CN104590557A - 一种多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制方法及装置 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制方法及装置，当复合飞行器处于混合工作模式时，对复合飞行器的当前姿态角和姿态角指令求差，得到姿态角偏差信号，对姿态角偏差信号采用控制量分配技术进行运算处理后，分别配置到升降舵机、方向舵机、副翼舵机和多旋翼设备，从而使固定翼各舵机带动自身舵面偏转，多旋翼设备控制转速或桨距变化，固定翼和多旋翼各自产生的相应控制力，使机体向减小姿态角偏差方向运动，从而消除姿态角偏差。可以看出，本发明通过采用控制量分配技术，实现对固定翼舵面和多旋翼的转速或桨距的同时控制，完成了对复合飞行器的姿态控制，具备固定翼与多旋翼组成的复合飞行器在混合工作模式下的飞行控制功能。

Description

一种多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制方法及装置

技术领域

本发明涉及复合飞行器技术领域，更具体的说，涉及一种多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制方法及装置。

背景技术

由固定翼和多旋翼组成的复合飞行器是近年来出现的一种新型飞行器，复合飞行器综合了固定翼与多旋翼的优点，其既可以像直升机一样垂直起降和飞行，又可以像固定翼飞机一样起降和飞行，也可以使用两个动力***混合工作模式实现起降和飞行。

复合飞行器包括一个多旋翼动力***、一个固定翼动力***和一个控制***，固定翼动力***与多旋翼动力***在结构上相互独立，控制***包括固定翼控制***和多旋翼控制***，控制***可以控制固定翼控制***和多旋翼控制***单独工作或是协同工作。

当复合飞行器处于混合工作模式时，控制***通过控制固定翼控制***和多旋翼控制***协同工作实现固定翼动力***与多旋翼动力***的协同工作，从而实现复合飞行器完成直升机模式飞行和固定翼模式飞行间的转换。但是，在混合工作模式下，当复合飞行器的空速较小，甚至接近于零时，由于固定翼操作舵面产生的控制力较小，不足以完成对复合飞行器的控制，因此，目前采用控制多旋翼的转速或桨距的控制姿态来减小姿态角偏差，并不利用固定翼的操作舵面，从而造成资源浪费，导致控制***的控制效率低。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制方法及装置，以实现对固定翼舵面和多旋翼的同时控制，提高控制***的控制效率。

一种多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制方法，包括：

当复合飞行器处于混合工作模式时，获取惯性组合输出的所述复合飞行器的当前姿态角、当前角速度、当前速度和当前位置；

利用所述当前速度和当前位置，计算得到姿态角指令；

对所述当前姿态角和所述姿态角指令求差，得到姿态角偏差信号，所述姿态角偏差信号包括滚动姿态角偏差信号和俯仰姿态角偏差信号；

对所述姿态角偏差信号采用控制量分配技术进行运算处理后，分别配置到升降舵机、方向舵机、副翼舵机和多旋翼设备，以使固定翼各舵机带动自身舵面偏转，所述多旋翼设备控制转速或桨距变化。

优选的，所述对所述姿态角偏差信号采用控制量分配技术进行运算处理后，分别配置到升降舵机、方向舵机、副翼舵机和多旋翼设备的过程具体如下：

将所述姿态角偏差信号带入第一公式，得到滚动通道控制量U_x、偏航通道控制量U_y和俯仰通道控制量U_z，所述第一公式的表达式如下：

式中，k_x1W_x1(s)为滚动角速度静态增益及校正网络，k_x2W_x2(s)为滚动角静态增益及校正网络，k_y1W_y1(s)为偏航角速度静态增益及校正网络，k_z1W_z1(s)为俯仰角速度静态增益及校正网络，k_z2W_z2(s)为俯仰角静态增益及校正网络，ω_x为滚动角速度，ω_y为偏航角速度，ω_z为俯仰角速度，γ为滚动角，为俯仰角，γ_c为滚动角指令，俯仰角指令，(γ-γ_c)为滚动姿态角偏差信号，为俯仰姿态角偏差信号；

将获取的所述复合飞行器的当前空速带入第二公式，得到控制量分配系数η，所述当前空速由大气数据计算机测量得到，所述第二公式的表达式如下：

$\mathrm{\&eta;}=\left\{\begin{array}{cc}{(V/V_{\min })}^2& V<V_{\min }\\ 1& V\&GreaterEqual;V_{\min }\end{array}\right.,$

式中，V为复合飞行器的当前空速，V_min为固定翼失速速度；

利用第三公式分别计算副翼与旋翼滚动通道控制能力等效系数a_x、方向舵与旋翼偏航通道控制能力等效系数a_y、以及升降舵与旋翼俯仰通道控制能力等效系数a_z，所述第三公式的表达式如下：

$\left[\begin{array}{c}{a}_x\\ a_y\\ a_z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{M}_x^{T_x}/M_x^{{\mathrm{\&delta;}}_x}\\ M_y^{T_y}/M_y^{{\mathrm{\&delta;}}_y}\\ M_z^{T_z}/M_z^{{\mathrm{\&delta;}}_z}\end{array}\right],$

式中，为旋翼滚动通道控制力矩导数，为旋翼偏航通道控制力矩导数，为旋翼俯仰通道控制力矩导数，为副翼控制力矩导数，为方向舵控制力矩导数，为升降舵控制力矩导数；

将滚动通道控制量U_x、偏航通道控制量U_y和俯仰通道控制量U_z带入第四公式，得到副翼舵控量δ_x、方向舵舵控量δ_y和升降舵舵控量δ_z，所述第四公式表达式如下：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\&delta;}}_x\\ {\mathrm{\&delta;}}_y\\ {\mathrm{\&delta;}}_z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{U}_x\\ U_y\\ U_z\end{array}\right];$

将滚动通道控制量U_x、偏航通道控制量U_y、俯仰通道控制量U_z、控制量分配系数η、副翼与旋翼滚动通道控制能力等效系数a_x、方向舵与旋翼偏航通道控制能力等效系数a_y、以及升降舵与旋翼俯仰通道控制能力等效系数a_z带入第五公式，得到旋翼设备的旋翼通道控制量T_x、偏航通道控制量T_y和俯仰通道控制量T_z，所述第五公式的表达式如下：

$\left[\begin{array}{c}{T}_x\\ T_y\\ T_z\end{array}\right]=(1-\mathrm{\&eta;})\left[\begin{array}{c}{a}_x{U}_x\\ a_y{U}_y\\ a_z{U}_z\end{array}\right].$

优选的，当所述多旋翼设备采用四旋翼时，第一旋翼的控制量D₁、第二旋翼的控制量D₂、第三旋翼的控制量D₃和第四旋翼的控制量D₄的获取参见第六公式，所述第六公式的表达式为：

$\left[\begin{array}{c}{D}_1\\ D_2\\ D_3\\ D_4\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{T}_0+T_x-T_y+T_z\\ T_0+T_x+T_y+T_z\\ T_0-T_x-T_y-T_z\\ T_0-T_x+T_y-T_z\end{array}\right],$

式中，T₀为维持复合飞行器水平飞行的桨距或转速。

一种多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制装置，包括：

获取单元，用于当复合飞行器处于混合工作模式时，获取惯性组合输出的所述复合飞行器的当前姿态角、当前角速度、当前速度和当前位置；

计算单元，用于利用所述当前速度和当前位置，计算得到姿态角指令；

求差单元，用于对所述当前姿态角和所述姿态角指令求差，得到姿态角偏差信号，所述姿态角偏差信号包括滚动姿态角偏差信号和俯仰姿态角偏差信号；

配置单元，用于对所述姿态角偏差信号采用控制量分配技术进行运算处理后，分别配置到升降舵机、方向舵机、副翼舵机和多旋翼设备，以使固定翼各舵机带动自身舵面偏转，所述多旋翼设备控制转速或桨距变化。

优选的，所述配置单元包括：

通道控制量求取子单元，用于将所述姿态角偏差信号带入第一公式，得到滚动通道控制量U_x、偏航通道控制量U_y和俯仰通道控制量U_z，所述第一公式的表达式如下：

式中，k_x1W_x1(s)为滚动角速度静态增益及校正网络，k_x2W_x2(s)为滚动角静态增益及校正网络，k_y1W_y1(s)为偏航角速度静态增益及校正网络，k_z1W_z1(s)为俯仰角速度静态增益及校正网络，k_z2W_z2(s)为俯仰角静态增益及校正网络，ω_x为滚动角速度，ω_y为偏航角速度，ω_z为俯仰角速度，γ为滚动角，为俯仰角，γ_c为滚动角指令，俯仰角指令，(γ-γ_c)为滚动姿态角偏差信号，为俯仰姿态角偏差信号；

控制量分配系数求取单元，用于将获取的所述复合飞行器的当前空速带入第二公式，得到控制量分配系数η，所述当前空速由大气数据计算机测量得到，所述第二公式的表达式如下：

$\mathrm{\&eta;}=\left\{\begin{array}{cc}{(V/V_{\min })}^2& V<V_{\min }\\ 1& V\&GreaterEqual;V_{\min }\end{array}\right.,$

式中，V为复合飞行器的当前空速，V_min为固定翼失速速度；

控制能力等效系数求取单元，用于利用第三公式分别计算副翼与旋翼滚动通道控制能力等效系数a_x、方向舵与旋翼偏航通道控制能力等效系数a_y、以及升降舵与旋翼俯仰通道控制能力等效系数a_z，所述第三公式的表达式如下：

$\left[\begin{array}{c}{a}_x\\ a_y\\ a_z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{M}_x^{T_x}/M_x^{{\mathrm{\&delta;}}_x}\\ M_y^{T_y}/M_y^{{\mathrm{\&delta;}}_y}\\ M_z^{T_z}/M_z^{{\mathrm{\&delta;}}_z}\end{array}\right],$

式中，为旋翼滚动通道控制力矩导数，为旋翼偏航通道控制力矩导数，为旋翼俯仰通道控制力矩导数，为副翼控制力矩导数，为方向舵控制力矩导数，为升降舵控制力矩导数；

固定翼控制量分配子单元，用于将滚动通道控制量U_x、偏航通道控制量U_y和俯仰通道控制量U_z带入第四公式，得到副翼舵控量δ_x、方向舵舵控量δ_y和升降舵舵控量δ_z，所述第四公式表达式如下：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\&delta;}}_x\\ {\mathrm{\&delta;}}_y\\ {\mathrm{\&delta;}}_z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{U}_x\\ U_y\\ U_z\end{array}\right];$

多旋翼控制量分配子单元，用于将滚动通道控制量U_x、偏航通道控制量U_y、俯仰通道控制量U_z、控制量分配系数η、副翼与旋翼滚动通道控制能力等效系数a_x、方向舵与旋翼偏航通道控制能力等效系数a_y、以及升降舵与旋翼俯仰通道控制能力等效系数a_z带入第五公式，得到旋翼设备的旋翼通道控制量T_x、偏航通道控制量T_y和俯仰通道控制量T_z，所述第五公式的表达式如下：

$\left[\begin{array}{c}{T}_x\\ T_y\\ T_z\end{array}\right]=(1-\mathrm{\&eta;})\left[\begin{array}{c}{a}_x{U}_x\\ a_y{U}_y\\ a_z{U}_z\end{array}\right].$

优选的，当所述多旋翼设备采用四旋翼时，第一旋翼的控制量D₁、第二旋翼的控制量D₂、第三旋翼的控制量D₃和第四旋翼的控制量D₄的获取参见第六公式，所述第六公式的表达式为：

$\left[\begin{array}{c}{D}_1\\ D_2\\ D_3\\ D_4\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{T}_0+T_x-T_y+T_z\\ T_0+T_x+T_y+T_z\\ T_0-T_x-T_y-T_z\\ T_0-T_x+T_y-T_z\end{array}\right],$

式中，T₀为维持复合飞行器水平飞行的桨距或转速。

从上述的技术方案可以看出，本发明提供了一种多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制方法及装置，当复合飞行器处于混合工作模式时，对复合飞行器的当前姿态角和姿态角指令求差，得到姿态角偏差信号，对姿态角偏差信号采用控制量分配技术进行运算处理后，分别配置到升降舵机、方向舵机、副翼舵机和多旋翼设备，从而使固定翼各舵机带动自身舵面偏转，多旋翼设备控制转速或桨距变化，固定翼和多旋翼各自产生的相应控制力，使机体向减小姿态角偏差方向运动，从而消除姿态角偏差。可以看出，本发明通过采用控制量分配技术，实现对固定翼舵面和多旋翼的转速或桨距的同时控制，完成了对复合飞行器的姿态控制，具备固定翼与多旋翼组成的复合飞行器在混合工作模式下的飞行控制功能，相比现有技术采用仅控制多旋翼的转速和桨距的方法而言，本发明充分利用了资源，从而提高了控制***的控制效率。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例公开的一种多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制***图；

图2为本发明实施例公开的一种多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制方法流程图；

图3为本发明实施例公开的一种多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制装置的结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明实施例公开了一种多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制方法及装置，以实现对固定翼舵面和多旋翼的同时控制，提高控制***的控制效率。

参见图1，本发明实施例公开了一种多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制***图，包括：惯性组合1、大气数据计算机2、升降舵机3、方向舵机4、副翼舵机5、多旋翼设备6和飞控计算机7；

飞控计算机7分别与惯性组合1、大气数据计算机2、升降舵机3、方向舵机4、副翼舵机5和多旋翼设备6连接。

需要说明的是，本实施例还可以根据飞控架构的不同相应的减少或增加设备，例如，增加GNSS(Global Navigation Satellite System，全球卫星导航***)接收***，减少方向舵机4。

惯性组合1可以用位置陀螺+速率陀螺+GNSS代替，飞控计算机7和惯性组合1可集成为导航控制器。

参见图2，本发明实施例公开的一种多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制方法流程图，包括步骤：

步骤S11、当复合飞行器处于混合工作模式时，获取惯性组合1输出的所述复合飞行器的当前姿态角、当前角速度、当前速度和当前位置；

其中，惯性组合1是集成了三轴角速度陀螺、三轴加速度计和导航解算板的惯性导航测量装置，三轴角速度陀螺用于测量机组绕俯仰轴的角速度、偏航轴的角速度和滚动轴的角速度；三轴加速度计用于测量机组绕俯仰轴的加速度、偏航轴的加速度和滚动轴的加速度；导航解算板内设置有导航算法。

对机组绕俯仰轴的角速度、偏航轴的角速度和滚动轴的角速度采用导航算法可以得到复合飞行器的当前姿态角。

由机组绕俯仰轴的角速度、偏航轴的角速度、滚动轴的角速度、绕俯仰轴的加速度、偏航轴的加速度和滚动轴的加速度计算得到复合飞行器的当前速度。

根据复合飞行器的当前速度可以得到复合飞行器的当前位置。

其中，当前角速度包括：滚动角速度、偏航角速度和俯仰角速度。

步骤S12、利用所述当前速度和当前位置，计算得到姿态角指令；

计算姿态角指令的方法很多，其中一种常用的方法如下：

俯仰角指令根据爬升、平飞、下降等不同阶段采用不同的固定值；

滚动角指令γ_c计算公式如下：

$\left[\begin{array}{c}{a}_{\mathrm{fc}}\\ a_{\mathrm{hc}}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}-2\frac{V_n}{L_1}(\stackrel{\&CenterDot;}{H}+\frac{V_n}{L_1}\mathrm{\&Delta;H})\\ -2\frac{V_n}{L_2}(\stackrel{\&CenterDot;}{z}+\frac{V_n}{L_2}z)\end{array}\right],$

式中，a_fc为法向加速度指令，单位为m/s²；

a_hc为横向加速度指令，单位为m/s²；

V_n为飞行器地速，单位为m/s；

L₁为法向导引系数；

L₂为横向导引系数；

H为飞行高度，单位为m；

ΔH为飞行器与预定飞行高度的距离，单位为m；

z为飞行器与航路的距离，单位为m。

滚动角指令单位为rad。

步骤S13、对所述当前姿态角和所述姿态角指令求差，得到姿态角偏差信号；

其中，所述姿态角偏差信号包括滚动姿态角偏差信号、偏航姿态角偏差信号和俯仰姿态角偏差信号。

步骤S14、对所述姿态角偏差信号采用控制量分配技术进行运算处理后，分别配置到升降舵机3、方向舵机4、副翼舵机5和多旋翼设备6，以使固定翼各舵机带动自身舵面偏转，所述多旋翼设备6控制转速或桨距变化。

优选的，多旋翼设备6采用四旋翼。

综上可以看出，本发明提供的多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制方法，当复合飞行器处于混合工作模式时，对复合飞行器的当前姿态角和姿态角指令求差，得到姿态角偏差信号，对姿态角偏差信号采用控制量分配技术进行运算处理后，分别配置到升降舵机3、方向舵机4、副翼舵机5和多旋翼设备6，从而使固定翼各舵机带动自身舵面偏转，多旋翼设备6控制转速或桨距变化，固定翼和多旋翼各自产生的相应控制力，使机体向减小姿态角偏差方向运动，从而消除姿态角偏差。可以看出，本发明通过采用控制量分配技术，实现对固定翼舵面和多旋翼的转速和桨距的同时控制，完成了对复合飞行器的姿态控制，具备固定翼与多旋翼组成的复合飞行器在混合工作模式下的飞行控制功能，相比现有技术采用仅控制多旋翼的转速和桨距的方法而言，本发明充分利用了资源，从而提高了控制***的控制效率。

其次，由于固定翼舵面在空速较低的情况下控制效率低，多旋翼的转速或桨距在空速较大的情况下能耗较大，因此，本发明通过同时控制固定翼舵面和多旋翼的转速或桨距，可以实现两者之间的互补，从而提高控制效率，降低能耗。

再次，随着复合飞行器空速的逐步增加，可充分利用固定翼舵面的控制能力，减少多旋翼造成的阻力，提高复合飞行器的加速性，降低固定翼动力***的能耗。

进一步，固定翼舵面和多旋翼可共用一个飞控计算机和传感器，从而减少控制***器件，降低成本。

最后，本发明还可以实现多旋翼控制到固定翼舵面控制的平稳过渡，避免切换时的扰动。

为进一步对本发明的工作原理进行说明，当复合飞行器处于混合工作模式时，对所述姿态角偏差信号采用控制量分配技术进行运算处理后，分别配置到升降舵机3、方向舵机4、副翼舵机5和多旋翼设备6的过程，具体阐述如下：

第一步：利用姿态角偏差信号计算通道控制量；

将姿态角偏差信号带入第一公式(1)，得到滚动通道控制量U_x、偏航通道控制量U_y和俯仰通道控制量U_z，第一公式(1)的表达式如下：

式中，k_x1W_x1(s)为滚动角速度静态增益及校正网络；

k_x2W_x2(s)为滚动角静态增益及校正网络；

k_y1W_y1(s)为偏航角速度静态增益及校正网络；

k_z1W_z1(s)为俯仰角速度静态增益及校正网络；

k_z2W_z2(s)为俯仰角静态增益及校正网络；

ω_x为滚动角速度，单位rad/s；

ω_y为偏航角速度，单位rad/s；

ω_z为俯仰角速度，单位rad/s；

γ为滚动角，单位rad；

为俯仰角，单位rad；

γ_c为滚动角指令，单位rad；

俯仰角指令，单位rad。

第二步：计算通道控制量分配系数；

将获取的所述复合飞行器的当前空速带入第二公式得到控制量分配系数η，所述当前空速由大气数据计算机2测量得到，第二公式(2)的表达式如下：

$\mathrm{\&eta;}=\left\{\begin{array}{cc}{(V/V_{\min })}^2& V<V_{\min }\\ 1& V\&GreaterEqual;V_{\min }\end{array}\right.---\left(2\right),$

式中，V为复合飞行器的当前空速，单位m/s；

V_min为固定翼失速速度，单位m/s。

其中，V_min是一个固定值。

需要说明的是，本发明采用通道控制量分配系数随复合飞行器飞行状态实时计算技术，可以实现旋翼控制到固定翼舵面控制的平稳过渡。

通道控制量分配系数的计算并不局限于上述方法，还可以采用其它方法，例如采用动压计算。

第三步：计算控制能力等效系数；

利用第三公式(3)分别计算副翼与旋翼滚动通道控制能力等效系数a_x、方向舵与旋翼偏航通道控制能力等效系数a_y、以及升降舵与旋翼俯仰通道控制能力等效系数a_z，第三公式(3)的表达式如下：

$\left[\begin{array}{c}{a}_x\\ a_y\\ a_z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{M}_x^{T_x}/M_x^{{\mathrm{\&delta;}}_x}\\ M_y^{T_y}/M_y^{{\mathrm{\&delta;}}_y}\\ M_z^{T_z}/M_z^{{\mathrm{\&delta;}}_z}\end{array}\right]---\left(3\right),$

式中，为旋翼滚动通道控制力矩导数；

为旋翼偏航通道控制力矩导数；

为旋翼俯仰通道控制力矩导数；

为副翼控制力矩导数；

为方向舵控制力矩导数；

为升降舵控制力矩导数。

需要说明的是，本发明通过采用控制能力等效系数技术，可以实现固定翼舵面和旋翼控制量协调分配。

其中，在某些情况下，控制能力等效系数也可以采用控制力乘力臂来计算。

第四步：对固定翼控制量分配；

将滚动通道控制量U_x、偏航通道控制量U_y和俯仰通道控制量U_z带入第四公式(4)，得到副翼舵控量δ_x、方向舵舵控量δ_y和升降舵舵控量δ_z，第四公式(4)表达式如下：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\&delta;}}_x\\ {\mathrm{\&delta;}}_y\\ {\mathrm{\&delta;}}_z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{U}_x\\ U_y\\ U_z\end{array}\right]---\left(4\right),$

其中，副翼舵控量δ_x、方向舵舵控量δ_y和升降舵舵控量δ_z的单位均为rad。

第五步，对多旋翼控制量分配；

将滚动通道控制量U_x、偏航通道控制量U_y、俯仰通道控制量U_z、控制量分配系数η、副翼与旋翼滚动通道控制能力等效系数a_x、方向舵与旋翼偏航通道控制能力等效系数a_y、以及升降舵与旋翼俯仰通道控制能力等效系数a_z带入第五公式(5)，得到旋翼设备的旋翼通道控制量T_x、偏航通道控制量T_y和俯仰通道控制量T_z，第五公式(5)的表达式如下：

$\left[\begin{array}{c}{T}_x\\ T_y\\ T_z\end{array}\right]=(1-\mathrm{\&eta;})\left[\begin{array}{c}{a}_x{U}_x\\ a_y{U}_y\\ a_z{U}_z\end{array}\right]---\left(5\right).$

本领域技术人员都公知的是，多旋翼设备6至少有四个旋翼，由于多旋翼设备6多采用四旋翼，因此，本发明在多旋翼设备6为四旋翼时，对各旋翼的控制量分配进行了说明，具体参见第六公式(6)，

$\left[\begin{array}{c}{D}_1\\ D_2\\ D_3\\ D_4\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{T}_0+T_x-T_y+T_z\\ T_0+T_x+T_y+T_z\\ T_0-T_x-T_y-T_z\\ T_0-T_x+T_y-T_z\end{array}\right]---\left(6\right),$

式中，D₁为第一旋翼的控制量；

D₂为第二旋翼的控制量；

D₃为第三旋翼的控制量；

D₄为第四旋翼的控制量；

T₀为维持复合飞行器水平飞行的桨距或转速。

其中，上述的第一步、第二步和第三步的执行顺序并不局限于本申请公开的顺序，同样，第四步和第五步的执行顺序并不局限于本申请公开的顺序。

需要说明的是，根据上述内容，获得的多于四旋翼的其他旋翼的控制量分配式也属于本发明的保护范围。

与上述方法实施例相对应，本发明还提供了一种多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制***。

参见图3，本发明实施例公开的一种多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制装置的结构示意图，包括

获取单元21，用于当复合飞行器处于混合工作模式时，获取惯性组合输出的所述复合飞行器的当前姿态角、当前角速度、当前速度和当前位置；

其中，当前角速度包括：滚动角速度、偏航角速度和俯仰角速度。

计算单元22，用于利用所述当前速度和当前位置，计算得到姿态角指令；

求差单元23，用于对所述当前姿态角和所述姿态角指令求差，得到姿态角偏差信号，所述姿态角偏差信号包括滚动姿态角偏差信号和俯仰姿态角偏差信号；

配置单元24，用于对所述姿态角偏差信号采用控制量分配技术进行运算处理后，分别配置到升降舵机、方向舵机、副翼舵机和多旋翼设备，以使固定翼各舵机带动自身舵面偏转，所述多旋翼设备控制转速或桨距变化。

优选的，多旋翼设备6采用四旋翼。

综上可以看出，本发明提供的多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制方法，当复合飞行器处于混合工作模式时，对复合飞行器的当前姿态角和姿态角指令求差，得到姿态角偏差信号，对姿态角偏差信号采用控制量分配技术进行运算处理后，分别配置到升降舵机3、方向舵机4、副翼舵机5和多旋翼设备6，从而使固定翼各舵机带动自身舵面偏转，多旋翼设备6控制转速或桨距变化，固定翼和多旋翼各自产生的相应控制力，使机体向减小姿态角偏差方向运动，从而消除姿态角偏差。可以看出，本发明通过采用控制量分配技术，实现对固定翼舵面和多旋翼的转速和桨距的同时控制，完成了对复合飞行器的姿态控制，具备固定翼与多旋翼组成的复合飞行器在混合工作模式下的飞行控制功能，相比现有技术采用仅控制多旋翼的转速和桨距的方法而言，本发明充分利用了资源，从而提高了控制***的控制效率。

其次，由于固定翼舵面在空速较低的情况下控制效率低，多旋翼的转速或桨距在空速较大的情况下能耗较大，因此，本发明通过同时控制固定翼舵面和多旋翼的转速或桨距，可以实现两者之间的互补，从而提高控制效率，降低能耗。

再次，随着复合飞行器空速的逐步增加，可充分利用固定翼舵面的控制能力，减少多旋翼造成的阻力，提高复合飞行器的加速性，降低固定翼动力***的能耗。

进一步，固定翼舵面和多旋翼可共用一个飞控计算机和传感器，从而减少控制***器件，降低成本。

最后，本发明还可以实现多旋翼控制到固定翼舵面控制的平稳过渡，避免切换时的扰动。

为进一步对本发明的工作原理进行说明，当复合飞行器处于混合工作模式时，配置单元包括：通道控制量求取子单元、控制量分配系数求取单元、控制能力等效系数求取单元、固定翼控制量分配子单元和多旋翼控制量分配子单元；

通道控制量求取子单元，用于将姿态角偏差信号带入第一公式(1)，得到滚动通道控制量U_x、偏航通道控制量U_y和俯仰通道控制量U_z，第一公式(1)的表达式如下：

式中，k_x1W_x1(s)为滚动角速度静态增益及校正网络；

k_x2W_x2(s)为滚动角静态增益及校正网络；

k_y1W_y1(s)为偏航角速度静态增益及校正网络；

k_z1W_z1(s)为俯仰角速度静态增益及校正网络；

k_z2W_z2(s)为俯仰角静态增益及校正网络；

ω_x为滚动角速度，单位rad/s；

ω_y为偏航角速度，单位rad/s；

ω_z为俯仰角速度，单位rad/s；

γ为滚动角，单位rad；

为俯仰角，单位rad；

γ_c为滚动角指令，单位rad；

俯仰角指令，单位rad；

第二步：计算通道控制量分配系数；

控制量分配系数求取单元，用于将获取的所述复合飞行器的当前空速带入第二公式得到控制量分配系数η，所述当前空速由大气数据计算机2测量得到，第二公式(2)的表达式如下：

$\mathrm{\&eta;}=\left\{\begin{array}{cc}{(V/V_{\min })}^2& V<V_{\min }\\ 1& V\&GreaterEqual;V_{\min }\end{array}\right.---(2),$

式中，V为复合飞行器的当前空速，单位m/s；

V_min为固定翼失速速度，单位m/s。

其中，V_min是一个固定值。

需要说明的是，本发明采用通道控制量分配系数随复合飞行器飞行状态实时计算技术，可以实现旋翼控制到固定翼舵面控制的平稳过渡。

通道控制量分配系数的计算并不局限于上述方法，还可以采用其它方法，例如采用动压计算。

控制能力等效系数求取单元，用于利用第三公式(3)分别计算副翼与旋翼滚动通道控制能力等效系数a_x、方向舵与旋翼偏航通道控制能力等效系数a_y、以及升降舵与旋翼俯仰通道控制能力等效系数a_z，第三公式(3)的表达式如下：

$\left[\begin{array}{c}{a}_x\\ a_y\\ a_z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{M}_x^{T_x}/M_x^{{\mathrm{\&delta;}}_x}\\ M_y^{T_y}/M_y^{{\mathrm{\&delta;}}_y}\\ M_z^{T_z}/M_z^{{\mathrm{\&delta;}}_z}\end{array}\right]---\left(3\right),$

式中，为旋翼滚动通道控制力矩导数；

为旋翼偏航通道控制力矩导数；

为旋翼俯仰通道控制力矩导数；

为副翼控制力矩导数；

为方向舵控制力矩导数；

为升降舵控制力矩导数。

需要说明的是，本发明通过采用控制能力等效系数技术，可以实现固定翼舵面和旋翼控制量协调分配。

其中，在某些情况下，控制能力等效系数也可以采用控制力乘力臂来计算。

固定翼控制量分配子单元，用于将滚动通道控制量U_x、偏航通道控制量U_y和俯仰通道控制量U_z带入第四公式(4)，得到副翼舵控量δ_x、方向舵舵控量δ_y和升降舵舵控量δ_z，第四公式(4)表达式如下：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\&delta;}}_x\\ {\mathrm{\&delta;}}_y\\ {\mathrm{\&delta;}}_z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{U}_x\\ U_y\\ U_z\end{array}\right]---\left(4\right),$

其中，副翼舵控量δ_x、方向舵舵控量δ_y和升降舵舵控量δ_z的单位均为rad。

多旋翼控制量分配子单元，用于将滚动通道控制量U_x、偏航通道控制量U_y、俯仰通道控制量U_z、控制量分配系数η、副翼与旋翼滚动通道控制能力等效系数a_x、方向舵与旋翼偏航通道控制能力等效系数a_y、以及升降舵与旋翼俯仰通道控制能力等效系数a_z带入第五公式(5)，得到旋翼设备的旋翼通道控制量T_x、偏航通道控制量T_y和俯仰通道控制量T_z，第五公式(5)的表达式如下：

$\left[\begin{array}{c}{T}_x\\ T_y\\ T_z\end{array}\right]=(1-\mathrm{\&eta;})\left[\begin{array}{c}{a}_x{U}_x\\ a_y{U}_y\\ a_z{U}_z\end{array}\right]---\left(5\right).$

本领域技术人员都公知的是，多旋翼设备6至少有四个旋翼，由于多旋翼设备6多采用四旋翼，因此，本发明在多旋翼设备6为四旋翼时，对各旋翼的控制量分配进行了说明，具体参见第六公式(6)，

$\left[\begin{array}{c}{D}_1\\ D_2\\ D_3\\ D_4\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{T}_0+T_x-T_y+T_z\\ T_0+T_x+T_y+T_z\\ T_0-T_x-T_y-T_z\\ T_0-T_x+T_y-T_z\end{array}\right]---\left(6\right),$

式中，D₁为第一旋翼的控制量；

D₂为第二旋翼的控制量；

D₃为第三旋翼的控制量；

D₄为第四旋翼的控制量；

T₀为维持复合飞行器水平飞行的桨距或转速。

需要说明的是，根据上述内容，获得的多于四旋翼的其他旋翼的控制量分配式也属于本发明的保护范围。

其中，装置实施例中各组成部分的具体工作原理参见方法实施例对应部分，本发明在此不做限定。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (6)

1.一种多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制方法，其特征在于，包括：

当复合飞行器处于混合工作模式时，获取惯性组合输出的所述复合飞行器的当前姿态角、当前角速度、当前速度和当前位置；

利用所述当前速度和当前位置，计算得到姿态角指令；

对所述当前姿态角和所述姿态角指令求差，得到姿态角偏差信号，所述姿态角偏差信号包括滚动姿态角偏差信号和俯仰姿态角偏差信号；

对所述姿态角偏差信号采用控制量分配技术进行运算处理后，分别配置到升降舵机、方向舵机、副翼舵机和多旋翼设备，以使固定翼各舵机带动自身舵面偏转，所述多旋翼设备控制转速或桨距变化。

2.根据权利要求1所述的飞行控制方法，其特征在于，所述对所述姿态角偏差信号采用控制量分配技术进行运算处理后，分别配置到升降舵机、方向舵机、副翼舵机和多旋翼设备的过程具体如下：

将所述姿态角偏差信号带入第一公式，得到滚动通道控制量U_x、偏航通道控制量U_y和俯仰通道控制量U_z，所述第一公式的表达式如下：

式中，k_x1W_x1(s)为滚动角速度静态增益及校正网络，k_x2W_x2(s)为滚动角静态增益及校正网络，k_y1W_y1(s)为偏航角速度静态增益及校正网络，k_z1W_z1(s)为俯仰角速度静态增益及校正网络，k_z2W_z2(s)为俯仰角静态增益及校正网络，ω_x为滚动角速度，ω_y为偏航角速度，ω_z为俯仰角速度，γ为滚动角，为俯仰角，γ_c为滚动角指令，俯仰角指令，(γ-γ_c)为滚动姿态角偏差信号，为俯仰姿态角偏差信号；

将获取的所述复合飞行器的当前空速带入第二公式，得到控制量分配系数η，所述当前空速由大气数据计算机测量得到，所述第二公式的表达式如下：

$\mathrm{\&eta;}=\left\{\begin{array}{cc}{(V/V_{\min })}^2& V<V_{\min }\\ 1& V\&GreaterEqual;V_{\min }\end{array}\right.,$

式中，V为复合飞行器的当前空速，V_min为固定翼失速速度；

利用第三公式分别计算副翼与旋翼滚动通道控制能力等效系数a_x、方向舵与旋翼偏航通道控制能力等效系数a_y、以及升降舵与旋翼俯仰通道控制能力等效系数a_z，所述第三公式的表达式如下：

$\left[\begin{array}{c}{a}_x\\ a_y\\ a_z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{M}_x^{T_x}/M_x^{{\mathrm{\&delta;}}_x}\\ M_y^{T_y}/M_y^{{\mathrm{\&delta;}}_y}\\ M_z^{T_z}/M_z^{{\mathrm{\&delta;}}_z}\end{array}\right],$

式中，为旋翼滚动通道控制力矩导数，为旋翼偏航通道控制力矩导数，为旋翼俯仰通道控制力矩导数，为副翼控制力矩导数，为方向舵控制力矩导数，为升降舵控制力矩导数；

将滚动通道控制量U_x、偏航通道控制量U_y和俯仰通道控制量U_z带入第四公式，得到副翼舵控量δ_x、方向舵舵控量δ_y和升降舵舵控量δ_z，所述第四公式表达式如下：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\&delta;}}_x\\ {\mathrm{\&delta;}}_y\\ {\mathrm{\&delta;}}_z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{U}_x\\ U_y\\ U_z\end{array}\right];$

将滚动通道控制量U_x、偏航通道控制量U_y、俯仰通道控制量U_z、控制量分配系数η、副翼与旋翼滚动通道控制能力等效系数a_x、方向舵与旋翼偏航通道控制能力等效系数a_y、以及升降舵与旋翼俯仰通道控制能力等效系数a_z带入第五公式，得到旋翼设备的旋翼通道控制量T_x、偏航通道控制量T_y和俯仰通道控制量T_z，所述第五公式的表达式如下：

$\left[\begin{array}{c}{T}_x\\ T_y\\ T_z\end{array}\right]=(1-\mathrm{\&eta;})\left[\begin{array}{c}{a}_x{U}_x\\ a_y{U}_y\\ a_z{U}_z\end{array}\right].$

3.根据权利要求2所述的飞行控制方法，其特征在于，当所述多旋翼设备采用四旋翼时，第一旋翼的控制量D₁、第二旋翼的控制量D₂、第三旋翼的控制量D₃和第四旋翼的控制量D₄的获取参见第六公式，所述第六公式的表达式为：

$\left[\begin{array}{c}{D}_1\\ D_2\\ D_3\\ D_4\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{T}_0+T_x-T_y+T_z\\ T_0+T_x+T_y+T_z\\ T_0-T_x-T_y-T_z\\ T_0-T_x+T_y-T_z\end{array}\right],$

式中，T₀为维持复合飞行器水平飞行的桨距或转速。

4.一种多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制装置，其特征在于，包括：

获取单元，用于当复合飞行器处于混合工作模式时，获取惯性组合输出的所述复合飞行器的当前姿态角、当前角速度、当前速度和当前位置；

计算单元，用于利用所述当前速度和当前位置，计算得到姿态角指令；

求差单元，用于对所述当前姿态角和所述姿态角指令求差，得到姿态角偏差信号，所述姿态角偏差信号包括滚动姿态角偏差信号和俯仰姿态角偏差信号；

配置单元，用于对所述姿态角偏差信号采用控制量分配技术进行运算处理后，分别配置到升降舵机、方向舵机、副翼舵机和多旋翼设备，以使固定翼各舵机带动自身舵面偏转，所述多旋翼设备控制转速或桨距变化。

5.根据权利要求4所述的飞行控制装置，其特征在于，所述配置单元包括：

通道控制量求取子单元，用于将所述姿态角偏差信号带入第一公式，得到滚动通道控制量U_x、偏航通道控制量U_y和俯仰通道控制量U_z，所述第一公式的表达式如下：

式中，k_x1W_x1(s)为滚动角速度静态增益及校正网络，k_x2W_x2(s)为滚动角静态增益及校正网络，k_y1W_y1(s)为偏航角速度静态增益及校正网络，k_z1W_z1(s)为俯仰角速度静态增益及校正网络，k_z2W_z2(s)为俯仰角静态增益及校正网络，ω_x为滚动角速度，ω_y为偏航角速度，ω_z为俯仰角速度，γ为滚动角，为俯仰角，γ_c为滚动角指令，俯仰角指令，(γ-γ_c)为滚动姿态角偏差信号，为俯仰姿态角偏差信号；

控制量分配系数求取单元，用于将获取的所述复合飞行器的当前空速带入第二公式，得到控制量分配系数η，所述当前空速由大气数据计算机测量得到，所述第二公式的表达式如下：

$\mathrm{\&eta;}=\left\{\begin{array}{cc}{(V/V_{\min })}^2& V<V_{\min }\\ 1& V\&GreaterEqual;V_{\min }\end{array}\right.,$

式中，V为复合飞行器的当前空速，V_min为固定翼失速速度；

控制能力等效系数求取单元，用于利用第三公式分别计算副翼与旋翼滚动通道控制能力等效系数a_x、方向舵与旋翼偏航通道控制能力等效系数a_y、以及升降舵与旋翼俯仰通道控制能力等效系数a_z，所述第三公式的表达式如下：

$\left[\begin{array}{c}{a}_x\\ a_y\\ a_z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{M}_x^{T_x}/M_x^{{\mathrm{\&delta;}}_x}\\ M_y^{T_y}/M_y^{{\mathrm{\&delta;}}_y}\\ M_z^{T_z}/M_z^{{\mathrm{\&delta;}}_z}\end{array}\right],$

式中，为旋翼滚动通道控制力矩导数，为旋翼偏航通道控制力矩导数，为旋翼俯仰通道控制力矩导数，为副翼控制力矩导数，为方向舵控制力矩导数，为升降舵控制力矩导数；

固定翼控制量分配子单元，用于将滚动通道控制量U_x、偏航通道控制量U_y和俯仰通道控制量U_z带入第四公式，得到副翼舵控量δ_x、方向舵舵控量δ_y和升降舵舵控量δ_z，所述第四公式表达式如下：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\&delta;}}_x\\ {\mathrm{\&delta;}}_y\\ {\mathrm{\&delta;}}_z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{U}_x\\ U_y\\ U_z\end{array}\right];$

多旋翼控制量分配子单元，用于将滚动通道控制量U_x、偏航通道控制量U_y、俯仰通道控制量U_z、控制量分配系数η、副翼与旋翼滚动通道控制能力等效系数a_x、方向舵与旋翼偏航通道控制能力等效系数a_y、以及升降舵与旋翼俯仰通道控制能力等效系数a_z带入第五公式，得到旋翼设备的旋翼通道控制量T_x、偏航通道控制量T_y和俯仰通道控制量T_z，所述第五公式的表达式如下：

$\left[\begin{array}{c}{T}_x\\ T_y\\ T_z\end{array}\right]=(1-\mathrm{\&eta;})\left[\begin{array}{c}{a}_x{U}_x\\ a_y{U}_y\\ a_z{U}_z\end{array}\right].$

6.根据权利要求5所述的飞行控制装置，其特征在于，当所述多旋翼设备采用四旋翼时，第一旋翼的控制量D₁、第二旋翼的控制量D₂、第三旋翼的控制量D₃和第四旋翼的控制量D₄的获取参见第六公式，所述第六公式的表达式为：

$\left[\begin{array}{c}{D}_1\\ D_2\\ D_3\\ D_4\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{T}_0+T_x-T_y+T_z\\ T_0+T_x+T_y+T_z\\ T_0-T_x-T_y-T_z\\ T_0-T_x+T_y-T_z\end{array}\right],$

式中，T₀为维持复合飞行器水平飞行的桨距或转速。