[發明專利]一種復合翼無人機進近過程的協調控制方法

有效

• 申請號: 201810601366.2
• 申請日: 2018-06-12
• 公開（公告）號: CN108958271B
• 公開（公告）日: 2020-12-15
• 發明（設計）人: 蒙志君;房弋博;周堯明;陳俊鋒
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 北京慧泉知識產權代理有限公司 11232
• 代理人: 王順榮;唐愛華

本發明公開了一種復合翼無人機進近過程的協調控制方法，包括時序上的多個進近協調控制階段：自然減速段、動態減速段、距離減速段和位置控制段，從結構上除常規復合翼無人機主控制器和多個進近階段協調控制方法之外，包括如下控制子策略：1、副翼用作擾流板輔助減速策略；2、四旋翼油門緩起策略；3、高度控制分階段策略；4、動態減速段動態減速策略。復合翼無人機進入進近階段以后，按照上述順序依次執行四個階段協調控制方法，在相應條件下觸發增加的控制子策略，直到到達垂直降落點上方。通過多階段的協調控制方法，提高了復合翼無人機進近過程的控制精度、魯棒性與穩定性，從而提高了復合翼無人機全自動航線飛行的安全性與可靠性。

技術領域

本發明涉及一種復合翼無人機進近過程的協調控制方法，它是用于使復合翼無人機在自動航線飛行結束期平穩進近的協調控制方法。通過多階段的進近協調控制方法，可以提高復合翼無人機在自動航線最后階段進近過程的姿態角控制精度、魯棒性和穩定性，屬于復合翼無人機控制技術領域。

背景技術

復合翼無人機是一種兼具固定翼平飛優勢與四旋翼垂直起降能力的無人機，其本體結構包含了四旋翼與固定翼兩組動力系統；固定翼系統主要用于平飛和巡航，四旋翼系統主要用于在無機場跑道的情形下的垂直起落。

復合翼無人機結構本身不復雜，但當處于自動航線進近過程時兩套系統同時工作，由于四旋翼轉動形成的下洗流會干擾來流，影響固定翼系統主升力面和控制舵面的效果。因此，進近過程的復合翼無人機是一個強耦合、非線性的復雜被控對象，這一情況在空速較高時尤為明顯。

復合翼無人機在進場階段主要存在以下幾個問題和矛盾：1、受制于載荷指標，四旋翼系統的電池設計續航時間較短，在減速過程旋翼工作時間不宜過長；2、固定翼與旋翼動力系統的工作空速范圍有巨大差異，固定翼適合的巡航空速遠遠大于四旋翼適合的巡航空速；3、受制于飛機重量要求，復合翼無人機的機翼結構強度不能過度冗余，因此，當空速較高時啟動四旋翼，如果旋翼轉速過高，機翼升力與四旋翼升力會各自產生較大且方向一致的彎矩，很容易對翼根處造成結構破壞；4、除飛機結構強度的限制外，在空速較高時啟動旋翼，若旋翼轉速過高，其轉動產生的下洗流會對固定翼主要翼面和舵面的來流造成較大影響，威脅飛行穩定性；5、受制于固定翼舵面在低速時效率低下，固定翼對進場階段減速作用有限，而四旋翼系統在控制高度和減速時存在轉速不宜過高和啟動時間不宜過長的雙重矛盾(即減速過慢，旋翼電池續航時間無法滿足要求，減速過快，又容易造成3、4所述問題)；6、如果在空速較高時保護機翼結構，就需要降低旋翼油門輸出值，而這容易引起四旋翼電機姿態控制飽和。

發明內容

本發明的目的在于提出一種復合翼無人機進近過程的協調控制方法，通過設計多階段的進近協調控制方法，使進近過程的復合翼無人機地速與姿態角跟蹤情況更好，控制精度更高，具有更強的魯棒性與更好的穩定性，能在一定程度上抑制姿態擾動，一定程度上解決了上述問題。

首先，統一了傳感器數據的使用標準，當四旋翼系統未啟動時，使用空速作為條件判據；當四旋翼系統介入之后，使用地速作為條件判據與控制指標。

其次，規定了四旋翼系統、固定翼系統協調控制分配的方案。協調控制方法在時序上主要由自然減速段、動態減速段、距離減速段和位置控制段構成。不同階段執行不同的協調控制分配策略。

本發明一種復合翼無人機進近過程的協調控制方法，解決其技術問題所采用的技術方案是：該方法將進近過程在時序上分為自然減速段、動態減速段、距離減速段和位置控制段，當無人機剛進入進近段時，首先進入自然減速段，直到空速v_a、地速v_g同時不大于失速空速v_l后進入動態減速段，當空速v_a、地速v_g同時不大于失速空速v_l后退出動態減速段，進入距離減速段，直到飛機距離目標航點水平投影距離不大于固定距離判據L₁時，退出距離控制段，進入位置控制段。各段所執行不同的協調控制分配策略，具體如下：