TWI783438B

TWI783438B - 固定翼垂直起降飛行器及其自動控制方法

Info

Publication number: TWI783438B
Application number: TW110113156A
Authority: TW
Inventors: 楊光勳; 許昭傑; 戴聖儒
Original assignee: 財團法人金屬工業研究發展中心
Priority date: 2021-04-13
Filing date: 2021-04-13
Publication date: 2022-11-11
Also published as: TW202239667A

Abstract

本發明提出一種固定翼垂直起降飛行器及其自動控制方法。固定翼垂直起降飛行器包括機身、定翼機構、旋翼機構以及控制器。定翼機構設置在機身上。旋翼機構設置在機身上及定翼機構的至少其中之一上。控制器電性連接旋翼機構。當固定翼垂直起降飛行器操作在飛行模式時，控制器驅動旋翼機構，並且固定翼垂直起降飛行器透過定翼機構以及旋翼機構來進行飛行操作。

Description

固定翼垂直起降飛行器及其自動控制方法

本發明是有關於一種飛行器，且特別是有關於一種固定翼垂直起降飛行器及其自動控制方法。

無人機的設計多以定翼式飛行器或旋翼式飛行器的架構來實現。然而，定翼式飛行器及旋翼式飛行器在飛行過程中皆具有穩定性不足的情況。特別是，當無人機操作在強風的情境下，定翼式飛行器及旋翼式飛行器皆容易受到強風影響，而造成飛行狀態不穩定的情況。並且，目前混合有定翼機構及旋翼機構的無人機設計，無人機僅是透過旋翼機構來進行垂直起降操作，且在飛行過程中無人機僅透過定翼機構來進行飛行操作。因此，傳統的無人機在飛行過程中皆容易受強風影響而具有穩定性不足的情況。有鑑於此，以下將提出無人機可同步應用旋翼機構以及定翼機構來進行飛行操作的特別的自動控制系統設計以及架構。

本發明提供一種固定翼垂直起降飛行器及其自動控制方法，可進行穩定的飛行操作。

本發明的固定翼垂直起降飛行器。包括機身、定翼機構、旋翼機構以及控制器。定翼機構設置在機身上。旋翼機構設置在機身上及定翼機構的至少其中之一上。控制器電性連接旋翼機構。當固定翼垂直起降飛行器操作在飛行模式時，控制器驅動旋翼機構，並且固定翼垂直起降飛行器透過定翼機構以及旋翼機構來進行飛行操作。

本發明的固定翼垂直起降飛行器的自動控制方法包括以下步驟：當固定翼垂直起降飛行器操作在飛行模式時，透過控制器驅動旋翼機構，以使固定翼垂直起降飛行器透過定翼機構以及旋翼機構來進行飛行操作。

基於上述，本發明的固定翼垂直起降飛行器及其自動控制方法可當固定翼垂直起降飛行器操作在飛行模式時，可同時透過定翼機構以及旋翼機構來提供移動動能以及提供旋轉動能，以使固定翼垂直起降飛行器可進行穩定的飛行操作。

為讓本發明的上述特徵和優點能更明顯易懂，下文特舉實施例，並配合所附圖式作詳細說明如下。

100:固定翼垂直起降飛行器

110:控制器

120:直流馬達驅動器

130:旋翼機構

131~135:旋翼

140:感測模組

150:機身

160:定翼機構

401、404:控制指令

402:目標位置資訊

403:目標姿態資訊

405:動態響應訊號

406:第一訊號

407:第二訊號

408:第三訊號

409_1:定位資訊

409_2:速度資訊

410:當前位置資訊

411_1:當前角度資訊

411_2:當前角速度資訊

412:目標角速度資訊

510:導航模組

520:位置控制模組

530:姿態控制模組

531:角度控制器

532:角速度控制器

540:動態響應模組

550:感測及濾波模組

560:姿態估計模組

570:位置估計模組

580:定位及速度估計模組

x、y、z:軸向

S310~S340:步驟

圖1是本發明的一實施例的固定翼垂直起降飛行器的電路示意圖。

圖2是本發明的一實施例的固定翼垂直起降飛行器的設備示意圖。

圖3是本發明的一實施例的自動控制方法的流程圖。

圖4是本發明的一實施例的自動控制系統架構的示意圖。

圖5是本發明的一實施例的姿態控制模組的示意圖。

為了使本發明之內容可以被更容易明瞭，以下特舉實施例做為本發明確實能夠據以實施的範例。另外，凡可能之處，在圖式及實施方式中使用相同標號的元件/構件/步驟，係代表相同或類似部件。

圖1是本發明的一實施例的固定翼垂直起降飛行器的電路示意圖。參考圖1，固定翼垂直起降飛行器100包括控制器110、直流馬達驅動器120、旋翼機構130以及感測模組140。控制器110電性連接直流馬達驅動器120以及感測模組140。直流馬達驅動器120電性連接旋翼機構130。在本實施例中，當固定翼垂直起降飛行器100操作在飛行模式時，控制器110可控制指令來操作直流馬達驅動器120驅動旋翼機構130，以使固定翼垂直起降飛行器100可透過定翼機構以及旋翼機構130來進行飛行操作。在本實施例中，固定翼垂直起降飛行器100可為無人機。

在本實施例中，控制器110可包括具有可執行相關自動控制處理與資料運算功能的中央處理單元(Central Processing Unit,CPU)，或是其他可程式化之一般用途或特殊用途的微處理器(Microprocessor)、數位信號處理器(Digital Signal Processor,DSP)、可程式化控制器、特殊應用積體電路(Application Specific Integrated Circuits,ASIC)、可程式化邏輯裝置(Programmable Logic Device,PLD)、其他類似控制裝置或這些裝置的結合。在本實施例中，控制器110還可包括記憶體(Memory)，並且記憶體可用於儲存相關自動控制處理程式及飛行控制程式等飛行相關資料，以供控制器110存取並執行之。

在本實施例中，感測模組140可例如包括陀螺儀(Gyroscope)及/或加速度計(Accelerometer)，但本發明並不限於此。感測模組140可用於提供定位資訊、速度資訊、當前位置資訊以及當前姿態資訊的至少其中之一至控制器110，以使控制器110可自適應性地控制固定翼垂直起降飛行器100的機身的姿態以及飛行狀態，以使固定翼垂直起降飛行器100可進行穩定的飛行操作。

圖2是本發明的一實施例的固定翼垂直起降飛行器的設備示意圖。參考圖1及圖2，本實施例的固定翼垂直起降飛行器100還包括機身150以及定翼機構160。在本實施例中，定翼機構160設置在機身150的兩側上。旋翼機構130包括旋翼131~135。並且旋翼131~134設置在定翼機構160上，並且旋翼135設置在機身150上。然而，本發明的固定翼垂直起降飛行器100的結構並不限於此。在本發明的另一些實施例中，旋翼機構130可包括至少兩個旋翼，並且所述至少兩個旋翼分別用於朝第一方向提供升力以及朝第二方向提供推力，其中第一方向不同於第二方向。第一方向可例如是垂直方向，並且第二方向可例如是水平方向。在本實施例中，控制器110、直流馬達驅動器120以及感測模組140可設置在機身150內部。另外，以下各方程式所述的各數學或物理參數所對應的軸向x、y、z與固定翼垂直起降飛行器100的座向關係可如圖2所示。

值得注意的是，當固定翼垂直起降飛行器100操作在起飛模式及/或降落模式時，固定翼垂直起降飛行器100可透過控制器110驅動旋翼機構130的旋翼131~134進行垂直起降操作。並且，當固定翼垂直起降飛行器100操作在飛行模式時，固定翼垂直起降飛行器100可透過控制器110驅動旋翼機構130的旋翼131~135，以使固定翼垂直起降飛行器100可透過定翼機構160以及旋翼機構130的同時搭配使用來進行穩定的飛行操作。

在本實施例中，由於固定翼垂直起降飛行器100在飛行模式中，是採用定翼機構160以及旋翼機構130的同時搭配使用來進行穩定的飛行操作，因此對於旋翼機構130的位置控制可執行或符合以下方程式(1)的控制器設計，其中目標位置資訊可描述為(x _d ,y _d ,z _d)，並且目標姿態資訊可描述為(θ _d ,
,ψ _d)。

在本實施例中，對應於位置控制的誤差方程式描述可符合以下方程式(2)。

在本實施例中，目標位置所需的運動軌跡描述可符合以下方程式(3)至方程式(8)。

在本實施例中，對於旋翼機構130的姿態控制可執行或符合以下方程式(9)的控制器設計，其中目標姿態資訊可描述為

。

其中，狀態估測誤差可符合以下方程式(10)至方程式(12)。

在本實施例中，對應於姿態控制的誤差方程式描述可符合以下方程式(13)。

值得注意的是，上述位置控制及姿態控制的自動控制描述可符合穩定度分析。

圖3是本發明的一實施例的自動控制方法的流程圖。參考圖1至圖3，固定翼垂直起降飛行器100可進行以下步驟S310~S340，以進行飛行操作。在步驟S310，當固定翼垂直起降飛行器100操作在飛行模式時，控制器110驅動旋翼機構130，以使固定翼垂直起降飛行器100透過定翼機構160以及旋翼機構130來進行飛行操作。在本實施例中，控制器110可執行位置控制模組以及姿態控制模組，以控制固定翼垂直起降飛行器100在飛行操作的過程中的移動動能以及旋轉動能。在步驟S320，控制器110將目標位置資訊(例如目標位置座標及/或機身150與目標位置之間的距離及相對位置關係)輸入至位置控制模組，以使位置控制模組依據目標位置資訊來產生目標姿態資訊(例如機身150要飛行至目標位置座標的姿態，其中姿態可指機身150對應於三軸的三個旋轉角度)。在步驟S330，控制器110將目標姿態資訊輸入至姿態控制模組，以使姿態控制模組依據目標姿態資訊來產生控制指令。在步驟S340，控制器110依據控制指令來驅動旋翼機構130。控制器110可遞迴地執行步驟S320~S340，以動態調整翼垂直起降飛行器100的飛行姿態。因此，本實施例的自動控制方法可使固定翼垂直起降飛行器100可朝目標位置進行穩定的飛行操作。並且，關於控制器110的詳細控制手段將由以下圖4實施例來詳細說明之。

圖4是本發明的一實施例的自動控制系統架構的示意圖。圖5是本發明的一實施例的姿態控制模組的示意圖。參考圖1、圖2及圖4，控制器110可執行如圖4所示的導航模組510、位置控制模組520、姿態控制模組530、動態響應模組540、感測及濾波模組550、姿態估計模組560、位置估計模組570以及定位及速度估計模組580，以實現固定翼垂直起降飛行器100進行飛行操作過程中的自動控制功能。上述多個模組可為軟體程式或利用軟/韌體搭配特定運算電路或硬體元件來實現之，並且本發明的控制器所能夠執行的模組並不限於上述。另外，以下所述的“資訊”一詞可以指的是包括相對應的參數、指令、訊號、數據或資料。

在本實施例中，導航模組510可接收由控制器110被外部控制要求而進行飛行模式所輸出的控制指令401，以設定固定翼垂直起降飛行器100的飛行目標。導航模組510可接收由定位及速度估計模組580提供的定位資訊409_1(例如空間定位座標)以及速度資訊409_2(例如速度值)，以依據定位資訊409_1以及速度資訊409_2來產生目標位置資訊402。在本實施例中，感測及濾波模組550可用於依據動態響應模組540輸出的動態響應訊號405及/或感測模組140所提供的例如陀螺儀及/或加速度計的相關感測訊號來輸出第一訊號406至定位及速度估計模組580，以使定位及速度估計模組580可分析並處理第一訊號406後產生定位資訊409_1以及速度資訊409_2。

在本實施例中，感測及濾波模組550可依據動態響應模組540輸出的動態響應訊號405及/或感測模組140所提供的例如陀螺儀及/或加速度計的相關感測訊號來輸出第二訊號407至位置估計模組570。位置估計模組570可依據第二訊號407來產生當前位置資訊410至位置控制模組520。位置控制模組520可依據當前位置資訊410(例如機身150的當前空間座標)以及目標位置資訊402來產生目標姿態資訊403。

在本實施例中，感測及濾波模組550可依據動動態響應模組540輸出的動態響應訊號405及/或感測模組140所提供的例如陀螺儀及/或加速度計的相關感測訊號來輸出第三訊號408至姿態估計模組560。姿態估計模組560可依據第三訊號408來產生當前姿態資訊411_1(例如當前機身150對應於三軸的三個旋轉角度)以及當前角速度資訊411_2(例如當前角速度值)至姿態控制模組530，並且姿態控制模組530可依據當前姿態資訊411_1、當前角速度資訊411_2以及目標姿態資訊403來產生控制指令404。

參考圖5，姿態控制模組530可包括角度控制器531以及角速度控制器532。在本實施例中，角度控制器531可依據目標姿態資訊403以及當前姿態資訊411_1來產生目標角速度資訊412至角速度控制器532。角速度控制器532可依據目標角速度資訊412以及當前角速度資訊411_2(例如當前機身150的角速度值)來產生控制指令404。值得注意的是，上述各模組所執行的相關物理資訊轉換，可由現有自動控制演算理論基礎來依據不同飛行器的硬體架構及物理特性來對應設計其演算內容，而本發明並不加以限制。

綜上所述，本發明的固定翼垂直起降飛行器及其自動控制方法提出一種自動控制系統設計以及架構，以使固定翼垂直起降飛行器可在飛行模式中可有效地利用旋翼機構以及定翼機構對於機身所提供的推力及升力，並且可自適性地控制及調整機身位置與姿態，而可穩定地朝目標位置進行飛行操作。

雖然本發明已以實施例揭露如上，然其並非用以限定本發明，任何所屬技術領域中具有通常知識者，在不脫離本發明的精神和範圍內，當可作些許的更動與潤飾，故本發明的保護範圍當視後附的申請專利範圍所界定者為準。

S310~S340:步驟

Claims

一種固定翼垂直起降飛行器，包括：一機身；一定翼機構，設置在該機身上；一旋翼機構，設置在該機身上以及該定翼機構的至少其中之一上；以及一控制器，電性連接該旋翼機構，其中當該固定翼垂直起降飛行器操作在一飛行模式時，該控制器驅動該旋翼機構，並且該固定翼垂直起降飛行器透過該定翼機構以及該旋翼機構來進行一飛行操作，其中該固定翼垂直起降飛行器透過該控制器來控制該固定翼垂直起降飛行器在該飛行操作的過程中的一移動動能以及一旋轉動能。
如請求項1所述的固定翼垂直起降飛行器，其中該控制器執行一位置控制模組以及一姿態控制模組，以控制該固定翼垂直起降飛行器在該飛行操作的過程中的該移動動能以及該旋轉動能。
如請求項2所述的固定翼垂直起降飛行器，其中該控制器將一目標位置資訊輸入至該位置控制模組，以使該位置控制模組依據該目標位置資訊來產生一目標姿態資訊，並且該控制器將該目標姿態資訊輸入至該姿態控制模組，以使該姿態控制模組依據該目標姿態資訊來產生一控制指令，其中該控制器依據該控制指令來驅動該旋翼機構。
如請求項3所述的固定翼垂直起降飛行器，其中該控制器還執行一動態響應模組、一感測及濾波模組、一定位及速度估計模組以及一導航模組，其中該動態響應模組依據該控制指令輸出一動態響應訊號至該感測及濾波模組，並且該感測及濾波模組依據該動態響應訊號來輸出一第一訊號至該定位及速度估計模組，其中該定位及速度估計模組依據該第一訊號輸出一定位資訊以及一速度資訊至該導航模組，並且該導航模組依據該定位資訊以及該速度資訊來產生該目標位置資訊。
如請求項4所述的固定翼垂直起降飛行器，其中該控制器還執行一位置估計模組，並且該感測及濾波模組依據該動態響應訊號來輸出一第二訊號至該位置估計模組，其中該位置估計模組依據該第二訊號來產生一當前位置資訊至該位置控制模組，並且該位置控制模組依據該當前位置資訊以及該目標位置資訊來產生該目標姿態資訊。
如請求項4所述的固定翼垂直起降飛行器，其中該控制器還執行一姿態估計模組，並且該感測及濾波模組依據該動態響應訊號來輸出一第三訊號至該姿態估計模組，其中該姿態估計模組依據該第三訊號來產生一當前姿態資訊以及一當前角速度資訊至該姿態控制模組，並且該姿態控制模組依據該當前姿態資訊、該當前角速度資訊以及該目標姿態資訊來產生該控制指令。
如請求項6所述的固定翼垂直起降飛行器，其中該姿態控制模組包括一角度控制器以及一角速度控制器，其中該角度控制器依據該目標姿態資訊以及該當前角度資訊來產生一目標角速度資訊至該角速度控制器，並且該角速度控制器依據該目標角速度資訊以及該當前角速度資訊來產生該控制指令。
如請求項4所述的固定翼垂直起降飛行器，其中該動態響應模組依據該旋翼機構的一驅動結果來輸出該動態響應訊號。
如請求項3所述的固定翼垂直起降飛行器，還包括：一直流馬達驅動器，電性連接該控制器，其中該控制器依據該控制指令來操作該直流馬達驅動器驅動該旋翼機構。
如請求項1所述的固定翼垂直起降飛行器，其中該旋翼機構包括至少兩個旋翼，並且該至少兩個旋翼分別用於朝一第一方向提供升力以及朝一第二方向提供推力。
一種固定翼垂直起降飛行器的自動控制方法，包括：當該固定翼垂直起降飛行器操作在一飛行模式時，透過一控制器驅動一旋翼機構，以使該固定翼垂直起降飛行器透過一定翼機構以及該旋翼機構來進行一飛行操作；以及透過該控制器來控制該固定翼垂直起降飛行器在該飛行操作的過程中的一移動動能以及一旋轉動能。
如請求項11所述的自動控制方法，還包括：執行一位置控制模組以及一姿態控制模組，以控制該固定翼垂直起降飛行器在該飛行操作的過程中的該移動動能以及該旋轉動能。
如請求項12所述的自動控制方法，其中控制該固定翼垂直起降飛行器在該飛行操作的過程中的該移動動能以及該旋轉動能的步驟包括：將一目標位置資訊輸入至該位置控制模組，以使該位置控制模組依據該目標位置資訊來產生一目標姿態資訊；將該目標姿態資訊輸入至該姿態控制模組，以使該姿態控制模組依據該目標姿態資訊來產生一控制指令；以及依據該控制指令來驅動該旋翼機構。
如請求項13所述的自動控制方法，其中控制該固定翼垂直起降飛行器在該飛行操作的過程中的該移動動能以及該旋轉動能的步驟還包括：透過一動態響應模組依據該控制指令輸出一動態響應訊號至一感測及濾波模組；透過該感測及濾波模組依據該動態響應訊號來輸出一第一訊號至一定位及速度估計模組；透過該定位及速度估計模組依據該第一訊號輸出一定位資訊以及一速度資訊至一導航模組；以及該導航模組依據該定位資訊以及該速度資訊來產生該目標位置資訊。
如請求項14所述的自動控制方法，其中產生該目標姿態資訊的步驟包括：透過該感測及濾波模組依據該動態響應訊號來輸出一第二訊號至一位置估計模組；透過該位置估計模組依據該第二訊號來產生一當前位置資訊至該位置控制模組；以及透過該位置控制模組依據該當前位置資訊以及該目標位置資訊來產生該目標姿態資訊。
如請求項14所述的自動控制方法，其中產生該控制指令的步驟包括：透過該感測及濾波模組依據該動態響應訊號來輸出一第三訊號至一姿態估計模組；透過該姿態估計模組依據該第三訊號來產生一當前姿態資訊以及一當前角速度資訊至該姿態控制模組；以及透過該姿態控制模組依據該當前姿態資訊、該當前角速度資訊以及該目標姿態資訊來產生該控制指令。
如請求項16所述的自動控制方法，其中該姿態控制模組包括一角度控制器以及一角速度控制器，並且透過該姿態控制模組依據該當前姿態資訊、該當前角速度資訊以及該目標姿態資訊來產生該控制指令的步驟包括：透過該角度控制器依據該目標姿態資訊以及該當前角度資訊來產生一目標角速度資訊至該角速度控制器；以及透過該角速度控制器依據該目標角速度資訊以及該當前角速度資訊來產生該控制指令。
如請求項14所述的自動控制方法，其中該動態響應模組依據該旋翼機構的一驅動結果來輸出該動態響應訊號。
如請求項13所述的自動控制方法，其中依據該控制指令來驅動該旋翼機構的步驟包括：依據該控制指令來操作一直流馬達驅動器驅動該旋翼機構。
如請求項11所述的自動控制方法，其中該旋翼機構包括至少兩個旋翼，並且該至少兩個旋翼分別用於朝一第一方向提供升力以及朝一第二方向提供推力。