CN101804862A - 一种无人机推力变向装置及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公布了一种无人机推力变向装置及其控制方法，所述装置由两个舵机即X向舵机和Y向舵机、万向球头、舵机基座、关节轴承、发动机底座组成。所述方法包括基于无人机推力变向装置的无人机纵向姿态控制方法；基于无人机推力变向装置的无人机横向姿态控方法；基于无人机推力变向装置的无人机纵向轨迹控制方法；基于推力偏转控制的横向轨迹控制方法。本发明基于高度差、偏航距等轨迹信息的推力变向控制技术能够实现无人机的较好控制，提高了轨迹控制精度。

Description

一种无人机推力变向装置及其控制方法

技术领域

本发明涉及无人机飞行变向控制领域，具体地说是一种无人机推力变向装置及其控制方法。

背景技术

无人驾驶飞机是一种有动力、可控制、能携带多种任务设备、执行多种任务，并能重复使用的无人驾驶航空器，简称无人机。它是现代飞行器自动化、综合化、智能化和无人化发展的必然结果，随着应用的需要和航空技术的发展，近年来无人机已经成为各发达国家必争的战略技术高地。

推力矢量技术是指发动机推力通过喷管或尾喷流的偏转产生的推力分量来替代原飞机的操纵面或增强飞机的操纵功能，对飞机的飞行进行实时控制的技术。推力矢量技术可以有效提高飞机的操纵能力，从而能减小飞机的气动舵面，改善飞机的隐身性能，增强飞机的综合飞机性能。传统的推力矢量技术一般是指对喷气飞机的推力偏转，但是在无人机中，依然广泛使用着螺旋桨推动方式。因而，传统意义上的推力矢量技术不能够直接应用于螺旋桨无人机中。

推力变向技术，是指通过控制发动机使其推力产生纵向或横向的偏转，从而对飞机产生附加的推力分量和附加推力力矩，实现对原有气动操纵面的增强或替代的一种技术。与一般的推力矢量技术相比较而言，推力变向技术既不特指喷气发动机，也不特指燃气舵，它可以通过增加额外的辅助装置，实现对飞机的推力偏转，从而使飞机获得额外的控制能力。

目前，国内外在喷气推力矢量无人机的研究方面取得较多的成果，但在当前公开的文献资料中，还未见对关于螺旋桨无人机的推力变向技术研究报道。因此为了提高无人机的飞行品质和控制品质，增强无人机的机动性能、操纵性能和控制性能，对无人机的推力变向技术展开研究是一项迫切需要解决的任务。

发明内容

本发明的目的是提出一种适合现有螺旋桨无人机的推力变向技术。为了实现螺旋桨无人机的推力变向，设计了一种针对发动机的推力变向装置，并针对采用这种推力变向装置的无人机的姿态控制和轨迹控制问题，提出了基于气动舵面控制和推力变向控制相结合的混合控制方法。

本发明为实现上述目的，采用如下技术方案：

本发明一种无人机推力变向装置，由两个舵机即X向舵机和Y向舵机、万向球头、舵机基座、关节轴承、发动机底座组成；其中

无人机的发动机安装于发动机底座上部，万向球头的头部安装在发动机底座下部的中心位置，万向球头的底部通过球头连接杆与舵机基座连接，两个舵机的一端分别通过关节轴承与发动机底座下部相连接，两个关节轴承安装在发动机底座下部的平面内，两个舵机的另一端分别通过舵机基座与无人机机体连接。

优选地，所述两个舵机采用滚珠丝杆作为推拉杆。

一种无人机推力变向装置的无人机控制方法，具体如下：

(1)基于无人机推力变向装置的无人机纵向姿态控制方法如下：

将无人机当前实时俯仰角速率

经过积分环得到无人机当前实时飞机俯仰角增量Δθ，得到升降舵偏转角Δδ_e和机体坐标系下推力纵向偏转角Δα_T通过无人机推力变向装置控制无人机的纵向姿态：

${\mathrm{\Δ\δ}}_e=L_{\mathrm{\θ}}(\mathrm{\Δ\θ}-{\mathrm{\Δ\θ}}_g)+L_{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}},$

${\mathrm{\Δ\α}}_T=K_{\mathrm{T\θ}}(\mathrm{\Δ\θ}-{\mathrm{\Δ\θ}}_g)+K_{T\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}},$

其中，Δθ_g为无人机俯仰角增量参考值，L_θ为俯仰角回路的舵面反馈增益，

为俯仰角速率回路的舵面反馈增益，K_Tθ为俯仰角回路的推力变向反馈增益，

为俯仰角速率回路的推力变向反馈增益；

(2)基于无人机推力变向装置的无人机横向姿态控制方法如下：

将无人机当前实时滚转角速率

和偏航角速率

分别经过积分环得到无人机当前实时飞机滚转角增量Δφ和飞机偏航角增量Δψ，得到副翼舵偏转角Δδ_a、方向舵偏转角Δδ_r和推力横向偏转角Δβ_T通过无人机推力变向装置控制无人机的横向姿态：

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a=L_{\mathrm{\φ}}(\mathrm{\Δ\φ}-\mathrm{\Δ}{\mathrm{\φ}}_g)+L_{\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}},$

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r=L_{\mathrm{\ψ}}(\mathrm{\Δ\ψ}-{\mathrm{\Δ\ψ}}_g)+L_{\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}},$

${\mathrm{\Δ\β}}_T=K_{\mathrm{T\φ}}(\mathrm{\Δ\φ}-{\mathrm{\Δ\φ}}_g)+K_{\mathrm{T\ψ}}(\mathrm{\Δ\ψ}-{\mathrm{\Δ\ψ}}_g)+K_{T\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}+K_{T\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}},$

其中，Δφ_g和Δψ_g分别为无人机滚转角增量参考值和偏航角增量参考值，L_φ为滚转角回路的舵面反馈增益，

为滚转角速率回路的舵面反馈增益，L_ψ为偏航角回路的舵面反馈增益，

为偏航角速率回路的舵面反馈增益，K_Tφ为滚转角回路的推力变向反馈增益，

为滚转角速率回路的推力变向反馈增益，K_Tψ偏航角回路的推力变向反馈增益，

为偏航角速率回路的推力变向反馈增益；

(3)基于无人机推力变向装置的无人机纵向轨迹控制方法如下：

将无人机航迹坐标下推力纵向偏转角

和无人机的俯仰角θ，滚转角φ，偏航角ψ，航迹倾斜角μ，航迹方位角经过矩阵变换得到机体坐标系下推力纵向偏转角Δα_T和机体坐标系下推力横向偏转角Δβ_T并与升降舵偏转角Δδ_e通过无人机推力变向装置控制无人机的纵向轨迹：

${\mathrm{\Δ\θ}}_g=L_h(\mathrm{\Δh}-{\mathrm{\Δh}}_g)+L_{\stackrel{\·}{h}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{h},$

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e=L_{\mathrm{\θ}}(\mathrm{\Δ\θ}-{\mathrm{\Δ\θ}}_g)+L_{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}},$

$\mathrm{\Δ}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\α}}}_T=K_{\mathrm{Th}}(\mathrm{\Δh}-{\mathrm{\Δh}}_g)+K_{T\stackrel{\·}{h}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{h},$

其中，Δh_g分别为无人机高度偏差参考值，Δh为高度偏差，

为高度偏差变化率，L_h为高度回路舵面反馈增益，

为高度变化率回路舵面反馈增益，K_Th为高度回路推力变向反馈增益，

为高度变化率回路推力变向反馈增益；

(4)基于推力偏转控制的横向轨迹控制方法如下：

将无人机航迹坐标下推力横向偏转角

和无人机的俯仰角θ，滚转角φ，偏航角ψ，航迹倾斜角μ，航迹方位角

经过矩阵变换得到机体坐标系下推力纵向偏转角Δα_T和机体坐标系下推力横向偏转角Δβ_T并与副翼舵偏转角Δδ_a、方向舵偏转角Δδ_r通过无人机推力变向装置控制无人机的横向轨迹：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\Δ\φ}}_g=L_d\mathrm{\Δd}+L_{\stackrel{\·}{d}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{d}\\ \mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a=L_{\mathrm{\φ}}(\mathrm{\Δ\φ}-\mathrm{\Δ}{\mathrm{\φ}}_g)+L_{\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\\ {\mathrm{\Δ\δ}}_r=L_{\mathrm{\ψ}}(\mathrm{\Δ\ψ}-{\mathrm{\Δ\ψ}}_g)+L_{\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right.,$

$\mathrm{\Δ}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_T=K_{\mathrm{Td}}\mathrm{\Δd}+K_{T\stackrel{\·}{d}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{d}$

其中，Δd是偏航距离，

为偏航距离的变化率，L_d为偏航距离回路的舵面反馈增益，

为偏航距离变化率回路的舵面反馈增益K_Td为偏航距离回路的推力变向反馈增益，

为偏航距变化率回路推力变向反馈增益。

本发明为了达到发动机在两个自由度方向上的偏转，采用发动机推力变向装置，该装置由两个舵机、万向球头、舵机基座和关节轴承组成。无人机的发动机安装在发动机底座上，两个舵机和万向球头的一端连接发动机底座，另一端与无人机机体相连。通过飞控计算机控制两个舵机联合运动，可以实现发动机推力的二维偏转，增加无人机的控制操纵量。

针对无人机的姿态控制问题，在气动舵面控制的基础上，增加推力变向控制，提出了基于气动操纵面与推力变向的混合姿态控制策略，纯粹的气动舵面控制可能出现效率不足，舵面饱和等问题，推力变向控制能够有效的弥补上述不足，增强无人机的扰动抑制能力，改善姿态控制效果。

针对无人机的轨迹控制问题，设计了由姿态内回路和轨迹外回路组成的控制策略，姿态回路的控制量是三个气动操纵面，轨迹回路的控制量是两个推力偏转角。单纯的采用气动舵面进行无人机的轨迹控制时，轨迹回路是在姿态控制回路外增加位置信息的闭环构成，这是由于每一个气动舵面只能实现单自由度的运动，从而在轨迹控制设计中必需遵循特定的次序：舵面-姿态-轨迹。本发明所设计的推力变向控制为二自由度的运动，其设计过程不再受到单自由度运动的约束，可以直接针对轨迹控制的需求，对推力提供二自由度的偏转，使推力偏转-轨迹之间产生直接的联系。基于高度差、偏航距等轨迹信息的推力变向控制技术能够实现无人机的较好控制，提高了轨迹控制精度。

附图说明

图1：(a)推力变向装置的机械结构图，(b)图(a)的A-A截面图，(c)图(a)的B处局部放大图；

图2：推力变向无人机的俯仰角控制***结构图；

图3：推力变向无人机的横侧姿态控制***结构图；

图4：推力变向无人机纵向轨迹控制***结构图；

图5：推力变向无人机横向轨迹控制***结构图。

图1中：

1螺旋桨     2发动机   3万向球头

4发动机底座 5关节轴承 6球头连接杆

7无人机机体 8舵机基座 9X向舵机

10Y向舵机

图2至图5中：

θ    俯仰角                     Δθ_g    俯仰角增量参考值

φ    滚转角                     Δφ_g    滚转角增量参考值

ψ    偏航角                     Δψ_g    偏航角增量参考值

Δθ  俯仰角增量                  

      俯仰角速率

Δφ  滚转角增量                  

      滚转角速率

Δψ  偏航角增量                  

      偏航角速率

航迹坐标系下推力纵向偏转角      Δα_T   机体坐标系下推力纵向偏转角

航迹坐标系下推力横向偏转角      Δβ_T   机体坐标系下推力横向偏转角

μ    航迹倾斜角                         航迹方位角

Δh_g  高度偏差增量参考值         Δd      偏航距离

Δh   高度偏差                    

       偏航距离变化率

高度偏差变化率                  Δδ_a    副翼舵偏转角

Δδ_e 升降舵偏转角                Δδ_r    方向舵偏转角

L_θ   俯仰角回路的舵面反馈增益     

    俯仰角速率回路的舵面反馈增益

K_Tθ  俯仰角回路的推力变向反馈增益     俯仰角速率回路的推力变向反馈增益

L_ψ    偏航角回路的舵面反馈增益                

偏航角速率回路的舵面反馈增益

L_φ    滚转角回路的舵面反馈增益                

滚转角速率回路的舵面反馈增益

K_Tφ   滚转角回路的推力变向反馈增益            K_Tψ    偏航角回路的推力变向反馈增益

滚转角速率回路的推力变向反馈增益             

偏航角速率回路的推力变向反馈增益

L_h     高度回路舵面反馈增益                    高度变化率回路舵面反馈增益

K_Th    高度回路推力变向反馈增益                

高度变化率回路推力变向反馈增益

L_d    偏航距离回路的舵面反馈增益               

偏航距离变化率回路的舵面反馈增益

K_Td    偏航距离回路的推力变向反馈增益          

偏航距变化率回路推力变向反馈增益

具体实施方式

下面结合附图对发明的技术方案进行详细说明：

一、推力变向装置

在图1所示的推力变向设计中，其变向***由X向舵机9、Y向舵机10、万向球头3、舵机基座8和两个关节轴承5等机构组成，无人机的发动机2安装于发动机底座4之上。万向球头3安装在发动机底座4的中心位置，舵机通过关节轴承5与发动机底座相连接，两个关节轴承安装在发动机底座平面内，以万向球头为中心的平面直角坐标系的X轴正向和Y轴正向。舵机的另一端通过舵机基座与无人机机体7连接，万向球头也通过连接杆与机体连接。通过飞控计算机控制2个舵机的联合运动，可以实现发动机的二维偏转运动。由于整个飞机的推力作用在舵机的两个推拉杆和-个万向球头上，因此在本发明中选用滚珠丝杆作为舵机的推拉杆，以承受较大的推力。本发明所设计的无人机推力变向装置具有体积小、重量轻、结构强度高等特点，可以实现无人机推力的二维偏转，增加无人机的控制操纵量。

二、推力变向无人机的控制方法

1、姿态回路的推力变向控制

无人机的姿态控制回路是飞行控制中的重要环节。针对无人机的姿态控制问题，本发明提出了基于气动操纵面与可变推力的混合姿态控制策略。无人机的纵向姿态控制指的是对无人机的俯仰角控制，采用推力变向技术的无人机俯仰角控制***结构如图2所示。其控制律可以表述为：

${\mathrm{\Δ\δ}}_e=L_{\mathrm{\θ}}(\mathrm{\Δ\θ}-{\mathrm{\Δ\θ}}_g)+L_{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}---\left(1\right)$

${\mathrm{\Δ\α}}_T=K_{\mathrm{T\θ}}(\mathrm{\Δ\θ}-{\mathrm{\Δ\θ}}_g)+K_{T\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}---\left(2\right)$

式(1)是混合姿态控制策略中的气动舵面控制部分。混合姿态控制策略中的推力变向控制部分采用式(2)所示的控制律，其中Δα_T为机体坐标系下推力纵向偏转角，由俯仰角偏差及其变化率决定。式(2)中俯仰角回路的推力变向反馈增益K_Tθ＜0，则当俯仰角偏差Δθ-Δθ_g＞0时，机体坐标系下推力纵向偏转角Δα_T＜0，从而发动机推力在机体坐标系的Z向分量小于0，进而可知，推力变向控制所引起的俯仰力矩为负，使飞机产生低头运动，从而减小俯仰角偏差。项用于对飞机俯仰振荡运动增加阻尼作用。

的引入，使得式(2)中的Δα_T相位超前于角偏差信号Δθ-Δθ_g，在角偏差信号仍为正值时，Δα_T提前变号为正，产生抬头力矩，阻止飞机继续低头运动。

无人机的横向姿态控制指的是对无人机的横滚角和偏航角的控制，采用推力变向技术的无人机横侧姿态控制***结构如图3所示。其控制律可以表述为：

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a=L_{\mathrm{\φ}}(\mathrm{\Δ\φ}-\mathrm{\Δ}{\mathrm{\φ}}_g)+L_{\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}---\left(3\right)$

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r=L_{\mathrm{\ψ}}(\mathrm{\Δ\ψ}-{\mathrm{\Δ\ψ}}_g)+L_{\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}---\left(4\right)$

${\mathrm{\Δ\β}}_T=K_{\mathrm{T\φ}}(\mathrm{\Δ\φ}-{\mathrm{\Δ\φ}}_g)+K_{\mathrm{T\ψ}}(\mathrm{\Δ\ψ}-{\mathrm{\Δ\ψ}}_g)+K_{T\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}+K_{T\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}---\left(5\right)$

式(3)和式(4)分别表述了副翼舵和方向舵与飞机滚转角偏差Δφ-Δφ_g和偏航角偏差Δψ-Δψ_g之间的对应关系，属于气动舵面控制。推力横向偏转角Δβ_T由飞机的偏航角偏差，滚转角偏差，及其各自的变化率

乘以相应的回路增益，再求和而得到。在式(5)中，K_Tφ＜0，K_Tψ＞0。当Δφ-Δφ_g＞0时，K_Tφ(Δφ-Δφ_g)＜0，相应产生的Δβ_T＜0，发动机推力在机体坐标系的Y向分量小于0，从而推力变向引起的滚转力矩为负，飞机发生左滚运动，从而减小滚转角偏差。同理，当Δψ-Δψ_g＞0时，K_Tψ(Δψ-Δψ_g)＞0，相应产生的Δβ_T＞0，推力变向引起的偏航力矩为负，飞机发生左转运动，从而减小偏航角偏差。

和

的作用是增加***阻尼，减小***的振荡，式(5)中

由于

的引入，使得式(5)中的Δβ_T相位超前于角偏差信号Δφ-Δφ_g，在Δφ-Δφ_g仍为正值时，Δβ_T提前变号为正，产生右滚力矩，阻止飞机继续左滚运动。同理的引入，使得Δβ_T相位超前于角偏差信号Δψ-Δψ_g，在Δψ-Δψ_g仍为正值时，Δβ_T提前变号为负，产生右转力矩，阻止飞机继续左转运动。

2、轨迹回路的推力变向控制

针对无人机的轨迹控制问题，本发明设计了由姿态内回路和轨迹外回路组成的混合控制策略，姿态回路的控制量是三个气动操纵面，轨迹回路的控制量为两个推力偏转角。

无人机的纵向轨迹控制一般是指飞行高度的稳定和控制。在姿态控制设计中，由于存在常值干扰力矩等扰动，使***存在姿态角的静差，因而导致高度发生漂移，为此，在纵向轨迹控制的设计中，引入高度差传感器，使***根据高度差信息直接控制飞机的飞行姿态，从而改变航迹倾角，实现对飞行高度的闭环稳定与控制。

应用推力变向技术到无人机的高度控制中，考虑到发动机安装位置远离无人机的质心，附加直接力矩的作用大于附加直接力，设计基于推力变向控制和气动舵面控制相结合的无人机纵向轨迹控制***结构如图4所示，其控制律可表述为：

${\mathrm{\Δ\θ}}_g=L_h(\mathrm{\Δh}-{\mathrm{\Δh}}_g)+L_{\stackrel{\·}{h}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{h}---\left(6\right)$

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e=L_{\mathrm{\θ}}(\mathrm{\Δ\θ}-{\mathrm{\Δ\θ}}_g)+L_{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}---\left(7\right)$

$\mathrm{\Δ}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\α}}}_T=K_{\mathrm{Th}}(\mathrm{\Δh}-{\mathrm{\Δh}}_g)+K_{T\stackrel{\·}{h}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{h}---\left(8\right)$

式(6)和式(7)是纵向轨迹回路的气动舵面控制律。式(8)是纵向轨迹回路的推力变向控制律，其中K_Th＜0，

当高度偏差Δh-Δh_g＞0时，航迹坐标下推力纵向偏转角

推力在航迹坐标系的Z向分量即推力存在向上的分量，同时由于发动机安装在无人机的质心后方，因而产生的附加力矩使飞机发生低头运动，从而使高度降低，减小高度偏差。高度变化率项

的引入，使得飞机在降低高度过程中，提前产生

信号，从而抑制飞机的起伏振荡运动。式(8)中的

可以通过航迹坐标系到机体坐标系的转换关系，换算为发动机在机体坐标系下的偏转角度α_T，β_T。

无人机的侧向轨迹控制***是以偏航角和滚转角控制***为内回路构成的，一般通过倾斜转弯方式对侧向偏离进行修正和控制，对于侧向轨迹控制***而言，航向和滚转两个通道的协调控制方式与侧向角运动的控制方式是一致的。基于推力变向控制和气动舵面控制相结合的无人机横向轨迹控制***结构如图5所示，其控制律可描述为

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\Δ\φ}}_g=L_d\mathrm{\Δd}+L_{\stackrel{\·}{d}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{d}\\ \mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a=L_{\mathrm{\φ}}(\mathrm{\Δ\φ}-\mathrm{\Δ}{\mathrm{\φ}}_g)+L_{\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\\ {\mathrm{\Δ\δ}}_r=L_{\mathrm{\ψ}}(\mathrm{\Δ\ψ}-{\mathrm{\Δ\ψ}}_g)+L_{\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right.---\left(9\right)$

$\mathrm{\Δ}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_T=K_{\mathrm{Td}}\mathrm{\Δd}+K_{T\stackrel{\·}{d}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{d}---\left(10\right)$

式(9)是横向轨迹回路的气动舵面控制律，式(10)是横向轨迹回路的推力变向控制律，其中K_Td＞0，

当飞机与预定航线的偏航距离Δd＞0时(飞机位于预定航线的右侧)，航迹坐标下推力横向偏转角

由于推力在航迹坐标的Y向分量即推力存在向右的分量，同时又由于发动机安装在无人机的质心后方，因而产生的附加力矩使飞机发生左转运动，飞机向预定航线的左侧方向运动，从而减小偏航距离。

Claims (3)

1.一种无人机推力变向装置，其特征在于由两个舵机即X向舵机和Y向舵机、万向球头、舵机基座、关节轴承、发动机底座组成；其中无人机的发动机安装于发动机底座上部，万向球头的头部安装在发动机底座下部的中心位置，万向球头的底部通过球头连接杆与舵机基座连接，两个舵机的一端分别通过关节轴承与发动机底座下部相连接，两个关节轴承安装在发动机底座下部的平面内，两个舵机的另一端分别通过舵机基座与无人机机体连接。

2.根据权利要求1所述的一种无人机推力变向装置，其特征在于所述两个舵机采用滚珠丝杆作为推拉杆。

3.基于权利要求1所述的一种无人机推力变向装置的无人机控制方法，其特征在于：

(1)基于无人机推力变向装置的无人机纵向姿态控制方法如下：

将无人机当前实时俯仰角速率

经过积分环得到无人机当前实时飞机俯仰角增量Δθ，得到升降舵偏转角Δδ_e和机体坐标系下推力纵向偏转角Δα_T通过无人机推力变向装置控制无人机的纵向姿态：

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e=L_{\mathrm{\θ}}(\mathrm{\Δ\θ}-\mathrm{\Δ}{\mathrm{\θ}}_g)+L_{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{\mathrm{\θ}},$

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\α}}_T=K_{\mathrm{T\θ}}(\mathrm{\Δ\θ}-\mathrm{\Δ}{\mathrm{\θ}}_g)+K_{T\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{\mathrm{\θ}},$

其中，Δθ_g为无人机俯仰角增量参考值，L_θ为俯仰角回路的舵面反馈增益，

为俯仰角速率回路的舵面反馈增益，K_Tθ为俯仰角回路的推力变向反馈增益，

为俯仰角速率回路的推力变向反馈增益；

(2)基于无人机推力变向装置的无人机横向姿态控制方法如下：

将无人机当前实时滚转角速率

和偏航角速率

分别经过积分环得到无人机当前实时飞机滚转角增量Δφ和飞机偏航角增量Δψ，得到副翼舵偏转角Δδ_a、方向舵偏转角Δδ_r和推力横向偏转角Δβ_T通过无人机推力变向装置控制无人机的横向姿态：

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a=L_{\mathrm{\φ}}(\mathrm{\Δ\φ}-\mathrm{\Δ}{\mathrm{\φ}}_g)+L_{\stackrel{.}{\mathrm{\φ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{\mathrm{\φ}},$

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r=L_{\mathrm{\ψ}}(\mathrm{\Δ\ψ}-\mathrm{\Δ}{\mathrm{\ψ}}_g)+L_{\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}},$

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\β}}_T=K_{\mathrm{T\φ}}(\mathrm{\Δ\φ}-\mathrm{\Δ}{\mathrm{\φ}}_g)+K_{\mathrm{T\ψ}}(\mathrm{\Δ\ψ}-\mathrm{\Δ}{\mathrm{\ψ}}_g)+K_{T\stackrel{.}{\mathrm{\φ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{\mathrm{\φ}}+K_{T\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}},$

其中，Δφ_g和Δψ_g分别为无人机滚转角增量参考值和偏航角增量参考值，L_φ为滚转角回路的舵面反馈增益，

为滚转角速率回路的舵面反馈增益，L_ψ为偏航角回路的舵面反馈增益，

为偏航角速率回路的舵面反馈增益，K_Tφ为滚转角回路的推力变向反馈增益，

为滚转角速率回路的推力变向反馈增益，K_Tψ偏航角回路的推力变向反馈增益，

为偏航角速率回路的推力变向反馈增益；

(3)基于无人机推力变向装置的无人机纵向轨迹控制方法如下：

将无人机航迹坐标下推力纵向偏转角

和无人机的俯仰角θ，滚转角φ，偏航角ψ，航迹倾斜角μ，航迹方位角

经过矩阵变换得到机体坐标系下推力纵向偏转角Δα_T和机体坐标系下推力横向偏转角Δβ_T并与升降舵偏转角Δδ_e通过无人机推力变向装置控制无人机的纵向轨迹：

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\θ}}_g=L_h(\mathrm{\Δh}-\mathrm{\Δ}{h}_g)+L_{\stackrel{.}{h}}\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{h},$

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e=L_{\mathrm{\θ}}(\mathrm{\Δ\θ}-\mathrm{\Δ}{\mathrm{\θ}}_g)+L_{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{\mathrm{\θ}},$

$\mathrm{\Δ}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\α}}}_T=K_{\mathrm{Th}}(\mathrm{\Δh}-\mathrm{\Δ}{h}_g)+K_{T\stackrel{.}{h}}\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{h},$

其中，Δh_g分别为无人机高度偏差参考值，Δh为高度偏差，

为高度偏差变化率，L_h为高度回路舵面反馈增益，

为高度变化路舵面反馈增益，K_Th为高度回路推力变向反馈增益，

为高度变化率回路推力变向反馈增益；

(4)基于推力偏转控制的横向轨迹控制方法如下：

将无人机航迹坐标下推力横向偏转角

和无人机的俯仰角θ，滚转角φ，偏航角ψ，航迹倾斜角μ，航迹方位角

经过矩阵变换得到机体坐标系下推力纵向偏转角Δα_T和机体坐标系下推力横向偏转角Δβ_T并与副翼舵偏转角Δδ_a、方向舵偏转角Δβ_r通过无人机推力变向装置控制无人机的横向轨迹：

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}{\mathrm{\φ}}_g=L_d\mathrm{\Δd}+L_{\stackrel{.}{d}}\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{d}\\ \mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a=L_{\mathrm{\φ}}(\mathrm{\Δ\φ}-\mathrm{\Δ}{\mathrm{\φ}}_g)+L_{\stackrel{.}{\mathrm{\φ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{\mathrm{\φ}}\\ \mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r=L_{\mathrm{\ψ}}(\mathrm{\Δ\ψ}-\mathrm{\Δ}{\mathrm{\ψ}}_g)+L_{\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right.,$

$\mathrm{\Δ}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_T=K_{\mathrm{Td}}\mathrm{\Δd}+K_{T\stackrel{.}{d}}\mathrm{\Δ}\stackrel{.}{d},$

其中，Δd是偏航距离，

为偏航距离的变化率，L_d为偏航距离回路的舵面反馈增益，

为偏航距离变化率回路的舵面反馈增益K_Td为偏航距离回路的推力变向反馈增益，

为偏航距变化率回路推力变向反馈增益。

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