一种多矢量推力倾转旋翼无人机及其航向控制方法与流程

本发明属于无人机技术领域，特别涉及了一种多矢量推力倾转旋翼无人机及其航向控制方法。

背景技术：

倾转旋翼飞机既有直升机垂直起降、空中悬停的特点，又有固定翼巡航速度快、航程远、飞行效率高的特点。因此倾转旋翼无人机一直是国内外研究的热点。

倾转旋翼机的难点在于一方面，它的机械结构复杂，可靠性性难以保证；另一方面它的气动特性复杂，在倾转过程中存在耦合以及过驱动。

因此，本领域仍然需要研究新的结构简单的倾转旋翼飞行器，需要设计鲁棒性强，适用于倾转旋翼无人机全模式的航向控制律。

技术实现要素：

为了解决上述背景技术提到的技术问题，本发明提出了一种多矢量推力倾转旋翼无人机及其航向控制方法。

为了实现上述技术目的，本发明的技术方案为：

一种多矢量推力倾转旋翼无人机，包括机身、机翼、旋转系统、平尾和垂尾，所述旋转系统包括偶数个倾转旋翼系统和一个非倾转旋翼系统，所述偶数个倾转旋翼系统对称地设置在左、右机翼的前端，所述一个非倾转旋翼系统设置在平尾的前部；所述倾转旋翼系统包括倾转舵机，所述倾转舵机的倾转角度区间为[0°,110°]，以倾转机构平行于机翼面向前为0°、倾转机构垂直于机翼面向上为90°；所述倾转旋翼系统的质量小于机身质量的5％。

进一步地，所述倾转旋翼系统的质量小于机身质量的5％。

基于上述多矢量推力倾转旋翼无人机的航向控制方法，采用两级pid控制，首先根据期望的偏航角ψg与实际的偏航角ψ的误差量，经过第一级pid环节得到期望的偏航角速度，即外环姿态角控制律：

rg＝kψp(ψg-ψ)

上式中，rg为期望偏航角速度，kψp为航向控制比例参数；

再根据期望航向角速度rg与实际航向角速r度的误差，经过第二级pid环节得到期望的航向力矩，即内环角速度控制律：

上式中，mzg是期望的偏航力矩，krp、kri、krd分别是比例、积分、微分参数。

进一步地，该航向控制方法输出为期望的偏航力矩，是虚拟控制量，该控制量应用于旋翼模式、过渡模式和固定翼模式，具体的控制分配如下：

mzg＝mzt mza

上式中，mzt为推力矢量贡献的偏航力矩，mza为气动舵面操纵贡献的偏航力矩。

进一步地，设倾转旋翼系统共有4个，这4个倾转旋翼系统由左至右依次编号为1、2、3、4，则这4个倾转旋翼系统的电机产生的推力分别为t1、t2、t3、t4，4个倾转旋翼系统的倾转角度依次为βm1、βm2、βm3、βm4，所述推力矢量贡献的偏航力矩mzt如下式：

上式中，βm为倾转角基准量，其大小为βm1、βm2、βm3、βm4的平均值，当倾转角基准量βm为90°时，无人机是旋翼模式；当倾转角基准量βm为0°时，无人机是固定翼模式，在旋翼模式过渡到固定翼模式过程中，倾转角基准量βm从90°变为0°；δβm1、δβm2、δβm3、δβm4为推力矢量角的增量，用于修正航向误差；dy1为第1、4号旋翼系统的电机距离重心的横向位置，dy2为第2、3号旋翼系统的电机距离重心的横向位置。

进一步地，当无人机由旋翼模式转换到固定翼模式时，所述气动舵面操纵贡献的偏航力矩mza如下式：

上式中，q为动压，sw为机翼面积，b为机翼展长，cn为偏航力矩系数，δδr为方向舵操纵，k为预设参数。

进一步地，设推力矢量贡献的偏航力矩的权重为λ1，气动舵面操纵贡献的偏航力矩的权重为λ2，则：

上式中，v0为最小失速速度，βm为当前的倾转角度，va为空速。

采用上述技术方案带来的有益效果：

本发明提出的倾转旋翼无人机具有多个旋翼系统，当其中部分旋翼系统出故障后，无人机仍然可以采用容错控制的方式安全着陆。本发明提出的航向控制不同于传统旋翼利用旋翼差速带来的反扭矩控制，采用多矢量推力的主动控制方法，提高了航向控制的快速性；最后设计的气动舵面与多矢量推力装置按权重控制分配方法，提高了航向控制的效率。因此本发明具有可垂直起降、巡航速度快、航程远、可靠性高、控制效率高等诸多优点，极大提高了飞行安全性与飞行品质。

附图说明

图1为本发明无人机的结构示意图；

图2为本发明中倾转旋翼系统的结构示意图；

图3为本发明中航向控制原理框图；

图4为本发明中控制分配示意图；

图5为本发明中控制权限随空速和倾转角的变化图。

标号说明：1、机身；2、机翼；3、平尾；4、垂尾；5、倾转旋翼系统；6、非倾转旋翼系统；7、电机；8、桨叶；9、倾转舵机。

具体实施方式

以下将结合附图，对本发明的技术方案进行详细说明。

本发明设计了一种多矢量推力倾转旋翼无人机，如图1所示，包括机身1、机翼2、旋转系统、平尾3和垂尾4。所述旋转系统包括偶数个倾转旋翼系统5和一个非倾转旋翼系统6，偶数个倾转旋翼系统5对称地设置在左、右机翼的前端，一个非倾转旋翼系统6设置在平尾的前部；所述倾转旋翼系统包括倾转舵机。

如图2所示，所述倾转旋翼系统5包括电机7、桨叶8以及倾转舵机9，倾转舵机的倾转角度区间为[0°,110°]，以倾转机构平行于机翼面向前为0°、倾转机构垂直于机翼面向上为90°。

在本实施例中，优选地，所述倾转旋翼系统的质量小于机身质量的5％。在倾转过程中，无人机的重心和转动惯量变化忽略不计。

本发明针对上述多矢量推力倾转旋翼无人机设计了航向控制方法，如图3所示，采用两级pid控制，首先根据期望的偏航角ψg与实际的偏航角ψ的误差量，经过第一级pid环节得到期望的偏航角速度，即外环姿态角控制律：

rg＝kψp(ψg-ψ)

上式中，rg为期望偏航角速度，kψp为航向控制比例参数。

再根据期望航向角速度rg与实际航向角速r度的误差，经过第二级pid环节得到期望的航向力矩，即内环角速度控制律：

上式中，mzg是期望的偏航力矩，krp、kri、krd分别是比例、积分、微分参数。

该航向控制方法输出为期望的偏航力矩，不是对应到特定的执行机构，是虚拟控制量，该控制量可以应用于旋翼模式，过渡模式以及固定翼模式，具体的控制分配如下：

mzg＝mzt mza

上式中，mzt为推力矢量贡献的偏航力矩，mza为气动舵面操纵贡献的偏航力矩。

该多矢量推力倾转旋翼无人机的航向控制由倾转旋翼系统带来的矢量推力和气动舵面共同控制，为简化描述，将无人机的航向与其他通道解耦，控制航向时，只通过控制倾转角的增量和气动舵面，不改变推力的大小。

(1)推力矢量力矩：

规定分布在机翼前的可倾转旋翼系统从左到右的编号分别为1、2、3、4，平尾和机身之间的旋翼系统编号为5；则这5个电机产生的推力分别为t1、t2、t3、t4、t5；可倾转旋翼系统的倾转角度从左到右依次为βm1、βm2、βm3、βm4。第1、4号电机距离重心的横向位置都为dy1，第2、3号电机距离重心的横向位置都为dy2，第1、2、3、4号电机距离重心的纵向位置都为dx1，垂向位置都为0，第5号电机距离重心的横向位置为0，纵向位置为dx2，垂向位置为0；由可倾转旋翼系统提供的推力矢量力矩如下式：

上式中，βm为倾转角基准量，其大小为βm1、βm2、βm3、βm4的平均值，当倾转角基准量βm为90°时，无人机是旋翼模式；当倾转角基准量βm为0°时，无人机是固定翼模式，在旋翼模式过渡到固定翼模式过程中，倾转角基准量βm从90°变为0°。δβm1、δβm2、δβm3、δβm4为推力矢量角的增量，用于修正航向误差，每个倾转旋翼系统的倾转角度βmi为倾转角基准量βm加上推力矢量角增量δβmi。

(2)气动偏航力矩

当该多矢量推力倾转旋翼无人机由旋翼模式倾转到固定翼模式时，飞行速度不断增大，方向舵操纵带来的气动偏航力矩成为主要的航向操纵量：

式中q为动压，sw为机翼面积，b为机翼展长，cn为偏航力矩系数，该参数通过操纵方向舵δδr改变。

如图4所示，期望偏航力矩mzg由推力矢量力矩mzt和气动偏航力矩mza共同作用得到：

上式中，推力矢量力矩的权重为λ1，气动偏航力矩的权重为λ2。推力矢量对航向的操纵效率由倾转角度βm决定，偏航气动力矩的操纵效率与空速va的平方有关，所以本发明设计如下分配权重：

上式中，v0为最小失速速度，可设置为倾转结束时的最小期望速度。

当无人机处于旋翼模式时，βm＝90°，当空速va为0时，偏航力矩全部来源于推力矢量，当产生空速时，λ2逐渐增大，气动舵面也参与了航向控制；当无人机处于固定翼模式时，βm＝0°，偏航力矩完全由气动舵面操纵；当无人机处于过渡模式时，0°＜βm＜90°，无人机的偏航力矩操纵权限根据空速va和倾转角度βm的关系分配到推力矢量控制系统和气动舵面控制系统。

在倾转过程中，根据无人机的气动特性和重量关系，无人机的最小失速速度v0为14m/s，推力矢量装置的控制权限λ1与气动舵面的控制权限大小如图5所示，随着倾转角和空速的增大，气动舵面的控制权限逐渐增大，直到无人机航向完全由气动舵面控制。

实施例仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明保护范围之内。