[發(fā)明專利]一種多矢量推力傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)及其航向控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202110376936.4
• 申請(qǐng)日: 2021-04-08
• 公開（公告）號(hào): CN113148135B
• 公開（公告）日: 2022-08-05
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 樊有容;馮亞東;張帥;王新華
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類號(hào): B64C27/22
• 分類號(hào): B64C27/22;B64C27/32;B64C27/52
• 代理公司: 南京經(jīng)緯專利商標(biāo)代理有限公司 32200
• 代理人: 施昊

1.多矢量推力傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)的航向控制方法，該無人機(jī)包括機(jī)身、機(jī)翼、旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)、平尾和垂尾，其特征在于：所述旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)包括偶數(shù)個(gè)傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)和一個(gè)非傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)，所述偶數(shù)個(gè)傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)對(duì)稱地設(shè)置在左、右機(jī)翼的前端，所述一個(gè)非傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)設(shè)置在平尾的前部；所述傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)包括傾轉(zhuǎn)舵機(jī)，所述傾轉(zhuǎn)舵機(jī)的傾轉(zhuǎn)角度區(qū)間為[0°,110°]，以傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)平行于機(jī)翼面向前為0°、傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)垂直于機(jī)翼面向上為90°；其特征在于：所述控制方法采用兩級(jí)PID控制，首先根據(jù)期望的偏航角ψ_g與實(shí)際的偏航角ψ的誤差量，經(jīng)過第一級(jí)PID環(huán)節(jié)得到期望的偏航角速度，即外環(huán)姿態(tài)角控制律：

r_g＝k_ψp(ψ_g-ψ)

上式中，r_g為期望偏航角速度，k_ψp為航向控制比例參數(shù)；

再根據(jù)期望航向角速度r_g與實(shí)際航向角速r度的誤差，經(jīng)過第二級(jí)PID環(huán)節(jié)得到期望的航向力矩，即內(nèi)環(huán)角速度控制律：

上式中，M_zg是期望的偏航力矩，k_rp、k_ri、k_rd分別是比例、積分、微分參數(shù)。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的多矢量推力傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)的航向控制方法，其特征在于：所述傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)的質(zhì)量小于機(jī)身質(zhì)量的5％。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述航向控制方法，其特征在于：該航向控制方法輸出為期望的偏航力矩，是虛擬控制量，該控制量應(yīng)用于旋翼模式、過渡模式和固定翼模式，具體的控制分配如下：

M_zg＝M_zT+M_zA

上式中，M_zT為推力矢量貢獻(xiàn)的偏航力矩，M_zA為氣動(dòng)舵面操縱貢獻(xiàn)的偏航力矩。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述航向控制方法，其特征在于：設(shè)傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)共有4個(gè)，這4個(gè)傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)由左至右依次編號(hào)為1、2、3、4，則這4個(gè)傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)的電機(jī)產(chǎn)生的推力分別為T₁、T₂、T₃、T₄，4個(gè)傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)的傾轉(zhuǎn)角度依次為β_M1、β_M2、β_M3、β_M4，所述推力矢量貢獻(xiàn)的偏航力矩M_zT如下式：

上式中，β_M為傾轉(zhuǎn)角基準(zhǔn)量，其大小為β_M1、β_M2、β_M3、β_M4的平均值，當(dāng)傾轉(zhuǎn)角基準(zhǔn)量β_M為90°時(shí)，無人機(jī)是旋翼模式；當(dāng)傾轉(zhuǎn)角基準(zhǔn)量β_M為0°時(shí)，無人機(jī)是固定翼模式，在旋翼模式過渡到固定翼模式過程中，傾轉(zhuǎn)角基準(zhǔn)量β_M從90°變?yōu)?°；Δβ_M1、Δβ_M2、Δβ_M3、Δβ_M4為推力矢量角的增量，用于修正航向誤差；d_Y1為第1、4號(hào)旋翼系統(tǒng)的電機(jī)距離重心的橫向位置，d_Y2為第2、3號(hào)旋翼系統(tǒng)的電機(jī)距離重心的橫向位置。

5.根據(jù)權(quán)利要求3所述航向控制方法，其特征在于：當(dāng)無人機(jī)由旋翼模式轉(zhuǎn)換到固定翼模式時(shí)，所述氣動(dòng)舵面操縱貢獻(xiàn)的偏航力矩M_zA如下式：

上式中，Q為動(dòng)壓，S_w為機(jī)翼面積，b為機(jī)翼展長，C_n為偏航力矩系數(shù)，Δδ_r為方向舵操縱，k為預(yù)設(shè)參數(shù)。

6.根據(jù)權(quán)利要求1-5中任一項(xiàng)所述航向控制方法，其特征在于：設(shè)推力矢量貢獻(xiàn)的偏航力矩的權(quán)重為λ₁，氣動(dòng)舵面操縱貢獻(xiàn)的偏航力矩的權(quán)重為λ₂，則：

上式中，V₀為最小失速速度，β_M為傾轉(zhuǎn)角基準(zhǔn)量，V_a為空速。