的进油量，从而控制微型涡喷发动机4的推力大小。微型涡喷发动机4的喷口方向即为微型涡喷发动机4的推力方向，可通过飞行器推力矢量系统5来改变微型涡喷发动机4喷出的气流方向，从而改变微型涡喷发动机4的推力方向。

飞行器的推力矢量系统5能够使微型涡喷发动机4相对飞行器机身1转动，具有垂直起降状态、水平飞行状态、旋转飞行状态。

飞行器推力矢量系统5处于垂直起降状态时，能够与飞行器动力供应系统6相配合，提供飞行器垂直起降时所需动力；与飞行器机身连接的弯管矢量旋转系统在飞行器处于水平飞行状态时，能够与飞行器动力供应系统6相配合，提供飞行器水平飞行时所需动力；弯管矢量旋转系统处于旋转状态时，能够与飞行器动力供应系统6相配合，提供飞行器旋转所需的动力。以上的设置，可以使所述新型喷气式垂直起降飞行器平稳、安全的起飞降落，并快速完成从垂直起降模式到水平飞行模式的切换。

参阅图3所示，为新型喷气式垂直起降飞行器发动机推力矢量系统示意图。飞行器推力矢量系统5包括主动旋转装置数码舵机51、传动杆52和涡喷转动转置53。数码舵机51固定在机架内部，通过传动杆52与涡喷转动装置53相连，数码舵机51顺时针转动时，会带动传动杆发生平移，进而使得涡喷转动装置53发生相等角度的旋转，最终使得微型涡喷发动机4的推力方向发生变化，从而完成飞行器起落，水平飞行，旋转等操作。

在推力矢量旋转中，定义涡喷飞行器的初始方向为竖直向下，即α_i＝0°。飞行器推力矢量系统5中涡喷飞行器的推力大小并不会随着旋转而发生减弱，当飞行器处于垂直起降状态时，为了提供最大的升力并快速平稳的完成起飞和降落动作，四个弯管的旋转角度均为0°，这时可以通过飞行器动力供应系统6控制进油量，从而控制飞行器起飞和降落速度，图5为所述垂直起降涡喷飞行器中微型涡喷发动机4在三种飞行姿态下的示意图，如图5(a)所示；当飞行器处于垂直起降状态时，逐渐增大油门从而提高四个发动机的推力，当垂直方向上总推力大于飞行器重力时，即可完成起飞。当飞行器处于水平飞行状态时，飞行器在纵轴方向上推力大小等于飞行器重力，水平方向推力由飞行器控制系统发出控制指令，通过改变油门大小以及发动机旋转角度大小进行控制，如图5(b)所示。当飞行器处于旋转状态时，如图5(c)所示，通过飞行器控制系统计算出期望旋转角所对应的油门大小以及发动机旋转角度，发出控制指令，使得油泵和数码舵机状态发生改变，达到精准控制飞行器旋转角度的目的。

在微型涡喷发动机4的启动中，给定期望的油门指令，通过飞行器控制系统3中PID控制器对发动机发出控制指令进行控制，利用启动模型协调点火器、舵机、油阀、油泵和启动电机的状态，通过启动顺序对各个部位进行控制，进而启动微型涡喷发动机4。通过采集微型涡喷发动机4转速大小并将微型涡喷发动机4的实时转速反馈至启动控制器，从而控制微型涡喷发动机4的转速大小。如图7所示，为新型喷气式垂直起降飞行器的发动机启动过程控制框图。

如图8所示，为所述新型喷气式垂直起降飞行器飞行时控制系统的逻辑框图。所述新型喷气式垂直起降飞行器在飞行时，通过PID控制器对飞行器位移和姿态进行控制，PID控制器产生的控制量通过伺服放大后控制油泵，从而控制微型涡喷发动机4的进油量，进而控制微型涡喷发动机4的转速。通过一个转速负反馈将发动机的转速反馈到PID控制器，进而稳定控制微型涡喷发动机4的转速，最终实现对发动机推力的控制。

针对新型喷气式垂直起降飞行器的具体控制步骤如下所示：

步骤一，针对垂直起降涡喷飞行器，建立其运动学模型，

其中，

U₁＝F_x＝F₁sinα₁+F₂sinα₂,

U₂＝F_y＝F₃sinα₃+F₄sinα₄,

U₃＝F_z＝F₁cosα₁+F₂cosα₂+F₃cosα₃+F₄cosα₄,

U₄＝M_x＝L(F₃sinα₃-F₄sinα₄),

U₅＝M_y＝L(F₁sinα₁-F₂sinα₂),

U₆＝M_z＝0

如图6所示，为飞行器模型结构示意图，其中，

θ、ψ分别是飞行器绕x轴、y轴、z轴方向旋转的角度；

θ⁽¹⁾、ψ⁽¹⁾分别是飞行器绕x轴、y轴、z轴方向旋转的角速度；x⁽²⁾、y⁽²⁾、z⁽²⁾、

θ⁽²⁾、ψ⁽²⁾分别是飞行器在x轴、y轴、z轴方向的加速度和绕x轴、y轴、z轴旋转的角加速度；I_x、I_y、I_z分别是飞行器在x轴、y轴、z轴上的转动惯量；m是飞行器和所载货物的质量；g是重力加速度；L是推力作用点到质心的距离。F_i,i＝1,2,3,4代表飞行器中四个涡喷分别产生的推力，α_i,i＝1,2,3,4代表由四个舵机所控制的四个涡喷旋转的角度。U₁，U₂，U₃，U₄，U₅和U₆分别为设计的虚拟控制量，F_x代表飞行器在x轴方向总推力，F_y代表飞行器在y轴方向总推力，F_z代表飞行器在z轴方向总推力，M_x代表飞行器在x轴方向总力矩，M_y代表飞行器在y轴方向总力矩，M_z代表飞行器在z轴方向总力矩。

步骤二，每个微型涡喷发动机4所提供的推力在x，y，z轴方向上的推力如下所示：

其中，

i＝1,2,3,4为微型涡喷发动机4在x,y,z轴方向所产生的推力。

步骤三，通过PID控制器控制动力供应系统，使得油泵对发动机的燃油供给速率发生变化，从而改变发动机推力大小，进而作为系统控制输入，使得飞行器位移和转动发生变化，同时使用PID控制器控制舵机旋转，使得微型涡喷发动机4推力矢量发生改变，最终实现飞行器控制。系统模型可以输出飞行器实时的z轴位移量以及俯仰、横滚、偏航角的变化量，通过反馈的形式作为PID控制的输入量，达到闭环控制的需求。

创新点：

目前的垂直起降固定翼飞行器主要为倾转旋翼类飞行器，其旋翼可倾斜的设计方式使其具有了固定翼飞行器和旋翼飞行器的一些优点，相较于传统飞行器，在飞行灵活性上实现了较大提高。但是倾转旋翼飞行器飞行动力来源于锂电池,这极大的限制了飞行器的有效载重及飞行时间。

本发明专利提出了一种新型喷气式垂直起降飞行器及其非线性控制方法，可以实现垂直起降，水平飞行以及旋转等飞行状态。本发明中所述新型喷气式垂直起降飞行器采用四个微型涡喷发动机4代替传统锂电池旋翼的飞行动力组合，可以实现更长的飞行续航以及更大的飞行载重，四个微型涡喷发动机4位于机身的四角，对称放置，所述飞行器包括飞行器机身、飞行器控制系统、飞行器动力系统、飞行器动力供应系统和飞行器推力矢量系统。飞行器机身采用镂空设计，可以在保证机械结构强度的基础上实现更低的机身自重。飞行器控制系统位于飞行器的中心位置，可以实现最优的电路及油路设计，通过传感器信号解算和期望飞行姿态控制实现飞行器平稳，可控的飞行状态。飞行器动力供应系统由燃料供应系统了电力供应系统组成，燃料供应系统为发动机提供能量来源，并实现推力可控，电力供应系统为飞行器提供稳定可持续的电力支持。飞行器推力矢量系统可实现飞行器推力方向的变化，由精密数码舵机控制微型涡喷发动机4推力在水平和垂直方向上推力的调整，数码舵机的使用使得飞行器在控制灵活性以及控制准确性上达到最优状态。飞行器建模采用基于动力学建模的方式，对飞行过程中不同的飞行状态参数映射至不同的控制参数指标，充分考虑了飞行器飞行过程中所受合力及合力矩，所述动力学模型与所述飞行器设计完全匹配。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者终端设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者终端设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括……”或“包含……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者终端设备中还存在另外的要素。此外，在本文中，“大于”、“小于”、“超过”等理解为不包括本数；“以上”、“以下”、“以内”等理解为包括本数。

尽管已经对上述各实施例进行了描述，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例做出另外的变更和修改，所以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保护范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或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的专利保护范围之内。

Claims (10)

1.新型喷气式垂直起降飞行器，其特征在于，该飞行器包括飞行器机身、飞行器机架、飞行器控制系统、微型涡喷发动机、飞行器推力矢量系统和飞行器动力供应系统，飞行器机身与飞行器机架固定连接，四个飞行器机架设置在飞行器机身的四个角，四个微型涡喷发动机分别固定在飞行器机架的末端，飞行器控制系统设置在飞行器机身上，并通过外部电路和油路与飞行器推力矢量系统和飞行器动力供应系统连接。

2.如权利要求1所述的新型喷气式垂直起降飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括设置在飞行器机身上的传感器，所述传感器与飞行器控制系统连接。

3.如权利要求2所述的新型喷气式垂直起降飞行器，其特征在于，所述传感器包括磁力传感器、陀螺仪、加速度传感器、气压传感器、超声波、GPS信号传感器。

4.如权利要求2所述的新型喷气式垂直起降飞行器，其特征在于，所述传感器包括陀螺仪、气压计、加速度计。

5.如权利要求1所述的新型喷气式垂直起降飞行器，其特征在于，所述飞行器控制系统包括飞行控制面板、遥控数据接收器和地面监测台，飞行控制面板与遥控数据接收器和地面检测台连接。

6.如权利要求1所述的新型喷气式垂直起降飞行器，其特征在于，所述飞行器动力供应系统中燃料供给系统包括油泵、输油管和油箱，油箱位于飞行器机身底部，通过输油管与油泵相连，油泵的另一个输出口通过输油管连接至微型涡喷发动机，飞行器控制系统通过油泵控制微型涡喷发动机的进油量。

7.如权利要求1所述的新型喷气式垂直起降飞行器，其特征在于，所述飞行器推力矢量系统包括主动旋转装置数码舵机、传动杆和涡喷转动转置，数码舵机固定在飞行器机架内部，通过传动杆与涡喷转动装置相连。

8.如权利要求1所述的新型喷气式垂直起降飞行器，其特征在于，所述飞行器机身由机体和起落架组成，机体由三层组成，第一层放置有飞行器控制系统及其外部电路，第二层放置有飞行器动力供应系统的锂电池，第三层放置飞行器动力供应系统的油箱及燃料，飞行器外部电路和油路穿插这三层之间。

9.如权利要求1-8任一项所述的新型喷气式垂直起降飞行器控制方法，其特征在于，包括以下步骤，

步骤一，针对新型垂直起降涡喷飞行器，建立其运动学模型，

其中，

U₁＝F_x＝F₁sinα₁+F₂sinα₂，

U₂＝F_y＝F₃sinα₃+F₄sinα₄，

U₃＝F_z＝F₁cosα₁+F₂cosα₂+F₃cosα₃+F₄cosα₄，

U₄＝M_x＝L(F₃sinα₃-F₄sinα₄)，

U₅＝M_y＝L(F₁sinα₁-F₂sinα₂)，

U₆＝M_z＝0

其中，

θ、ψ分别是飞行器绕x轴、y轴、z轴方向旋转的角度，

θ⁽¹⁾、ψ⁽¹⁾分别是飞行器绕x轴、y轴、z轴方向旋转的角速度，x⁽²⁾、y⁽²⁾、z⁽²⁾、

θ⁽²⁾、ψ⁽²⁾分别是飞行器在x轴、y轴、z轴方向的加速度和绕x轴、y轴、z轴旋转的角加速度，I_x、I_y、I_z分别是飞行器在x轴、y轴、z轴上的转动惯量，m是飞行器和所载货物的质量，g是重力加速度；L是推力作用点到质心的距离，F_i，i＝1，2，3，4代表飞行器中四个涡喷分别产生的推力，α_i，i＝1，2，3，4代表由四个舵机所控制的四个涡喷旋转的角度，U₁，U₂，U₃，U₄，U₅和U₆分别为设计的虚拟控制量，F_x代表飞行器在x轴方向总推力，F_y代表飞行器在y轴方向总推力，F_z代表飞行器在z轴方向总推力，M_x代表飞行器在x轴方向总力矩，M_y代表飞行器在y轴方向总力矩，M_z代表飞行器在z轴方向总力矩；

步骤二，每个微型涡喷发动机所提供的推力在x，y，z轴方向上的推力如下所示：

其中，

为微型涡喷发动机4在x，y，z轴方向所产生的推力；

步骤三，通过PID控制器控制动力供应系统，使得油泵对发动机的燃油供给速率发生变化，从而改变发动机推力大小，进而作为系统控制输入，使得飞行器位移和转动发生变化，同时使用PID控制器控制舵机旋转，使得微型涡喷发动机推力矢量发生改变，最终实现飞行器控制。

10.如权利要求9所述的新型喷气式垂直起降飞行器控制方法，其特征在于，所述运动学模型可以输出飞行器实时的z轴位移量以及俯仰、横滚、偏航角的变化量，通过反馈的形式作为PID控制的输入量，实现闭环控制。

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