[發(fā)明專利]一種折疊翼無人機空中投放控制系統(tǒng)設計方法

有效

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• 申請日: 2021-06-03
• 公開（公告）號: CN113277063B
• 公開（公告）日: 2022-03-08
• 發(fā)明（設計）人: 李彤;張敬;朱德糠;楊鈞
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍軍事科學院國防科技創(chuàng)新研究院
• 主分類號: B64C1/30
• 分類號: B64C1/30;B64D17/62;B64D17/80
• 代理公司: 中國兵器工業(yè)集團公司專利中心 11011
• 代理人: 王智紅

1.一種折疊翼無人機空中投放控制系統(tǒng)設計方法，其特征在于，

控制系統(tǒng)硬件選用小型化PixHawk 4Mini平臺，其中數(shù)傳電臺、GPS天線、遙控器接收機以及電源模塊按照常規(guī)方式和接口進行連接,小型折疊翼采用左右兩平尾舵機控制面布局分別連接飛行控制系統(tǒng)的CH1通道和CH2通道，通過舵機混控控制無人機俯仰和滾轉，偏航則利用雙垂尾實現(xiàn)自穩(wěn)定；

尾推電機通過電調(diào)連接至CH3通道進行油門控制，并利用電調(diào)內(nèi)置UBEC為執(zhí)行機構和動作機構供電；傘降開關和折疊展開動作機構分別通過連接飛行控制系統(tǒng)CH5通道和CH6通道進行驅(qū)動；

小型折疊翼無人機統(tǒng)一使用數(shù)字舵機，同時舵機布線采用集束式，以滿足執(zhí)行機構和動作機構的抗干擾要求；

折疊翼無人機的空中投放裝置采用冷發(fā)射方式，利用伺服舵機進行縱向限位，并通過彈簧將小型折疊翼無人機從發(fā)射筒沿導軌向后彈出；

控制系統(tǒng)軟件在PX4飛控架構基礎上進行二次開發(fā)，在其操作系統(tǒng)進程隊列中集成了折疊展開模塊和傘降任務模塊，并調(diào)整了姿態(tài)控制參數(shù)和舵機混控參數(shù)；

控制系統(tǒng)折疊展開模塊采用狀態(tài)機設計，初始狀態(tài)設計為敏感釋放裝置產(chǎn)生的軸向加速度超過12g且持續(xù)0.2s后，進入空中釋放狀態(tài)；在空中釋放狀態(tài)下，持續(xù)敏感自由落體加速度0.25s后，則進入至折疊展開狀態(tài)，并完成機翼、平尾和垂尾的折疊展開動作，否則未敏感到自由落地加速度或敏感持續(xù)時間未超過0.3s，則返回至初始狀態(tài)；在折疊展開狀態(tài)下，機翼、平尾和垂尾依次通過動作機構展開，并延時0.1s啟動姿態(tài)控制以確保展開到位，而后延時0.15s待無人機姿態(tài)穩(wěn)定后，完成油門啟動；

控制系統(tǒng)航跡跟蹤和姿態(tài)控制主要基于PX4架構分別采用L1算法與TECS算法，以及三通道線性PID控制；L1算法通過設定期望滾轉角從而保證無人機航向滿足期望水平位置，TECS算法通過設定期望油門量與期望俯仰角從而保持無人機滿足期望速度和高度；三通道線性PID控制，雙層EKF算法將傳感器信息包括雙余度IMU信息、GPS位置速度信息、氣壓計信息、磁羅盤信息進行數(shù)據(jù)融合濾波，實時計算估計出無人機位置姿態(tài)信息，根據(jù)航跡跟蹤給出的無人機期望姿態(tài)角指令，利用前饋和三通道坐標系變換轉換為機體系下三軸角速度指令，并通過PID控制和舵機混控指令分配，實現(xiàn)無人機姿態(tài)控制；

控制系統(tǒng)傘降任務模塊為在小型折疊翼無人機完成航跡遍歷后，飛行至指定區(qū)域開傘點，執(zhí)行傘降任務；無人機通過舵機驅(qū)動打開降落傘后，油門電機迅速剎車熄火，同時垂尾下倒至折疊狀態(tài)，以確保降落傘不會與槳葉和垂尾發(fā)生纏繞以至于無法打開；

在小型折疊翼無人機自主完成折疊展開后，姿態(tài)控制啟動，此時設計控制器積分清零，參考固定翼控制參數(shù)，設計合適的混控系數(shù)，實現(xiàn)兩平尾舵機對俯仰和滾轉兩通道控制。

2.根據(jù)權利要求1所述的一種折疊翼無人機空中投放控制系統(tǒng)設計方法，其特征在于：所述折疊翼無人機全機供電采用3S鋰電池，動力系統(tǒng)通過電調(diào)由電源模塊供電，執(zhí)行機構和動作機構由UBEC統(tǒng)一供電至5.0V。