CN216468476U - 一种适合高速运行的微型飞行器 - Google Patents

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王杰
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Abstract

本实用新型提出一种适合高速运行的微型飞行器，所述飞行器包括飞行控制模块和在飞行时可产生竖向升力的翼形机身；所述机身俯视向的中部处设有竖向的涵道；所述涵道内设有可提供垂直升力的第一旋翼组；翼形机身尾部的后缘处设有可提供水平推力的第二旋翼组；本实用新型具有使用寿命长、飞行操控性好、维护成本低等优点。

Description

一种适合高速运行的微型飞行器
技术领域
本实用新型涉及微型飞行器技术领域，尤其是一种适合高速运行的微型飞行器。
背景技术
目前，多旋翼微型飞行器被提出用于许多重要领域，现有微型飞行器的关键基础结构勉强能应对复杂环境，但其结构仍然可能出现故障，且维修成本高。高速运行时其操控的稳定性也大大降低。因此设计者必须提供一种具有长寿命、运行速度高、飞行更安全和维护成本低的微型飞行器，以至于使其能够应用于重要领域。
发明内容
本实用新型提出一种适合高速运行的微型飞行器，具有使用寿命长、飞行操控性好、维护成本低等优点。
本实用新型采用以下技术方案。
一种适合高速运行的微型飞行器，所述飞行器包括飞行控制模块和在飞行时可产生竖向升力的翼形机身；所述机身俯视向的中部处设有竖向的涵道；所述涵道内设有可提供垂直升力的第一旋翼组；翼形机身尾部的后缘处设有可提供水平推力的第二旋翼组。
所述第一旋翼组包括竖向共轴设置的第一旋翼(1)、第二旋翼(2)；所述第二旋翼组包括水平向设置且相对于机身轴线对称分布的第三旋翼(3)、第四旋翼(4)。
所述第二旋翼组为可控制飞行器水平飞行方向的旋翼组。
所述第一旋翼、第二旋翼、第三旋翼、第四旋翼均以电机驱动；第一旋翼、第二旋翼的旋转方向相反；第三旋翼、第四旋翼的旋转方向相反；所述飞行器还包括电子速度控制器、电池；飞行器的机身下部设有着陆器。
所述第一旋翼组中的旋翼以玻璃纤维增强塑料成型；第二旋翼组中的旋翼以凯芙拉纤维成型；翼形机身尾部后缘为翼形的薄端。
飞行器的总尺寸不超过15厘米。
一种适合高速运行的微型飞行器控制方法，用于上述的微型飞行器，所述微型飞行器为三旋翼直升机，飞行控制模块使用的动力学模型基于使用欧拉-拉格朗日方法的三旋翼直升机控制模型，该控制模型中，描述旋翼机位置和方位的广义坐标如下：
qT＝(x，y，z，ψ，θ，φ)公式一；
式中x,y,z表示三旋翼直升机质心相对于惯性系I的位置；ψ、θ、φ是三个欧拉角偏航角、俯仰角和横滚角，代表旋翼机的方向；
所述控制模型分为平移坐标和旋转坐标，以公式表述为
Figure BDA0003368464800000021
Figure BDA0003368464800000022
旋翼机的平动动能以公式表述为
Figure BDA0003368464800000023
其中m表示旋翼机的质量；旋翼机的转动动能以公式表述为
Figure BDA0003368464800000024
其中J代表转动惯量；旋翼机的重力势能为：
U＝mgz公式六；
由上可知，旋翼机控制模型的拉格朗日函数以公式表述为
L＝Ttra+Trot-U公式七；
Figure BDA0003368464800000025
旋翼机动力学模型由欧拉-拉格朗日方程和外部广义力F得出，如下所示：
Figure BDA0003368464800000031
式中，τ是广义力矩，Fξ是由于飞行控制模块输入而施加在旋翼机上的平移推力；作用在三旋翼直升机机身框架电机转子上的力以公式表述为：
Figure BDA0003368464800000032
其中u定义为
u＝f1+f2+f3cosα公式十一；
其中f1，f2，f3分别为三旋翼产生的推力；α为推力与水平面间的夹角；
式中，fi为第i个电机产生的推力，ki>0为常数，ωi为电机i的角速度；平移力Fξ与
Figure BDA0003368464800000033
有以下关系
Figure BDA0003368464800000034
其中R是表示旋翼机方向的变换矩阵，R的表达式为
Figure BDA0003368464800000035
式中的c、s分别代表cos、sin；
广义力矩η表示为：
τ＝[τφ τθ τψ]T公式十四；
其中
τφ＝(f2-f1)l1公式十五；
τθ＝-f3l2cosα+m3g l2+(f2+f1)l3-(m1+m2)gl3公式十六；τψ＝f3l2sinα公式十七；
l1、l2、l3分别为模型中三个旋翼电机转子的力臂；
结合ξ和η，将欧拉拉格朗日方程分解为平移ξ坐标系下的动力学方程和旋转η坐标系下的动力学方程，以公式表述如下：
Figure BDA0003368464800000041
Figure BDA0003368464800000042
结合以上公式得
Figure BDA0003368464800000043
Figure BDA0003368464800000044
将科里奥利项、陀螺项和离心项以公式定义为：
Figure BDA0003368464800000045
三个旋翼电机转子的动力学模型以公式表述为
Figure BDA0003368464800000046
Figure BDA0003368464800000047
当三旋翼直升机处于悬停状态时，三旋翼直升机控制模型用于稳定飞行器的控制策略如下：
控制模型的输入变量调整为
Figure BDA0003368464800000051
Figure BDA0003368464800000052
动力学模型变换为
Figure BDA0003368464800000053
Figure BDA0003368464800000054
Figure BDA0003368464800000055
Figure BDA0003368464800000056
Figure BDA0003368464800000057
Figure BDA0003368464800000058
其中x和y是水平面上的坐标，z是垂直位置，ψ是围绕z轴的偏航角，θ是围绕y轴的俯仰角，φ是围绕x轴的滚动角；
所述控制策略控制u代表的总推力，和
Figure BDA0003368464800000059
分别代表的横滚、俯仰和偏航角力矩以达到对飞行器的控制；
对垂直位置z的控制可通过使用以下控制输入来实现：
Figure BDA00033684648000000510
Figure BDA00033684648000000511
在控制策略控制飞行器的高度和偏航时，式中，az1、az2为正常数，zd为所需控制的高度；横摆角位置可以通过方程控制，公式为
Figure BDA0003368464800000061
推导得
Figure BDA0003368464800000062
Figure BDA0003368464800000063
Figure BDA0003368464800000064
Figure BDA0003368464800000065
Figure BDA0003368464800000066
Figure BDA0003368464800000067
所述控制策略调整控制器参数az1和aψ1，以分别获得高度和偏航角位移的良好阻尼稳定响应；控制器参数aψ1和az2可以调整以提高跟踪性能；
在控制策略控制飞行器的滚动时，上述方程的时间余量可使r1→0；ψ→ψd；则进一步简化得到
Figure BDA0003368464800000068
Figure BDA0003368464800000069
由于φ足够小，tanφ约等于φ；则有
Figure BDA00033684648000000610
Figure BDA00033684648000000611
Figure BDA00033684648000000612
则控制策略中具有嵌套饱和控制律，以公式表述为
Figure BDA0003368464800000071
其中，σi(s)是一个饱和函数，定义为：
Figure BDA0003368464800000072
该控制律可保证
Figure BDA0003368464800000073
收敛至零；
当控制策略用于飞行器的仰控制时，
控制策略可简化为
Figure BDA0003368464800000074
Figure BDA0003368464800000075
Figure BDA0003368464800000076
采用与之前控制滚动横摇角度相同的方法，有公式为
Figure BDA0003368464800000077
该控制律可保证
Figure BDA0003368464800000078
收敛至零。
本实用新型采用微型涵道三旋翼的结构配合适宜的复合材料和独特的控制方法，使该飞行器具有长寿命、高速度运行、飞行更安全和维护成本低的特点。在高速飞行时结构更加可靠，控制更加稳定。以至于使其能够应用于特殊领域。
本实用新型提出了一种新型多旋翼飞行器结构，飞行操控性好；该设计由三组旋翼组成，其中一组共轴旋翼用于垂直起降，另外两个旋翼用于产生前进速度，以及水平方向的控制；机身设计为翼型也可提供一定垂直升力。这套设计使结构更加紧凑，更能适应高速飞行的环境。同时该实用新型改善了传统飞行器的结构使微型飞行器在高速工作时具有更好的操控性，减少整机质量并提高了效率
本实用新型所述方案通过流固耦合仿真可确定适合微型飞行器高速运行的材料，即针对微型飞行器形变进行材料优化时关注的最主要的指标，使其在高速运行下其整个机体以及旋翼的形变量都保持在一个可控范围；主要是高速飞行下旋翼的材料的选择；由于每组旋翼的功能不同，因此各组旋翼的材料也不应相同。
本实用新型通过欧拉-拉格朗日方法建立系统的动力学模型，采用非线性控制策略提出了一种基于嵌套饱和技术的非线性控制器。该控制器能使闭环系统全局稳定。能使三旋翼直升机能够安全自主运行。所提出的非线性控制器性能优于经典的状态反馈线性控制器。
附图说明
下面结合附图和具体实施方式对本实用新型进一步详细的说明：
附图1是本实用新型的示意图；
附图2是本实用新型的俯视向示意图；
附图3是本实用新型中三旋翼直升机控制模型的示意图；
附图4是本实用新型中三旋翼直升机控制模型的受力示意图；
图中：1-第一旋翼；2-第二旋翼；3-第三旋翼；4-第四旋翼；5-电机；6-翼形机身；7-飞行控制模块；8-着陆器；9-涵道；10-第一旋翼组；11-第二旋翼组。
具体实施方式
如图所示，一种适合高速运行的微型飞行器，所述飞行器包括飞行控制模块7和在飞行时可产生竖向升力的翼形机身6；所述机身俯视向的中部处设有竖向的涵道9；所述涵道内设有可提供垂直升力的第一旋翼组10；翼形机身尾部的后缘处设有可提供水平推力的第二旋翼组11。
所述第一旋翼组包括竖向共轴设置的第一旋翼1、第二旋翼2；所述第二旋翼组包括水平向设置且相对于机身轴线对称分布的第三旋翼3、第四旋翼4。
所述第二旋翼组为可控制飞行器水平飞行方向的旋翼组。
所述第一旋翼、第二旋翼、第三旋翼、第四旋翼均以电机5驱动；第一旋翼、第二旋翼的旋转方向相反；第三旋翼、第四旋翼的旋转方向相反；所述飞行器还包括电子速度控制器、电池；飞行器的机身下部设有着陆器8。
所述第一旋翼组中的旋翼以玻璃纤维增强塑料成型；第二旋翼组中的旋翼以凯芙拉纤维成型；翼形机身尾部后缘为翼形的薄端。
飞行器的总尺寸不超过15厘米。
一种适合高速运行的微型飞行器控制方法，用于上述的微型飞行器，所述微型飞行器为三旋翼直升机，飞行控制模块使用的动力学模型基于使用欧拉-拉格朗日方法的三旋翼直升机控制模型，该控制模型中，描述旋翼机位置和方位的广义坐标如下：
qT＝(x，y，z，ψ，θ，φ)公式一；
式中x,y,z表示三旋翼直升机质心相对于惯性系I的位置；ψ、θ、φ是三个欧拉角偏航角、俯仰角和横滚角，代表旋翼机的方向；
所述控制模型分为平移坐标和旋转坐标，以公式表述为
Figure BDA0003368464800000091
Figure BDA0003368464800000092
旋翼机的平动动能以公式表述为
Figure BDA0003368464800000093
其中m表示旋翼机的质量；旋翼机的转动动能以公式表述为
Figure BDA0003368464800000094
其中J代表转动惯量；旋翼机的重力势能为：
U＝mgz公式六；
由上可知，旋翼机控制模型的拉格朗日函数以公式表述为
L＝Ttra+Trot-U公式七；
Figure BDA0003368464800000101
旋翼机动力学模型由欧拉-拉格朗日方程和外部广义力F得出，如下所示：
Figure BDA0003368464800000102
式中，τ是广义力矩，Fξ是由于飞行控制模块输入而施加在旋翼机上的平移推力；
作用在三旋翼直升机机身框架电机转子上的力以公式表述为：
Figure BDA0003368464800000106
其中u定义为
u＝f1+f2+f3cosα公式十一；
其中f1，f2，f3分别为三旋翼产生的推力；α为推力与水平面间的夹角；
式中，fi为第i个电机产生的推力，ki>0为常数，ωi为电机i的角速度；平移力Fξ与
Figure BDA0003368464800000103
有以下关系
Figure BDA0003368464800000104
其中R是表示旋翼机方向的变换矩阵，R的表达式为
Figure BDA0003368464800000105
式中的c、s分别代表cos、sin；
广义力矩η表示为：
τ＝[τφ τθ τψ]T公式十四；
其中
τφ＝(f2-f1)l1公式十五；
τθ＝-f3l2cosα+m3gl2+(f2+f1)l3-(m1+m2)gl3公式十六；τψ＝f3l2sinα公式十七；
l1、l2、l3分别为模型中三个旋翼电机转子的力臂；
结合ξ和η，将欧拉拉格朗日方程分解为平移ξ坐标系下的动力学方程和旋转η坐标系下的动力学方程，以公式表述如下：
Figure BDA0003368464800000111
Figure BDA0003368464800000112
结合以上公式得
Figure BDA0003368464800000113
Figure BDA0003368464800000114
将科里奥利项、陀螺项和离心项以公式定义为：
Figure BDA0003368464800000115
三个旋翼电机转子的动力学模型以公式表述为
Figure BDA0003368464800000121
Figure BDA0003368464800000122
当三旋翼直升机处于悬停状态时，三旋翼直升机控制模型用于稳定飞行器的控制策略如下：
控制模型的输入变量调整为
Figure BDA0003368464800000123
Figure BDA0003368464800000124
动力学模型变换为
Figure BDA0003368464800000125
Figure BDA0003368464800000126
Figure BDA0003368464800000127
Figure BDA0003368464800000128
Figure BDA0003368464800000129
Figure BDA00033684648000001210
其中x和y是水平面上的坐标，z是垂直位置，ψ是围绕z轴的偏航角，θ是围绕y轴的俯仰角，φ是围绕x轴的滚动角；
所述控制策略控制u代表的总推力，和
Figure BDA00033684648000001211
分别代表的横滚、俯仰和偏航角力矩以达到对飞行器的控制；
对垂直位置z的控制可通过使用以下控制输入来实现：
Figure BDA0003368464800000131
Figure BDA0003368464800000132
在控制策略控制飞行器的高度和偏航时，式中，az1、az2为正常数，zd为所需控制的高度；横摆角位置可以通过方程控制，公式为
Figure BDA0003368464800000133
推导得
Figure BDA0003368464800000134
Figure BDA0003368464800000135
Figure BDA0003368464800000136
Figure BDA0003368464800000137
Figure BDA0003368464800000138
Figure BDA0003368464800000139
所述控制策略调整控制器参数az1和aψ1，以分别获得高度和偏航角位移的良好阻尼稳定响应；控制器参数aψ1和az2可以调整以提高跟踪性能；
在控制策略控制飞行器的滚动时，上述方程的时间余量可使r1→0；ψ→ψd；则进一步简化得到
Figure BDA00033684648000001310
Figure BDA00033684648000001311
由于φ足够小，tanφ约等于φ；则有
Figure BDA00033684648000001312
Figure BDA00033684648000001313
Figure BDA0003368464800000141
则控制策略中具有嵌套饱和控制律，以公式表述为
Figure BDA0003368464800000142
其中，σi(s)是一个饱和函数，定义为：
Figure BDA0003368464800000143
该控制律可保证
Figure BDA0003368464800000144
收敛至零；
当控制策略用于飞行器的仰控制时，
控制策略可简化为
Figure BDA0003368464800000145
Figure BDA0003368464800000146
Figure BDA0003368464800000147
采用与之前控制滚动横摇角度相同的方法，有公式为
Figure BDA0003368464800000148
该控制律可保证
Figure BDA0003368464800000149
收敛至零。

Claims (6)

1.一种适合高速运行的微型飞行器，其特征在于：所述飞行器包括飞行控制模块和在飞行时可产生竖向升力的翼形机身；所述机身俯视向的中部处设有竖向的涵道；所述涵道内设有可提供垂直升力的第一旋翼组；翼形机身尾部的后缘处设有可提供水平推力的第二旋翼组。
2.根据权利要求1所述的一种适合高速运行的微型飞行器，其特征在于：所述第一旋翼组包括竖向共轴设置的第一旋翼（1）、第二旋翼（2）；所述第二旋翼组包括水平向设置且相对于机身轴线对称分布的第三旋翼（3）、第四旋翼（4）。
3.根据权利要求2所述的一种适合高速运行的微型飞行器，其特征在于：所述第二旋翼组为可控制飞行器水平飞行方向的旋翼组。
4.根据权利要求3所述的一种适合高速运行的微型飞行器，其特征在于：所述第一旋翼、第二旋翼、第三旋翼、第四旋翼均以电机驱动；第一旋翼、第二旋翼的旋转方向相反；第三旋翼、第四旋翼的旋转方向相反；所述飞行器还包括电子速度控制器、电池；飞行器的机身下部设有着陆器。
5.根据权利要求2所述的一种适合高速运行的微型飞行器，其特征在于：所述第一旋翼组中的旋翼以玻璃纤维增强塑料成型；第二旋翼组中的旋翼以凯芙拉纤维成型；翼形机身尾部后缘为翼形的薄端。
6.根据权利要求2所述的一种适合高速运行的微型飞行器，其特征在于：飞行器的总尺寸不超过15厘米。
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Granted publication date: 20220510