一种带有可倾转升力机翼的多旋翼飞行器及其控制方法与流程

本技术涉及飞行器，尤其是涉及一种带有可倾转升力机翼的多旋翼飞行器及其控制方法。

背景技术：

1、多旋翼飞行器具有垂直起降、悬停和低速机动能力，但在中速或高速前飞时仍主要依靠螺旋桨产生升力和推进力，旋翼诱导功率、机体阻力以及机身前倾带来的能量损失会限制航程和续航时间。为改善前飞效率，已有方案在多旋翼机体上增加固定安装角的升力翼，使升力翼在前飞阶段分担部分升力。

2、相关技术中，固定安装角升力翼通常只能在设计速度点或较窄速度范围内接近较优气动状态；当多旋翼飞行器的前飞速度、机身姿态、风场或载荷变化时，固定安装角的升力翼容易偏离高升阻比或低能耗工作区间，产生额外阻力或扰动力矩；而传统倾转翼、倾转旋翼、尾座式或复合翼垂直起降飞行器通常需要在垂直飞行、过渡飞行和固定翼巡航之间进行飞行模式转换，或者使动力方向与机翼姿态强耦合。

3、然而，现有多旋翼飞行器的速度控制普遍采用将速度误差直接转换为机体目标倾角与总推力的控制逻辑，通过螺旋桨合力在竖直方向和前进方向的分量分别实现高度与速度控制。在结构层面，多数带有机翼的多旋翼飞行器必须进入固定翼飞行模式才能借助机翼产生升力，无法在多旋翼飞行模态下通过调整机翼倾角来引入升力分担。在控制方法层面，现有带机翼的多旋翼方案大多直接沿用普通四旋翼的控制律，带可倾转机翼的多旋翼速度控制不宜直接沿用普通四旋翼控制律；部分方案还将迎角测量、迎角估计、气流速度测量或估计作为机翼倾角控制律的唯一输入限定，进一步限制了构型的适配性与可扩展性。

4、同时，上述相关技术局限导致现有多旋翼飞行器无法在不进入固定翼飞行模式的前提下，在中高速前飞阶段利用机翼分担升力并提高气动效率；飞行器中高速前飞时升力完全由螺旋桨提供，机体需维持较大的前倾角，气动阻力显著增加，飞行能耗高、续航能力不足，前飞性能受到严重制约。

技术实现思路

1、本技术旨在提出一种带有可倾转升力机翼的多旋翼飞行器及其控制方法，以解决相关技术中多旋翼飞行器受限于机翼与动力方向未解耦的构型设计，以及未将机翼升力、机翼倾角与螺旋桨推力、机体倾角进行综合分配的控制逻辑，无法在不切换固定翼飞行模式的前提下，于中高速前飞阶段利用机翼分担升力以提升气动效率的技术问题。

2、第一方面，本技术提供了一种带有可倾转升力机翼的多旋翼飞行器，包括：

3、多旋翼机体，所述多旋翼机体为飞行器各组件提供安装承载基础；

4、螺旋桨动力组件，分布安装于所述多旋翼机体的四角处，用于基于四旋翼控制逻辑提供姿态控制和拉力控制；

5、可倾转机翼，设置于所述多旋翼机体，用于在飞行器前飞阶段产生气动升力；

6、倾转执行机构，与所述可倾转机翼传动连接，用于独立调节所述可倾转机翼相对于所述多旋翼机体的倾角；

7、飞行控制器，所述飞行控制器分别与所述螺旋桨动力组件、所述倾转执行机构电连接；

8、其中，所述可倾转机翼的倾转动作与所述螺旋桨动力组件的动力输出方向相互解耦，所述螺旋桨动力组件的动力方向不随所述可倾转机翼的倾角变化而改变；所述多旋翼飞行器在全飞行阶段均采用四旋翼控制逻辑维持飞行；

9、所述飞行控制器被配置为根据飞行器当前飞行速度与来流状态生成机翼倾转控制指令，驱动所述可倾转机翼相对于机身姿态独立调整，使机翼工作状态趋近于预设的升阻比或能耗工作区间。

10、在一些实施例中，所述可倾转机翼包括对称布置于所述多旋翼机体的左右两侧的左机翼和右机翼，所述左机翼与所述右机翼的根部均设置有沿机翼展向延伸并与所述多旋翼机体转动连接的倾转转轴；

11、所述倾转执行机构包括分别安装于所述多旋翼机体内部的左翼倾转构件和右翼倾转构件，二者的动力输出端分别与所述左机翼、所述右机翼的倾转转轴传动连接，用于分别驱动所述左机翼与所述右机翼绕对应的倾转转轴独立偏转。

12、在一些实施例中，所述左翼倾转构件和所述右翼倾转构件能够分别驱动所述左机翼和所述右机翼独立改变倾角，以在前飞阶段为飞行器提供对称气动升力；以及并被配置为在所述共同倾角的基础上，驱动所述左机翼与所述右机翼产生差动倾角，通过左右机翼的升力差辅助飞行器滚转姿态调节，与所述螺旋桨动力组件的姿态控制形成协同配合。

13、在一些实施例中，所述多旋翼飞行器不设置固定翼飞行模式，也不执行四旋翼飞行模式与固定翼飞行模式之间的转换，且不配置四旋翼飞行模式与固定翼飞行模式之间的转换；

14、在中速前飞与高速前飞阶段，所述多旋翼机体维持前倾姿态以提供前飞拉力分量，所述可倾转机翼通过独立倾转调整气动迎角以产生附加升力、分担飞行器部分重力载荷，

15、所述螺旋桨动力组件始终按照四旋翼姿态控制和拉力控制逻辑运行，其动力方向与基础控制架构不随所述可倾转机翼的倾转而发生改变。

16、在一些实施例中，所述多旋翼飞行器还包括气流角传感器，所述气流角传感器布置在远离旋翼下洗流和所述可倾转机翼前缘干扰的位置，并通过支撑结构设置于所述多旋翼机体的头部前端；

17、所述气流角传感器与所述飞行控制器电连接，用于实时采集并输出来流迎角、侧滑角、真空速及传感器状态信息，所述飞行控制器将上述信息作为机翼倾转闭环控制的反馈输入，独立调节所述可倾转机翼的倾角以趋近预设工作区间。

18、与现有技术相比较，本技术上述第一方面提供的技术方案至少包括以下有益效果：

19、本技术提供的多旋翼飞行器，可倾转机翼通过倾转执行机构独立安装于多旋翼机体，且其倾转动作与螺旋桨动力组件的动力输出方向相互解耦，使得机翼倾角可独立于机身姿态与动力方向进行调节，飞行器在起飞、悬停至高速前飞的全飞行阶段均可维持四旋翼控制逻辑运行，无需配置固定翼飞行模态及多模态切换控制逻辑；前飞过程中飞行控制器依据飞行速度与来流状态实时生成机翼倾转指令，驱动机翼调整至趋近预设的高升阻比或低能耗工作区间，利用前飞来流产生附加气动升力以分担部分重力载荷，相应减小螺旋桨所需提供的竖直拉力分量，同时使机身维持合理的前倾角度以提供前飞拉力分量，降低了机体大倾角前飞带来的附加气动阻力，提高了中高速前飞阶段的气动效率，减少了飞行能耗，且全程保持四旋翼基础控制架构的稳定性与可靠性，拓展了多旋翼飞行器的前飞性能边界。

20、第二方面，本技术还提供了一种基于如上述第一方面任一项所述的带有可倾转升力机翼的多旋翼飞行器的控制方法，其特征在于，所述方法包括：

21、获取所述多旋翼飞行器的飞行状态和来流状态，所述来流状态包括气流方向信息和气流速度信息中的至少一种；

22、根据当前速度、传感器状态和飞行状态判断是否满足可倾转机翼辅助控制条件；

23、当满足所述可倾转机翼辅助控制条件时，根据所述来流状态和当前速度确定所述可倾转机翼的纵向同步目标倾角，使所述可倾转机翼相对于机身姿态独立地接近预设高升阻比或低能耗工作区间；

24、基于总能量协调控制确定机翼升力分担量、螺旋桨拉力分担量和机体目标倾角，所述机体目标倾角作为速度控制内环的控制量；

25、对所述纵向同步目标倾角、所述机体目标倾角和螺旋桨动力控制量进行限幅和变化率限制后，分别输出机翼倾转控制指令、姿态控制指令和动力控制指令；

26、当不满足所述可倾转机翼辅助控制条件时，使所述可倾转机翼回中、冻结、锁定或退出闭环控制，并保持所述四旋翼控制逻辑。

27、在一些实施例中，当速度指令提高时，所述飞行控制器根据所述速度指令生成机体前倾需求，并根据所述可倾转机翼的升力估计量、所述纵向同步目标倾角以及所述螺旋桨动力组件的合力大小，确定所述机体目标倾角，使所述螺旋桨动力组件的合力在竖直方向的分量、前进方向的分量与所述可倾转机翼产生的气动升力共同满足高度控制需求和速度控制需求。

28、在一些实施例中，采集多次全飞行阶段的飞行日志数据，基于飞行日志数据建立或者更新当前速度、来流状态、机翼倾角、螺旋桨动力控制量和电功率之间的能耗映射，并根据所述能耗映射修正所述预设高升阻比或低能耗工作区间、所述查表映射或所述总能量协调控制的分配参数。

29、在一些实施例中，所述飞行控制器以纵向同步目标倾角为左右机翼的基准控制量，根据滚转控制量、偏航控制量、侧滑角、横向扰动量或转弯控制需求生成差动倾角，并将所述纵向同步目标倾角与所述差动倾角分别叠加为左翼目标倾角和右翼目标倾角，以使左机翼和右机翼产生差动气动力、差动阻力或滚转力矩来辅助横航向控制。

30、在一些实施例中，所述方法还包括：

31、预设置差动控制开启速度阈值与差动倾角最大限幅值；

32、当飞行器当前前飞速度低于所述差动控制开启速度阈值时，将所述差动倾角补偿量强制限幅为零，仅通过多旋翼动力完成横航向控制；

33、当前飞速度高于所述差动控制开启速度阈值时，差动倾角补偿量的控制增益随前飞速度呈非线性递增，且随滚转控制指令、偏航控制指令的幅值与侧滑角偏差量的增大而同步增大；

34、当侧滑角超过预设安全阈值时，反向叠加差动倾角补偿量以抑制侧滑发散，且差动倾角补偿量始终不超过所述最大限幅值。

35、与现有技术相比较，本技术上述第二方面提供的技术方案至少包括以下有益效果：

36、本技术提供的多旋翼飞行器的控制方法，通过获取飞行器飞行状态与来流状态并判断可倾转机翼辅助控制条件的前置逻辑，可依据不同飞行工况适配机翼倾转控制的启停时机，保障悬停、低速等工况下的基础飞行控制稳定性；在满足控制条件时，基于来流状态与当前速度解算机翼纵向同步目标倾角，使机翼独立趋近高升阻比或低能耗工作区间，同时采用总能量协调控制逻辑对机翼升力分担量、螺旋桨拉力分担量与机体目标倾角进行综合分配，将机翼产生的气动升力纳入整体力系平衡体系，替代传统四旋翼直接将速度误差转换为机体倾角与总推力的控制方式，实现机身姿态、螺旋桨动力与机翼升力的协同匹配，使机体前倾角维持在合理范围内，降低前飞气动阻力，提高能量利用效率；配合对控制量的限幅与变化率限制处理，保障机翼倾转与动力调节过程的平稳性，在不满足控制条件时机翼回中锁定并保持基础四旋翼控制逻辑，实现控制模式的平滑过渡，提高了控制方案的工况适配性与飞行可靠性。

37、本技术的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本技术的实践了解到。