[發(fā)明專利]傾轉(zhuǎn)垂直起降固定翼無人機(jī)旋翼模式下偏航控制方法

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201710705127.7
• 申請(qǐng)日: 2017-08-17
• 公開（公告）號(hào): CN109407692A
• 公開（公告）日: 2019-03-01
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 韓偉;毛立堯;王宬;陳溯;鄧修濤
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 西安羚控電子科技有限公司
• 主分類號(hào): G05D1/10
• 分類號(hào): G05D1/10
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

1.傾轉(zhuǎn)垂直起降固定翼無人機(jī)旋翼模式下偏航控制方法，包括安裝在固定翼機(jī)翼上的具有旋翼傾轉(zhuǎn)功能的垂直起降固定翼，其中旋翼部件分別連接用于電機(jī)驅(qū)動(dòng)的動(dòng)力單元，其中前方兩側(cè)的旋翼設(shè)置傾角轉(zhuǎn)動(dòng)裝置，其特征在于，通過控制傾角轉(zhuǎn)動(dòng)裝置和四個(gè)動(dòng)力單元，實(shí)現(xiàn)偏航控制，具體包括以下步驟：

無人機(jī)根據(jù)傾轉(zhuǎn)指令，控制傾角轉(zhuǎn)動(dòng)裝置轉(zhuǎn)動(dòng)一定的傾角角度，其中傾轉(zhuǎn)方向一側(cè)的傾角轉(zhuǎn)動(dòng)裝置向前方傾轉(zhuǎn)角度，另一傾角轉(zhuǎn)動(dòng)裝置向后傾轉(zhuǎn)角度，實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的傾轉(zhuǎn)；傾轉(zhuǎn)完成后，傾角轉(zhuǎn)動(dòng)裝置恢復(fù)起始位置，無人機(jī)進(jìn)入平飛狀態(tài)。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的傾轉(zhuǎn)垂直起降固定翼無人機(jī)旋翼模式下偏航控制方法，其特征在于，所述傾轉(zhuǎn)方向一側(cè)的傾角轉(zhuǎn)動(dòng)裝置向前方傾轉(zhuǎn)角度，另一傾角轉(zhuǎn)動(dòng)裝置向后傾轉(zhuǎn)角度，實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的傾轉(zhuǎn)；具體為，傾轉(zhuǎn)角度為θ時(shí)，偏航力矩為：

其中，T動(dòng)力單元中電機(jī)在旋轉(zhuǎn)過程中產(chǎn)生向上的拉力，其中T₁、T₂、T₃、T₄為分別為右前翼、左前翼、左后翼和右后翼的拉力；M為動(dòng)力單元中電機(jī)旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的扭矩，其中M₁、M₂、M₃、M₄分別表示右前翼、左前翼、左后翼和右后翼在動(dòng)力單元中電機(jī)產(chǎn)生的扭矩；l_φ為四旋翼的力臂；

由于傾轉(zhuǎn)角度范圍為±5°，則偏航力矩為：

電機(jī)旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的扭矩M與bΩ²相關(guān)，其中b為扭矩系數(shù)；拉力T也同樣與dΩ²相關(guān)，其中d為拉力系數(shù)。由于拉力系數(shù)d是扭矩系數(shù)b大兩個(gè)數(shù)量級(jí)，因此M相對(duì)于T是相對(duì)小量，同時(shí)在該方法中的轉(zhuǎn)速相應(yīng)變化不大，也就是M₁-M₂+M₃-M₄≈0，因此偏航力矩公式簡(jiǎn)化為：