CN104044734A - 具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机及控制***和方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机，该无人机在结构上包括设置在连接杆上的多个旋翼、在机身左右两侧对称安置的一对可在垂直于机身方向和平行于机身方向之间倾斜的机翼和在机翼上安装的两个可与机翼同步倾斜的旋翼。本发明还提供一种具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机控制***及其控制方法。本发明的无人机姿态完全由对称布局的设置在连接杆上的旋翼***完成，设置在机翼上的旋翼只提供推力，不影响姿态，从而实现了姿态控制与速度控制的解耦，降低了动态模型的复杂性和控制难度，利用机翼的空气动力学效应提供附加的升力，提高了多旋翼无人机的飞行速度、承重能力和续航效能。

Description

具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机及控制***和方法

技术领域

本发明涉及航空动力机械技术领域，具体是一种具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机及控制***和方法。

背景技术

结合直升机可在小场地垂直起降、悬停和固定翼飞机可利用机翼的空气动力效应产生升力以提高效能的优点，自上世纪五十年代人们开始研制集这两种优势于一体的具有可变结构的载人飞行器。这种飞行器大都采用传统固定翼飞机的机身设计，在两个主翼的末端安装两个角度可向前倾斜的旋翼。起降时，旋翼面朝上提供升力；而在空中改成平飞时，旋翼面向前倾斜直至垂直于机身，提供水平方向的推力，从而借助机翼的空气动力效应产生升力，提高飞行器的效能。这类飞行器主要有旋翼倾斜式和机翼倾斜式两种结构。

在商业化的小型可倾斜双旋翼的无人飞行器研制中，最有代表性的是美国贝尔公司在1998年研发的Bell Eagle Eye。它长5.6米，高1.88米，翼展6.37米，最高时速每小时360千米，可承载91千克。尽管其旋翼直径达3.05米，由于不需载人，两个发动机都安装在机身内部而不是机翼的末端，通过机械传动来驱动旋翼的转动。这种设计减轻了机翼末端的承载，从而改善了回转震颤的问题。南京航空航天大学的宋彦国等研制了一种采用传统固定翼机身与机翼布局的可倾斜双旋翼小型无人机。

在基于四旋翼机的研究方面，日本信州大学和千叶大学的SatoshiSuzuki等人于2010年研制了一款小型倾斜机翼无人机QUW-UAV。该设计是一个四旋翼***。在垂直飞行时，四个旋翼全部朝上，俯仰和横滚由四个旋翼的转速差来调节，航向则由副翼控制。当平飞时，俯仰和横滚由调节四个副翼来控制,而航向则由四个旋翼的转速差来调节。文献着重介绍了垂直飞行的姿态控制飞行试验结果，但没有涉及过渡模式与平飞模式的实施和控制。2011年法国Compiegne大学和墨西哥法国-墨西哥计算科学与控制实验室Gerardo Ramon等人研制的倾斜旋翼无人机。该飞机采用的是固定机翼，通过可倾斜的四个旋翼来改变飞行的模式。它的由起飞-悬停-平飞-悬停-降落的过渡都是通过改变四个旋翼的倾角和转速来完成的。有关文献对***的运动学和动力学建模、控制和***开发做了介绍，并给出了在垂直起飞与悬停的姿态控制试验结果。但同样没有关于过渡模式与平飞模式飞行试验的介绍。2011年土耳其Sabanic大学的Kaan T.Oner等研制了一款名为SUVAI的小型倾斜机翼四旋翼无人机。这一类基于四旋翼的设计将四个旋翼在机身两侧的前后对称布局，其姿态与飞行的速度控制通过四个旋翼的转速与倾角协调来完成。上述三种变结构***存在如下不足之处：

在垂直起降与水平飞行相互过渡的阶段，飞机的姿态和速度是由协调前后旋翼(和机翼)的多个倾角和旋翼转速来完成，极易导致力/转矩与多个倾角和旋翼转速之间的耦合。同时，由于旋翼(和机翼)在机身两侧的前后排列，机翼的倾斜会引起飞机惯性参数的大幅度变化甚至质心的位移，进一步增加了控制难度。

另一个潜在问题是控制的实现问题，由于飞行控制要解算由所需的力/转矩到最后控制量即多个倾角和旋翼转速的映射，控制的有效实现要求在给出所需的力/转矩信号后，旋翼的转速和倾角必须有解。基于现有的设计布局的耦合效应，使得这种关系由一组非线性方程描述，可能导致求解上的困难。

发明内容

本发明的目的在于提供一种具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机及控制***和方法，以实现多旋翼无人机姿态控制与速度控制的解耦，降低控制难度，简化控制算法，并降低能耗。

本发明的技术方案为：

一种具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机，包括机身以及均匀分布于机身周边的偶数个旋翼，其中两个旋翼分别通过对称设置于机身两侧的一对机翼与机身连接，其余旋翼分别通过呈中心对称分布的连接杆与机身连接，所述机翼与连接杆的交点与机身质心重合；

所述机翼与机身转动连接，所述连接杆与机身固定连接，在垂直起降模式下，机翼平面倾斜至与连接杆所在平面垂直，在水平飞行模式下，机翼平面倾斜至与连接杆所在平面平行或重合；

装设于机翼上的两个旋翼与机翼同步倾斜，其电机转轴始终位于机翼平面上且与机翼转轴垂直，其电机转轴距机身质心的距离相等且旋转方向相反；装设于各个连接杆上的旋翼，其电机转轴距机身质心的距离相等且旋转方向依照相邻相反的次序交错分布。

所述的具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机，所述机身采用流线型空心圆柱体结构。

所述的具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机，所述机翼平面的形状为矩形或梯形。

所述的一种具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机控制***，包括主控制器、地面监控***、地面遥控单元、测量单元、电机驱动单元、旋翼电机和伺服电机；

所述主控制器，用于根据地面遥控单元发送的遥控指令和测量单元发送的飞行参数，生成驱动旋翼电机和伺服电机的控制信号；

所述地面监控***，用于实时观测无人机的飞行状态，通过无线传输模块与主控制器进行数据交换；

所述地面遥控单元，用于向主控制器发送遥控指令并接收主控制器的应答信号；

所述测量单元，用于实时测量无人机的各种飞行参数，包括GPS单元、高度测量单元、惯性测量单元和机翼倾角测量单元，通过总线接口电路与主控制器进行数据交换；

所述电机驱动单元，用于根据主控制器输出的控制信号，驱动伺服电机和旋翼电机旋转；

所述旋翼电机，用于带动旋翼桨旋转；

所述伺服电机，用于控制机翼和装设于机翼上的两个旋翼的倾斜角度，使得无人机从一种飞行模式转换成另外一种飞行模式。

所述的具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机控制***，所述主控制器包括理想轨迹生成模块、理想姿态生成模块、轨迹误差计算模块、姿态误差计算模块、机翼倾角误差计算模块、平动控制模块、姿态控制模块、机翼倾角控制模块和混合机制模块；

所述理想轨迹生成模块，用于根据预设的路标点列生成无人机的理想飞行轨迹；

所述理想姿态生成模块，用于根据无人机的理想飞行轨迹生成无人机的理想飞行姿态；

所述平动误差计算模块，用于计算出无人机理想飞行轨迹点和理想飞行速度与GPS单元和高度测量单元所测得的当前轨迹点和当前速度之间的平动误差，并送至平动控制模块；

所述姿态误差计算模块，用于计算出无人机理想飞行姿态的俯仰角、横滚角和偏航角与惯性测量单元所测得的当前姿态的俯仰角、横滚角和偏航角之间的姿态误差，并送至姿态控制模块；

机翼倾角误差计算模块,用于计算出机翼倾斜的理想角度与机翼倾角测量单元所测得的机翼倾斜的当前角度之间的机翼倾角误差，并送至机翼倾角控制模块；

平动控制模块，用于对平动误差计算模块输出的平动误差进行调整，计算出作用于无人机质心的三维线性推力，并将该力信号经过由大地坐标系到机体坐标系的姿态转换后送至混合机制模块，所述三维线性推力包括设置在连接杆上的旋翼产生的推力、设置在机翼上的旋翼产生的推力和机翼产生的升力；

姿态控制模块，用于对姿态误差计算模块输出的姿态误差进行调整，计算出由设置在连接杆上的旋翼产生的作用于无人机质心的三维转矩，并将该转矩信号经过系数变换后送至混合机制模块；

机翼倾角控制模块，用于根据机翼倾角误差计算模块输出的机翼倾角误差，计算出机翼倾斜的调整量并将其送至混合机制模块；

混合机制模块，用于生成驱动旋翼电机和伺服电机的控制信号，以控制旋翼电机的转速和机翼相对于机身的倾角。

所述的一种具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机控制***的控制方法，包括以下步骤：

(1)根据预设的路标点列生成无人机的理想飞行轨迹和理想飞行姿态；

(2)将GPS单元和高度测量单元所测得的当前轨迹点和当前速度与理想轨迹点和理想速度进行比较，计算出无人机的平动误差；

(3)平动控制模块对平动误差进行调整，按照如下平动控制律计算出作用于无人机质心的三维线性推力，并将该力信号经过由大地坐标系到机体坐标系的姿态转换后送至混合机制模块：

$\begin{array}{c}\left(\begin{array}{ccc}\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ f_X\end{array}\right]& +& \left[\begin{array}{c}\cos \mathrm{\α}{f}_{\mathrm{LR}}\\ 0\\ \sin \mathrm{\α}{f}_{\mathrm{LR}}\end{array}\right]\end{array}\right)+\left[\begin{array}{c}{f}_{\mathrm{AIRx}}(\mathrm{\α},{\stackrel{\·}{p}}_x)\\ 0\\ f_{\mathrm{AIRz}}(\mathrm{\α},{\stackrel{\·}{p}}_x)\end{array}\right]\\ =R^T\left(\mathrm{\Ω}\right)[g={\stackrel{\·\·}{p}}_d+K_d(\stackrel{\·}{p}-{\stackrel{\·}{p}}_d)+K_p(p-p_d)]\end{array},$

其中，f_X表示设置在连接杆上的旋翼产生的推力，f_LR表示设置在机翼上的两个可倾斜旋翼产生的推力，f_AIR表示机翼在空气动力作用下产生的升力，α表示可控可测的机翼倾角，p和分别对应表示无人机的三维线性轨迹和速度，p_d、和分别对应表示理想的三维线性轨迹、速度和加速度，g表示重力加速度矢量常数，R(Ω)表示姿态矩阵，K_d和K_p均表示正定对角常数矩阵；

(4)将惯性测量单元所测得的当前姿态的俯仰角、横滚角和偏航角与理想姿态的俯仰角、横滚角和偏航角进行比较，计算出无人机的姿态误差；

(5)姿态控制模块对姿态误差进行调整，按照如下姿态控制律计算出由设置在连接杆上的旋翼产生的作用于无人机质心的三维转矩，并将该转矩信号经过系数变换后送至混合机制模块：

$\mathrm{\τ}=I\left(\mathrm{\α}\right)\{{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\Ω}}}_d+{K_d}^{\mathrm{\Ω}}(\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}-{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_d)+{K_p}^{\mathrm{\Ω}}(\mathrm{\Ω}-{\mathrm{\Ω}}_d)+\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_y{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_z(I_{\mathrm{zz}}\left(\mathrm{\α}\right)-I_{\mathrm{yy}}\left(\mathrm{\α}\right))\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_x{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_z(I_{\mathrm{xx}}\left(\mathrm{\α}\right)-I_{\mathrm{zz}}\left(\mathrm{\α}\right))\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_x{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_y(I_{\mathrm{yy}}\left(\mathrm{\α}\right)-I_{\mathrm{xx}}\left(\mathrm{\α}\right))\end{array}\right]\},$

当机翼倾角对无人机的惯量矩阵影响较小时，将惯量矩阵视为常数矩阵，则姿态控制律为：

$\mathrm{\τ}=I\{{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\Ω}}}_d+{K_d}^{\mathrm{\Ω}}(\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}-{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_d)+{K_p}^{\mathrm{\Ω}}(\mathrm{\Ω}-{\mathrm{\Ω}}_d)+\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_y{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_z(I_{\mathrm{zz}}-I_{\mathrm{yy}})\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_x{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_z(I_{\mathrm{xx}}-I_{\mathrm{zz}})\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_x{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_y(I_{\mathrm{yy}}-I_{\mathrm{xx}})\end{array}\right]\},$

其中，τ表示由设置在连接杆上的旋翼产生的作用于无人机质心的三维转矩，α表示机翼倾角，I(α)表示无人机的惯量矩阵，I表示常数矩阵，Ω表示欧拉角矢量，Ω_d、和分别表示理想的姿态角度、角速度和角加速度，K_dΩ和K_pΩ均表示正定对角常数矩阵；

(6)将机翼倾角测量单元所测得的机翼倾斜的当前角度与理想角度进行比较，计算出机翼倾角误差；

(7)机翼倾角控制模块根据机翼倾角误差，计算出机翼倾斜的调整量并将其送至混合机制模块；

(8)混合机制模块将平动控制模块输出的力信号、姿态控制模块输出的转矩信号和机翼倾角控制模块输出的机翼倾斜的调整量，转换成旋翼电机转速命令和伺服电机转动角度命令，生成驱动旋翼电机和伺服电机的控制信号。

本发明的有益效果为：

1、由于机翼所产生的升力和与机翼同步倾斜的旋翼所产生的推力都直接作用于机身质心，不论它们倾斜至什么角度，所述升力和推力均不会对机身质心产生转矩而影响无人机的姿态；

2、无人机的姿态完全由对称布局的设置在连接杆上的旋翼***完成，设置在机翼上的旋翼只提供推力，不影响姿态，从而实现了姿态控制与速度控制的解耦，降低了动态模型的复杂性和控制难度；

3、与经典的直升机和现有的多旋翼无人机相比，本发明的无人机在垂直起降时可将一对机翼和其上的两个旋翼调整到垂直方向以提供必要的垂直升力，保持传统直升机可在原地垂直起降的特点，而在水平飞行时可将一对机翼和其上的两个旋翼调整到水平方向，如同固定翼飞机的机翼一样，利用机翼的空气动力学效应提供附加的升力，以提高多旋翼无人机的飞行速度、承重能力和续航效能。

附图说明

图1是本发明的多旋翼无人机整体结构示意图；

图2是本发明的多旋翼无人机垂直起降模式俯视图；

图3是本发明的多旋翼无人机水平飞行模式俯视图；

图4是本发明的多旋翼无人机水平飞行模式主视图；

图5是本发明的多旋翼无人机过渡飞行模式主视图；

图6是本发明的多旋翼无人机控制***框图；

图7是本发明的多旋翼无人机控制原理示意图。

具体实施方式

下面以六旋翼无人机为例进一步说明本发明。

如图1所示，一种具有可倾斜机翼和旋翼的微小型六旋翼无人机，包括机身1、对称设置在机身1左右两侧的两个机翼2、呈中心对称设置在机身1周边的四个连接杆3以及六个旋翼4，旋翼4由旋翼桨41和旋翼电机42构成，旋翼电机42采用直流无刷电机。其中两个旋翼4分别对称装设在两个机翼2远离机身1的一端，其余四个旋翼4分别对称装设在四个连接杆3远离机身1的一端。

机身1采用流线型空心圆柱体结构以降低飞行时的空气阻力。机翼2转动连接于机身1，其平面形状为矩形。两个机翼2垂直于机身方向(即向左右延伸)，组成“一”字型结构，可同步在垂直方向和水平方向之间进行倾斜。安装在机翼2上的旋翼4可与机翼2同步倾斜，其旋翼电机42的转轴始终位于机翼2的平面上且与机翼2的转轴垂直，两个旋翼电机42的转速相同但转向相反。两个机翼2在空气动力效应下产生的升力和与其同步倾斜的两个旋翼4产生的推力都直接作用于无人机的质点及其左右两侧的垂直延长线上。

连接杆3固定连接于机身1，四个连接杆3组成“X”型结构，两个机翼2的转轴过“X”型结构的交点且与“X”型结构前部(或后部)两个旋翼电机42的连线平行。由于整个无人机的质量分布是对称的，从而使得无人机的质心位于机身1的几何中心，即“一”字型与“X”型结构的交点。上述同种部件的参数相同，“X”型结构上的四个旋翼4距机身质心的距离相等，“一”字型结构左右两个旋翼4对称分布。

以大地平面作为参考平面，设无人机重力为G，空气阻力和摩擦力之和为f_b。无人机起降时，机身1、四个连接杆3皆与大地平面平行，固定在连接杆3上的四个旋翼4面朝上，其旋翼电机42的转轴垂直于参考平面；两个机翼2的矩形平面与大地平面垂直，其上的两个旋翼4也都面朝上，其旋翼电机42的转轴也垂直于参考平面，故机翼2上的两个旋翼电机42与连接杆3上的四个旋翼电机42在平行于参考平面的同一平面上，六个旋翼电机42带动旋翼桨41旋转，转速均为Ω，旋转方向如图2所示，每个旋翼电机42产生向上的升力分别为F_a＝kΩ²，其中k为常数。由于六个旋翼电机42转速相等，“X”型结构同一对角线上的两个旋翼电机42旋转方向相同，并且两对对角线上的旋翼电机42旋转方向相反，“一”字型结构两端对称分布的旋翼电机42旋转方向相反，因此，无人机总力矩平衡，它所受到的总升力F＝6F_a。当总升力大于重力与空气阻力和摩擦力之和时，即F>f_b+G时，无人机垂直起飞，同时增大或者减小六个旋翼电机42的转速可以使得无人机上升或者下降到指定的高度。相比普通的四旋翼无人机，本发明的多旋翼无人机结构在起降时具有更大的升力。

当无人机由垂直起降模式向水平飞行模式过渡时，两个机翼2的矩形平面向飞行方向逐渐倾斜直到与参考平面平行，无人机进入水平飞行模式，如图3、图4所示，此时，机翼2上的两个旋翼4面朝前，两个旋翼电机42的转轴与参考平面平行，产生水平向前的推力。连接杆3上的四个旋翼4产生向上的升力，机翼2平面由于飞行的气流差会产生垂直机翼2平面且向上的力，因而增大了升力，相对于普通的四旋翼无人机纯粹由旋翼电机4产生升力，可以大大降低能量消耗。若将可倾斜机翼2的质量做得尽量的轻，并使其上左右两个旋翼电机42的质心尽量接近机身1质心横向延长线，以至于机翼2倾斜角的变化不对机身1的惯量矩阵产生影响，致使无人机总体的惯量矩阵可近似为不受机翼2倾斜所影响的常量。在这种条件下，机翼2所产生的升力和与机翼2同步倾斜的旋翼4所产生的推力都直接作用于无人机质心，它们几乎不对无人机的姿态造成影响，只改变无人机的平动状态。例如，当无人机向前平飞时，只需同时加大机翼2上两个旋翼电机42(L、R)的转速，而连接杆3上的四个旋翼电机42(FL、FR、BL、BR)的转速不变就可以实现；无人机的俯仰，由调节“X”型结构前后两对旋翼电机42(“FL、FR”与“BL、BR”)的转速差来实现；它的横滚，由调节“X”型结构左右两对旋翼电机42(“FL、BL”与“FR、BR”)的转速差来实现，而其航向角控制由调节“X”型结构两对对角线旋翼电机42(“FL、BR”与“FR、BL”)的转速差来实现。即姿态完全由“X”型结构来控制，从而使得位移和姿态控制相分离，大大降低无人机控制难度，简化控制算法。

无人机垂直起飞后转为水平飞行模式的过程，称为过渡飞行模式。如图5所示，在过渡飞行模式中，机翼2上的两个旋翼电机42(L、R)随着机翼2倾斜，逐渐脱离其余四个旋翼电机42(FL、FR、BL、BR)所在平面，而机翼2平面逐渐与这四个旋翼电机42(FL、FR、BL、BR)所在平面重合或者平行，这是一个相对不稳定的飞行模式，可以通过合适的算法使得整个过渡时间变得很短，使得旋翼电机42处于平衡状态，避免产生震荡，使无人机在整个过渡过程不产生姿态和位移的变化，并迅速转为稳定的水平飞行模式。当无人机由水平飞行向垂直降落过渡时，机翼2的矩形平面由平行于参考平面逐渐倾斜到与参考平面垂直，无人机的水平速度逐渐降低，直至悬停于降落点的正上方，此时，六个旋翼4处于与参考平面平行的同一平面内，提供向上的升力，然后同步降低转速，使无人机平稳地垂直降落。

如图6所示，一种具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机控制***，包括设置在机体上的主控制器5、测量单元8、电机驱动单元9、伺服电机10和六个旋翼电机42以及设置在地面上的地面监控***6和地面遥控单元7。其中，主控制器5主要由高性能的嵌入式芯片及其***总线接口电路组成，主控制器5根据接收的地面遥控单元7发送的遥控指令和测量单元8发送的飞行参数，生成驱动伺服电机10和六个旋翼电机42的控制信号，以使无人机达到特定的飞行状态；地面监控***6通过无线传输模块与主控制器5进行数据交换，用于实时观测无人机的飞行状态；地面遥控单元7用于向主控制器5发送遥控指令并接收主控制器5的应答信号；测量单元8包括GPS单元81、高度测量单元82、惯性测量单元83和机翼倾角测量单元84，通过总线接口电路与主控制器5进行数据交换，实时测量无人机的各种飞行参数；电机驱动单元9用于根据主控制器5输出的控制信号，驱动伺服电机10和六个旋翼电机42旋转；伺服电机10用于控制机翼2和安装在机翼2上的两个旋翼4的倾斜角度，使得无人机从一种飞行模式转换成另外一种飞行模式；旋翼电机42用于带动旋翼桨41旋转。

如图7所示，主控制器5包括理想轨迹生成模块、理想姿态生成模块、平动误差计算模块、姿态误差计算模块、机翼倾角误差计算模块、平动控制模块、姿态控制模块、机翼倾角控制模块和混合机制模块。其中，理想轨迹生成模块，用于根据预设的路标点列生成无人机的理想飞行轨迹；理想姿态生成模块，用于根据无人机的理想飞行轨迹生成无人机的理想飞行姿态；平动误差计算模块，用于计算出无人机理想轨迹点p_d和理想速度v_d与GPS单元81和高度测量单元82所测得的当前轨迹点p_c和当前速度v_c之间的平动误差，并送至平动控制模块；姿态误差计算模块，用于计算出无人机理想姿态的俯仰角θ_d、横滚角φ_d和偏航角ψ_d与惯性测量单元83所测得的当前姿态的俯仰角θ_c、横滚角φ_c和偏航角ψ_c之间的姿态误差，并送至姿态控制模块；机翼倾角误差计算模块,用于计算出机翼倾斜的理想角度α_d与机翼倾角测量单元84所测得的机翼倾斜的当前角度α_c之间的机翼倾角误差，并送至机翼倾角控制模块；平动控制模块，用于对平动误差计算模块输出的平动误差进行调整，计算出作用于无人机质心的三维线性推力，并将该力信号经过由大地坐标系到机体坐标系的姿态转换后送至混合机制模块；姿态控制模块，用于对姿态误差计算模块输出的姿态误差进行调整，计算出由设置在连接杆上的四个旋翼产生的作用于无人机质心的三维转矩，并将该转矩信号经过系数变换后送至混合机制模块；机翼倾角控制模块，用于根据机翼倾角误差计算模块输出的机翼倾角误差，计算出机翼倾斜的调整量并将其送至混合机制模块；混合机制模块，用于生成驱动六个旋翼电机42和一个伺服电机10的控制信号，以控制六个旋翼电机42的转速和机翼2相对于机身1的倾角。

在自主飞行中，无人机的理想轨迹和理想姿态由多点路径坐标形成，给出位置/速度和姿态命令函数，平动控制算法和姿态控制算法对平动误差和姿态误差分别进行调整，输出的力和转矩信号由混合机制转换为旋翼电机转速命令，驱动无人机飞行。当无人机自主完成垂直起飞进入水平飞行模式时，机翼由垂直向水平倾斜机制启动，无人机进入转换模式向水平飞行模式过渡。反之亦然，当无人机距降落点上方的给定目标点为一定距离时，机翼由水平向垂直方向倾斜机制启动，以保证无人机悬停在预定的目标点之上，然后逐渐降落。

本发明的力-运动模型具有如下的一般形式：

$\begin{array}{c}I\left(\mathrm{\α}\right)\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}+\mathrm{\ω}\×\left(I\left(\mathrm{\α}\right)\mathrm{\ω}\right)=\mathrm{\τ}\\ m\stackrel{\·}{v}=R\left(\mathrm{\Ω}\right)f\left(\mathrm{\α}\right)+\mathrm{mg}\end{array}---\left(1\right)$

其中，ω表示整机的角速度矢量，且有其中Ω为欧拉角矢量；g表示重力加速度矢量常数；m表示机身和机翼的总体质量；R(Ω)表示姿态矩阵；α为可控可测的机翼倾角；表示作用于无人机质心的三维线性推力，包括设置在“X”连接杆上的四个旋翼的推力f_X、设置在机翼上的两个旋翼的推力f_LR(α)＝[cosα 0 sinα]^T f_LR和作为机翼倾角α和线速度函数的机翼升力该函数关系由理论分析，动力试验获得；τ表示由设置在“X”连接杆上的四个旋翼产生的作用于无人机质心的三维转动力矩；I(α)为作为机翼倾角α函数的无人机的惯量矩阵，其函数关系可由试验获得而为已知，当机翼倾角α对无人机的惯量矩阵I(α)影响可以忽略时，可将I(α)视为常数I。

设无人机机体坐标系遵循右手法则，其坐标原点o位于无人机质心，其坐标面xoy与各连接杆所在的平面重合，z轴垂直于各连接杆所在的平面；ox轴沿着机身纵向轴线并指向机头前方，oy轴指向机身右方。下述公式中出现的下标x、y、z均表示相应变量在无人机机体坐标系下的x、y、z分量。

由于无人机***结构对称于x和y轴，其惯量矩阵I(α)的非对角线元素皆为零，姿态方程为：

$I\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}+\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z(I_{\mathrm{zz}}-I_{\mathrm{yy}})\\ {\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_z(I_{\mathrm{xx}}-I_{\mathrm{zz}})\\ {\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y(I_{\mathrm{yy}}-I_{\mathrm{xx}})\end{array}\right]=\mathrm{\τ}$

在无人机***零姿态(三个姿态角都近似为0)附近，可近似为：

$I\stackrel{\·\·}{\mathrm{\Ω}}+\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_y{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_z(I_{\mathrm{zz}}-I_{\mathrm{yy}})\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_x{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_z(I_{\mathrm{xx}}-I_{\mathrm{zz}})\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_x{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_y(I_{\mathrm{yy}}-I_{\mathrm{xx}})\end{array}\right]=\mathrm{\τ}---\left(2\right)$

其中，Ω表示欧拉角矢量，引入理想的姿态角度Ω_d、角速度和角加速度姿态控制律：

$\mathrm{\τ}=I\{{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\Ω}}}_d+{K_d}^{\mathrm{\Ω}}(\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}-{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_d)+{K_p}^{\mathrm{\Ω}}(\mathrm{\Ω}-{\mathrm{\Ω}}_d)+\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_y{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_z(I_{\mathrm{zz}}-I_{\mathrm{yy}})\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_x{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_z(I_{\mathrm{xx}}-I_{\mathrm{zz}})\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_x{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_y(I_{\mathrm{yy}}-I_{\mathrm{xx}})\end{array}\right]\}---\left(3\right)$

其中，K_d ^Ω和K_p ^Ω均表示正定对角常数矩阵，可以保证姿态的稳定性。

对于平动方程，引入给出理想的三维线性轨迹p_d、速度和加速度平动方程可改写为：

$\stackrel{\·\·}{p}-{\stackrel{\·\·}{p}}_d+K_d(\stackrel{\·}{p}-{\stackrel{\·}{p}}_d)+K_p(p-p_d)=\mathrm{R\Ωf}/m+g-{\stackrel{\·\·}{p}}_d+K_d(\stackrel{\·}{p}-{\stackrel{\·}{p}}_d)+K_p(p-p_d)$

令上式右边为零，则有如下平动控制律，用以保证平动的稳定：

$\begin{array}{c}\left(\begin{array}{ccc}\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ f_X\end{array}\right]& +& \left[\begin{array}{c}\cos \mathrm{\α}{f}_{\mathrm{LR}}\\ 0\\ \sin \mathrm{\α}{f}_{\mathrm{LR}}\end{array}\right]\end{array}\right)+\left[\begin{array}{c}{f}_{\mathrm{AIRx}}(\mathrm{\α},{\stackrel{\·}{p}}_x)\\ 0\\ f_{\mathrm{AIRz}}(\mathrm{\α},{\stackrel{\·}{p}}_x)\end{array}\right]\\ =R^T\left(\mathrm{\Ω}\right)[g={\stackrel{\·\·}{p}}_d+K_d(\stackrel{\·}{p}-{\stackrel{\·}{p}}_d)+K_p(p-p_d)]\end{array}---\left(4\right)$

其中，f_X表示设置在“X”连接杆上的四个旋翼的推力，f_LR表示设置在机翼上的两个可倾斜旋翼的推力，f_AIRx和f_AIRz分别表示机翼在空气动力作用下产生的升力的x分量和z分量，R(Ω)表示姿态矩阵，K_d和K_p均表示正定对角常数矩阵。

用S_FL,S_FR,S_BL,S_BR,S_L和S_R分别表示六个旋翼的转速，f的z分量表示无人机z向推力，力/转矩至旋翼转速的映射由下式给出：

$\begin{array}{c}\left[\begin{array}{c}{S^2}_{\mathrm{FL}}\\ {S^2}_{\mathrm{FR}}\\ {S^2}_{\mathrm{BR}}\\ {S^2}_{\mathrm{BL}}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{cccc}1/b& \sqrt{2}/b& \sqrt{2}/b& 1/d\\ 1/b& -\sqrt{2}/b& \sqrt{2}/b& -1/d\\ 1/b& -\sqrt{2}/b& -\sqrt{2}/b& 1/d\\ 1/b& \sqrt{2}/b& -\sqrt{2}/b& 1/d\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{f}_z\\ {\mathrm{\τ}}_x\\ {\mathrm{\τ}}_y\\ {\mathrm{\τ}}_z\end{array}\right]\\ \left[\begin{array}{c}{S^2}_L\\ {S^2}_R\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{F}_{\mathrm{LR}}/\left(2b\right)\\ F_{\mathrm{LR}}/\left(2b\right)\end{array}\right]\end{array}---\left(5\right)$

其中，b、d是根据试验测得的旋翼动力学系数。

当机翼倾角α对无人机的惯量矩阵I(α)影响较大时，则要用理论分析和参数估计的方法获得倾角α与I(α)的关系，然后将姿态控制律(3)改为：

$\mathrm{\τ}=I\left(\mathrm{\α}\right)\{{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\Ω}}}_d+{K_d}^{\mathrm{\Ω}}(\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}-{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_d)+{K_p}^{\mathrm{\Ω}}(\mathrm{\Ω}-{\mathrm{\Ω}}_d)+\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_y{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_z(I_{\mathrm{zz}}\left(\mathrm{\α}\right)-I_{\mathrm{yy}}\left(\mathrm{\α}\right))\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_x{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_z(I_{\mathrm{xx}}\left(\mathrm{\α}\right)-I_{\mathrm{zz}}\left(\mathrm{\α}\right))\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_x{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_y(I_{\mathrm{yy}}\left(\mathrm{\α}\right)-I_{\mathrm{xx}}\left(\mathrm{\α}\right))\end{array}\right]\}---\left(6\right)$

考虑在多个离散点α_i,i＝1,2,3,...,n对I(α_i)进行列表，在不同的α_i值下调用相对的I(α_i)。由于I(α)不对平动方程造成任何影响，控制律(4)和(5)不变。

以上所述实时方式仅仅是对本发明的优选实施方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本发明的权利要求书确定的保护范围内。

Claims (6)

1.一种具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机，包括机身以及均匀分布于机身周边的偶数个旋翼，其特征在于：其中两个旋翼分别通过对称设置于机身两侧的一对机翼与机身连接，其余旋翼分别通过呈中心对称分布的连接杆与机身连接，所述机翼与连接杆的交点与机身质心重合；

所述机翼与机身转动连接，所述连接杆与机身固定连接，在垂直起降模式下，机翼平面倾斜至与连接杆所在平面垂直，在水平飞行模式下，机翼平面倾斜至与连接杆所在平面平行或重合；

装设于机翼上的两个旋翼与机翼同步倾斜，其电机转轴始终位于机翼平面上且与机翼转轴垂直，其电机转轴距机身质心的距离相等且旋转方向相反；装设于各个连接杆上的旋翼，其电机转轴距机身质心的距离相等且旋转方向依照相邻相反的次序交错分布。

2.根据权利要求1所述的具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机，其特征在于：所述机身采用流线型空心圆柱体结构。

3.根据权利要求1所述的具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机，其特征在于：所述机翼平面的形状为矩形或梯形。

4.根据权利要求1所述的一种具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机控制***，其特征在于：包括主控制器、地面监控***、地面遥控单元、测量单元、电机驱动单元、旋翼电机和伺服电机；

所述主控制器，用于根据地面遥控单元发送的遥控指令和测量单元发送的飞行参数，生成驱动旋翼电机和伺服电机的控制信号；

所述地面监控***，用于实时观测无人机的飞行状态，通过无线传输模块与主控制器进行数据交换；

所述地面遥控单元，用于向主控制器发送遥控指令并接收主控制器的应答信号；

所述测量单元，用于实时测量无人机的各种飞行参数，包括GPS单元、高度测量单元、惯性测量单元和机翼倾角测量单元，通过总线接口电路与主控制器进行数据交换；

所述电机驱动单元，用于根据主控制器输出的控制信号，驱动伺服电机和旋翼电机旋转；

所述旋翼电机，用于带动旋翼桨旋转；

所述伺服电机，用于控制机翼和装设于机翼上的两个旋翼的倾斜角度，使得无人机从一种飞行模式转换成另外一种飞行模式。

5.根据权利要求4所述的具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机控制***，其特征在于：所述主控制器包括理想轨迹生成模块、理想姿态生成模块、轨迹误差计算模块、姿态误差计算模块、机翼倾角误差计算模块、平动控制模块、姿态控制模块、机翼倾角控制模块和混合机制模块；

所述理想轨迹生成模块，用于根据预设的路标点列生成无人机的理想飞行轨迹；

所述理想姿态生成模块，用于根据无人机的理想飞行轨迹生成无人机的理想飞行姿态；

所述平动误差计算模块，用于计算出无人机理想飞行轨迹点和理想飞行速度与GPS单元和高度测量单元所测得的当前轨迹点和当前速度之间的平动误差，并送至平动控制模块；

所述姿态误差计算模块，用于计算出无人机理想飞行姿态的俯仰角、横滚角和偏航角与惯性测量单元所测得的当前姿态的俯仰角、横滚角和偏航角之间的姿态误差，并送至姿态控制模块；

机翼倾角误差计算模块,用于计算出机翼倾斜的理想角度与机翼倾角测量单元所测得的机翼倾斜的当前角度之间的机翼倾角误差，并送至机翼倾角控制模块；

平动控制模块，用于对平动误差计算模块输出的平动误差进行调整，计算出作用于无人机质心的三维线性推力，并将该力信号经过由大地坐标系到机体坐标系的姿态转换后送至混合机制模块，所述三维线性推力包括设置在连接杆上的旋翼产生的推力、设置在机翼上的旋翼产生的推力和机翼产生的升力；

姿态控制模块，用于对姿态误差计算模块输出的姿态误差进行调整，计算出由设置在连接杆上的旋翼产生的作用于无人机质心的三维转矩，并将该转矩信号经过系数变换后送至混合机制模块；

机翼倾角控制模块，用于根据机翼倾角误差计算模块输出的机翼倾角误差，计算出机翼倾斜的调整量并将其送至混合机制模块；

混合机制模块，用于生成驱动旋翼电机和伺服电机的控制信号，以控制旋翼电机的转速和机翼相对于机身的倾角。

6.根据权利要求5所述的一种具有可倾斜机翼和旋翼的多旋翼无人机控制***的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1)根据预设的路标点列生成无人机的理想飞行轨迹和理想飞行姿态；

(2)将GPS单元和高度测量单元所测得的当前轨迹点和当前速度与理想轨迹点和理想速度进行比较，计算出无人机的平动误差；

(3)平动控制模块对平动误差进行调整，按照如下平动控制律计算出作用于无人机质心的三维线性推力，并将该力信号经过由大地坐标系到机体坐标系的姿态转换后送至混合机制模块：

$\begin{array}{c}\left(\begin{array}{ccc}\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ f_X\end{array}\right.& +& \left[\begin{array}{c}\cos \mathrm{\α}{f}_{\mathrm{LR}}\\ 0\\ \sin \mathrm{\α}{f}_{\mathrm{LR}}\end{array}\right]\end{array}\right)+\left[\begin{array}{c}{f}_{\mathrm{AIRx}}(\mathrm{\α},{\stackrel{\·}{p}}_x)\\ 0\\ f_{\mathrm{AIRz}}(\mathrm{\α},{\stackrel{\·}{p}}_x)\end{array}\right]\\ =R^T\left(\mathrm{\Ω}\right)[g={\stackrel{\·\·}{p}}_d+K_d(\stackrel{\·}{p}-{\stackrel{\·}{p}}_d)+K_p(p-p_d)]\end{array},$

其中，f_X表示设置在连接杆上的旋翼产生的推力，f_LR表示设置在机翼上的两个可倾斜旋翼产生的推力，f_AIR表示机翼在空气动力作用下产生的升力，α表示可控可测的机翼倾角，p和分别对应表示无人机的三维线性轨迹和速度，p_d、和分别对应表示理想的三维线性轨迹、速度和加速度，g表示重力加速度矢量常数，R(Ω)表示姿态矩阵，K_d和K_p均表示正定对角常数矩阵；

(4)将惯性测量单元所测得的当前姿态的俯仰角、横滚角和偏航角与理想姿态的俯仰角、横滚角和偏航角进行比较，计算出无人机的姿态误差；

(5)姿态控制模块对姿态误差进行调整，按照如下姿态控制律计算出由设置在连接杆上的旋翼产生的作用于无人机质心的三维转矩，并将该转矩信号经过系数变换后送至混合机制模块：

$\mathrm{\τ}=I\left(\mathrm{\α}\right)\{{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\Ω}}}_d+{K_d}^{\mathrm{\Ω}}(\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}-{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_d)+{K_p}^{\mathrm{\Ω}}(\mathrm{\Ω}-{\mathrm{\Ω}}_d)+\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_y{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_z(I_{\mathrm{zz}}\left(\mathrm{\α}\right)-I_{\mathrm{yy}}\left(\mathrm{\α}\right))\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_x{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_z(I_{\mathrm{xx}}\left(\mathrm{\α}\right)-I_{\mathrm{zz}}\left(\mathrm{\α}\right))\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_x{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_y(I_{\mathrm{yy}}\left(\mathrm{\α}\right)-I_{\mathrm{xx}}\left(\mathrm{\α}\right))\end{array}\right]\},$

当机翼倾角对无人机的惯量矩阵影响较小时，将惯量矩阵视为常数矩阵，则姿态控制律为：

$\mathrm{\τ}=I\{{\stackrel{\·\·}{\mathrm{\Ω}}}_d+{K_d}^{\mathrm{\Ω}}(\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}-{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_d)+{K_p}^{\mathrm{\Ω}}(\mathrm{\Ω}-{\mathrm{\Ω}}_d)+\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_y{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_z(I_{\mathrm{zz}}-I_{\mathrm{yy}})\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_x{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_z(I_{\mathrm{xx}}-I_{\mathrm{zz}})\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_x{\stackrel{\·}{\mathrm{\Ω}}}_y(I_{\mathrm{yy}}-I_{\mathrm{xx}})\end{array}\right]\},$

其中，τ表示由设置在连接杆上的旋翼产生的作用于无人机质心的三维转矩，α表示机翼倾角，I(α)表示无人机的惯量矩阵，I表示常数矩阵，Ω表示欧拉角矢量，Ω_d、和分别表示理想的姿态角度、角速度和角加速度，K_d ^Ω和K_p ^Ω均表示正定对角常数矩阵；

(6)将机翼倾角测量单元所测得的机翼倾斜的当前角度与理想角度进行比较，计算出机翼倾角误差；

(7)机翼倾角控制模块根据机翼倾角误差，计算出机翼倾斜的调整量并将其送至混合机制模块；

(8)混合机制模块将平动控制模块输出的力信号、姿态控制模块输出的转矩信号和机翼倾角控制模块输出的机翼倾斜的调整量，转换成旋翼电机转速命令和伺服电机转动角度命令，生成驱动旋翼电机和伺服电机的控制信号。