一種多旋翼和固定翼復(fù)合飛行器的飛行控制方法及裝置的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及復(fù)合飛行器技術(shù)領(lǐng)域，更具體的說，涉及一種多旋翼和固定翼復(fù)合飛 行器的飛行控制方法及裝置。
【背景技術(shù)】
[0002] 由固定翼和多旋翼組成的復(fù)合飛行器是近年來出現(xiàn)的一種新型飛行器，復(fù)合飛行 器綜合了固定翼與多旋翼的優(yōu)點(diǎn)，其既可以像直升機(jī)一樣垂直起降和飛行，又可以像固定 翼飛機(jī)一樣起降和飛行，也可以使用兩個(gè)動(dòng)力系統(tǒng)混合工作模式實(shí)現(xiàn)起降和飛行。
[0003] 復(fù)合飛行器包括一個(gè)多旋翼動(dòng)力系統(tǒng)、一個(gè)固定翼動(dòng)力系統(tǒng)和一個(gè)控制系統(tǒng)，固 定翼動(dòng)力系統(tǒng)與多旋翼動(dòng)力系統(tǒng)在結(jié)構(gòu)上相互獨(dú)立，控制系統(tǒng)包括固定翼控制系統(tǒng)和多 旋翼控制系統(tǒng)，控制系統(tǒng)可以控制固定翼控制系統(tǒng)和多旋翼控制系統(tǒng)單獨(dú)工作或是協(xié)同工 作。
[0004] 當(dāng)復(fù)合飛行器處于混合工作模式時(shí)，控制系統(tǒng)通過控制固定翼控制系統(tǒng)和多旋翼 控制系統(tǒng)協(xié)同工作實(shí)現(xiàn)固定翼動(dòng)力系統(tǒng)與多旋翼動(dòng)力系統(tǒng)的協(xié)同工作，從而實(shí)現(xiàn)復(fù)合飛行 器完成直升機(jī)模式飛行和固定翼模式飛行間的轉(zhuǎn)換。但是，在混合工作模式下，當(dāng)復(fù)合飛行 器的空速較小，甚至接近于零時(shí)，由于固定翼操作舵面產(chǎn)生的控制力較小，不足以完成對(duì)復(fù) 合飛行器的控制，因此，目前采用控制多旋翼的轉(zhuǎn)速或槳距的控制姿態(tài)來減小姿態(tài)角偏差， 并不利用固定翼的操作舵面，從而造成資源浪費(fèi)，導(dǎo)致控制系統(tǒng)的控制效率低。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 有鑒于此，本發(fā)明提供一種多旋翼和固定翼復(fù)合飛行器的飛行控制方法及裝置， 以實(shí)現(xiàn)對(duì)固定翼舵面和多旋翼的同時(shí)控制，提高控制系統(tǒng)的控制效率。
[0006] 一種多旋翼和固定翼復(fù)合飛行器的飛行控制方法，包括：
[0007] 當(dāng)復(fù)合飛行器處于混合工作模式時(shí)，獲取慣性組合輸出的所述復(fù)合飛行器的當(dāng)前 姿態(tài)角、當(dāng)前角速度、當(dāng)前速度和當(dāng)前位置；
[0008] 利用所述當(dāng)前速度和當(dāng)前位置，計(jì)算得到姿態(tài)角指令；
[0009] 對(duì)所述當(dāng)前姿態(tài)角和所述姿態(tài)角指令求差，得到姿態(tài)角偏差信號(hào)，所述姿態(tài)角偏 差信號(hào)包括滾動(dòng)姿態(tài)角偏差信號(hào)和俯仰姿態(tài)角偏差信號(hào)；
[0010] 對(duì)所述姿態(tài)角偏差信號(hào)采用控制量分配技術(shù)進(jìn)行運(yùn)算處理后，分別配置到升降舵 機(jī)、方向舵機(jī)、副翼舵機(jī)和多旋翼設(shè)備，以使固定翼各舵機(jī)帶動(dòng)自身舵面偏轉(zhuǎn)，所述多旋翼 設(shè)備控制轉(zhuǎn)速或槳距變化。
[0011] 優(yōu)選的，所述對(duì)所述姿態(tài)角偏差信號(hào)采用控制量分配技術(shù)進(jìn)行運(yùn)算處理后，分別 配置到升降舵機(jī)、方向舵機(jī)、副翼舵機(jī)和多旋翼設(shè)備的過程具體如下：
[0012] 將所述姿態(tài)角偏差信號(hào)帶入第一公式，得到滾動(dòng)通道控制量Ux、偏航通道控制量 U y和俯仰通道控制量U z，所述第一公式的表達(dá)式如下：
[0013]
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種多旋翼和固定翼復(fù)合飛行器的飛行控制方法，其特征在于，包括： 當(dāng)復(fù)合飛行器處于混合工作模式時(shí)，獲取慣性組合輸出的所述復(fù)合飛行器的當(dāng)前姿態(tài) 角、當(dāng)前角速度、當(dāng)前速度和當(dāng)前位置； 利用所述當(dāng)前速度和當(dāng)前位置，計(jì)算得到姿態(tài)角指令； 對(duì)所述當(dāng)前姿態(tài)角和所述姿態(tài)角指令求差，得到姿態(tài)角偏差信號(hào)，所述姿態(tài)角偏差信 號(hào)包括滾動(dòng)姿態(tài)角偏差信號(hào)和俯仰姿態(tài)角偏差信號(hào)； 對(duì)所述姿態(tài)角偏差信號(hào)采用控制量分配技術(shù)進(jìn)行運(yùn)算處理后，分別配置到升降駝機(jī)、 方向駝機(jī)、副翼駝機(jī)和多旋翼設(shè)備，W使固定翼各駝機(jī)帶動(dòng)自身駝面偏轉(zhuǎn)，所述多旋翼設(shè)備 控制轉(zhuǎn)速或獎(jiǎng)距變化。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行控制方法，其特征在于，所述對(duì)所述姿態(tài)角偏差信號(hào)采 用控制量分配技術(shù)進(jìn)行運(yùn)算處理后，分別配置到升降駝機(jī)、方向駝機(jī)、副翼駝機(jī)和多旋翼設(shè) 備的過程具體如下： 將所述姿態(tài)角偏差信號(hào)帶入第一公式，得到滾動(dòng)通道控制量U,、偏航通道控制量Uy和 俯仰通道控制量&，所述第一公式的表達(dá)式如下：
式中，kxiWxi(S)為滾動(dòng)角速度靜態(tài)增益及校正網(wǎng)絡(luò)，kx2Wx2(S)為滾動(dòng)角靜態(tài)增益及校正 網(wǎng)絡(luò)，kyiWyi(S)為偏航角速度靜態(tài)增益及校正網(wǎng)絡(luò)，kdWd(S)為俯仰角速度靜態(tài)增益及校正 網(wǎng)絡(luò)，kz2Wz2(S)為俯仰角靜態(tài)增益及校正網(wǎng)絡(luò)，《為滾動(dòng)角速度，《 y為偏航角速度，《 Z為 俯仰角速度，丫為滾動(dòng)角，^^為俯仰角，丫。為滾動(dòng)角指令，昨俯仰角指令，（丫-丫。）為滾動(dòng) 姿態(tài)角偏差信號(hào)，（^ - 0 )為俯仰姿態(tài)角偏差信號(hào)； 將獲取的所述復(fù)合飛行器的當(dāng)前空速帶入第二公式，得到控制量分配系數(shù)n，所述當(dāng) 前空速由大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)測量得到，所述第二公式的表達(dá)式如下：
式中，V為復(fù)合飛行器的當(dāng)前空速，Vmi。為固定翼失速速度； 利用第=公式分別計(jì)算副翼與旋翼滾動(dòng)通道控制能力等效系數(shù)a,、方向駝與旋翼偏航 通道控制能力等效系數(shù)a,、W及升降駝與旋翼俯仰通道控制能力等效系數(shù)a,，所述第=公 式的表達(dá)式如下：
式中，聽為旋翼滾動(dòng)通道控制力矩導(dǎo)數(shù)，< 為旋翼偏航通道控制力矩導(dǎo)數(shù)，i/J'為旋 翼俯仰通道控制力矩導(dǎo)數(shù)，'為副翼控制力矩導(dǎo)數(shù)，為方向駝控制力矩導(dǎo)數(shù)，為升

降駝控制力矩導(dǎo)數(shù)； 將滾動(dòng)通道控制量&、偏航通道控制量Uy和俯仰通道控制量U ,帶入第四公式，得到副 翼駝控量5,、方向駝駝控量Sy和升降駝駝控量5 ,，所述第四公式表達(dá)式如下；
將滾動(dòng)通道控制量&、偏航通道控制量Uy、俯仰通道控制量&、控制量分配系數(shù)n、畐。 翼與旋翼滾動(dòng)通道控制能力等效系數(shù)a,、方向駝與旋翼偏航通道控制能力等效系數(shù)ay、W 及升降駝與旋翼俯仰通道控制能力等效系數(shù)a,帶入第五公式，得到旋翼設(shè)備的旋翼通道控 制量L、偏航通道控制量Ty和俯仰通道控制量1\，所述第五公式的表達(dá)式如下：
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛行控制方法，其特征在于，當(dāng)所述多旋翼設(shè)備采用四旋翼 時(shí)，第一旋翼的控制量Di、第二旋翼的控制量化、第S旋翼的控制量和第四旋翼的控制量 的獲取參見第六公式，所述第六公式的表達(dá)式為：
式中，T。為維持復(fù)合飛行器水平飛行的獎(jiǎng)距或轉(zhuǎn)速。
4. 一種多旋翼和固定翼復(fù)合飛行器的飛行控制裝置，其特征在于，包括： 獲取單元，用于當(dāng)復(fù)合飛行器處于混合工作模式時(shí)，獲取慣性組合輸出的所述復(fù)合飛 行器的當(dāng)前姿態(tài)角、當(dāng)前角速度、當(dāng)前速度和當(dāng)前位置； 計(jì)算單元，用于利用所述當(dāng)前速度和當(dāng)前位置，計(jì)算得到姿態(tài)角指令； 求差單元，用于對(duì)所述當(dāng)前姿態(tài)角和所述姿態(tài)角指令求差，得到姿態(tài)角偏差信號(hào)，所述 姿態(tài)角偏差信號(hào)包括滾動(dòng)姿態(tài)角偏差信號(hào)和俯仰姿態(tài)角偏差信號(hào)； 配置單元，用于對(duì)所述姿態(tài)角偏差信號(hào)采用控制量分配技術(shù)進(jìn)行運(yùn)算處理后，分別配 置到升降駝機(jī)、方向駝機(jī)、副翼駝機(jī)和多旋翼設(shè)備，W使固定翼各駝機(jī)帶動(dòng)自身駝面偏轉(zhuǎn)， 所述多旋翼設(shè)備控制轉(zhuǎn)速或獎(jiǎng)距變化。
5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行控制裝置，其特征在于，所述配置單元包括： 通道控制量求取子單元，用于將所述姿態(tài)角偏差信號(hào)帶入第一公式，得到滾動(dòng)通道控 制量&、偏航通道控制量Uy和俯仰通道控制量U ,，所述第一公式的表達(dá)式如下：


式中，kxiWxi(S)為滾動(dòng)角速度靜態(tài)增益及校正網(wǎng)絡(luò)，kx2Wx2(S)為滾動(dòng)角靜態(tài)增益及校正 網(wǎng)絡(luò)，kyiWyi(S)為偏航角速度靜態(tài)增益及校正網(wǎng)絡(luò)，kdWd(S)為俯仰角速度靜態(tài)增益及校正 網(wǎng)絡(luò)，kz2Wz2(S)為俯仰角靜態(tài)增益及校正網(wǎng)絡(luò)，《為滾動(dòng)角速度，《 y為偏航角速度，《 Z為 俯仰角速度，丫為滾動(dòng)角，口為俯仰角，丫。為滾動(dòng)角指令，巧俯仰角指令，（丫 - 丫。）為滾動(dòng) 姿態(tài)角偏差信號(hào)，（口 -口1 )為俯仰姿態(tài)角偏差信號(hào)； 控制量分配系數(shù)求取單元，用于將獲取的所述復(fù)合飛行器的當(dāng)前空速帶入第二公式， 得到控制量分配系數(shù)n，所述當(dāng)前空速由大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)測量得到，所述第二公式的表達(dá) 式如下：
式中，V為復(fù)合飛行器的當(dāng)前空速，Vmi。為固定翼失速速度； 控制能力等效系數(shù)求取單元，用于利用第S公式分別計(jì)算副翼與旋翼滾動(dòng)通道控制能 力等效系數(shù)a,、方向駝與旋翼偏航通道控制能力等效系數(shù)ay、W及升降駝與旋翼俯仰通道 控制能力等效系數(shù)a,，所述第S公式的表達(dá)式如下：
式中，.{/['為旋翼滾動(dòng)通道控制力矩導(dǎo)數(shù)，i^^^為旋翼偏航通道控制力矩導(dǎo)數(shù)，J/^為旋 翼俯仰通道控制力矩導(dǎo)數(shù)，泌jd'為副翼控制力矩導(dǎo)數(shù)，J/fi為方向駝控制力矩導(dǎo)數(shù)，為 升降駝控制力矩導(dǎo)數(shù)； 固定翼控制量分配子單元，用于將滾動(dòng)通道控制量&、偏航通道控制量Uy和俯仰通道 控制量&帶入第四公式，得到副翼駝控量5 ,、方向駝駝控量Sy和升降駝駝控量5 ,，所述 第四公式表達(dá)式如下：
多旋翼控制量分配子單元，用于將滾動(dòng)通道控制量&、偏航通道控制量Uy、俯仰通道控 制量&、控制量分配系數(shù)n、副翼與旋翼滾動(dòng)通道控制能力等效系數(shù)a,、方向駝與旋翼偏航 通道控制能力等效系數(shù)ay、W及升降駝與旋翼俯仰通道控制能力等效系數(shù)a,帶入第五公 式，得到旋翼設(shè)備的旋翼通道控制量L、偏航通道控制量Ty和俯仰通道控制量1\，所述第五 公式的表達(dá)式如下：
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的飛行控制裝置，其特征在于，當(dāng)所述多旋翼設(shè)備采用四旋翼

時(shí)，第一旋翼的控制量Di、第二旋翼的控制量化、第S旋翼的控制量〇3和第四旋翼的控制量 的獲取參見第六公式，所述第六公式的表達(dá)式為：
式中，T。為維持復(fù)合飛行器水平飛行的獎(jiǎng)距或轉(zhuǎn)速。
【專利摘要】本申請(qǐng)公開了一種多旋翼和固定翼復(fù)合飛行器的飛行控制方法及裝置，當(dāng)復(fù)合飛行器處于混合工作模式時(shí)，對(duì)復(fù)合飛行器的當(dāng)前姿態(tài)角和姿態(tài)角指令求差，得到姿態(tài)角偏差信號(hào)，對(duì)姿態(tài)角偏差信號(hào)采用控制量分配技術(shù)進(jìn)行運(yùn)算處理后，分別配置到升降舵機(jī)、方向舵機(jī)、副翼舵機(jī)和多旋翼設(shè)備，從而使固定翼各舵機(jī)帶動(dòng)自身舵面偏轉(zhuǎn)，多旋翼設(shè)備控制轉(zhuǎn)速或槳距變化，固定翼和多旋翼各自產(chǎn)生的相應(yīng)控制力，使機(jī)體向減小姿態(tài)角偏差方向運(yùn)動(dòng)，從而消除姿態(tài)角偏差。可以看出，本發(fā)明通過采用控制量分配技術(shù)，實(shí)現(xiàn)對(duì)固定翼舵面和多旋翼的轉(zhuǎn)速或槳距的同時(shí)控制，完成了對(duì)復(fù)合飛行器的姿態(tài)控制，具備固定翼與多旋翼組成的復(fù)合飛行器在混合工作模式下的飛行控制功能。
【IPC分類】B64C13-00, B64C27-22
【公開號(hào)】CN104590557
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510061186
【發(fā)明人】李道斌, 周尹強(qiáng), 李德, 李杉格, 李 杰, 衛(wèi)海粟, 孫虎膽, 范波翔
【申請(qǐng)人】中電科（德陽廣漢）特種飛機(jī)系統(tǒng)工程有限公司
【公開日】2015年5月6日
【申請(qǐng)日】2015年2月5日