CN107264813A - 一种尾坐式垂直起降飞行器飞行控制*** - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种尾坐式垂直起降飞行器飞行控制***，包括一飞行器、状态传感器单元、飞行控制单元、飞行执行单元、地面控制单元；所述状态传感器单元用以实时检测飞行器飞行姿态信息以及飞行器的状态信息；所述飞行控制单元与地面控制单元和飞行执行单元进行连接，用以根据地面遥控指令，在状态传感单元提供的飞行姿态和状态信息基础上对飞行执行单元做出控制指令，对飞行器飞行姿态调整；所述地面控制单元用以对飞行器进行地面监测和显示飞行器上数传电台传送来的飞行姿态信息以及状态信息，并对飞行控制单元进行实施控制并发出地面控制指令；本发明飞行控制***升力、巡航速度高，能够有效的对飞行器进行控制。
Description
技术领域
本发明属于飞行器控制技术领域，特别是一种尾坐式垂直起降飞行器飞行控制***。
背景技术
对于一般的固定翼飞行器而言，需要滑跑才能完成起飞过程。而考虑到实际情况，这种滑跑起飞的方式存在一些不足之处。首先，滑跑起飞要求有很大的空间，满足长距离滑跑的需要，成为最主要的限制因素。其次，在今后无论是军用还是民用飞行器的发展中，必然要求有着更高的灵活性和机动性。而较灵活的旋翼类飞行器如四轴飞行器、直升机等等，可以满足在小空间内垂直起降的要求，但是由于它们飞行模式单一，无法达到较高速度，而由于所需升力全部由发动机带动螺旋桨旋转产生的气流提供，耗能较大，不利于长途飞行。因此便衍生出垂直起降飞行器，垂直起降飞行器具有单一固定翼或旋翼机所无法比拟的优势——可以同时满足小空间内迅速起飞和长距离高速巡航的要求。
目前投入使用的垂直起降飞行器有很多，在军事领域有英国的“鹞”式战斗机，美国的V-22“鱼鹰”运输机和F-35战斗机等；许多的科技巨头也都在积极研制垂直起降无人飞行器，国外的谷歌研制了一款垂直起降无人飞行器，但却在最后测试阶段放弃了，而日本的索尼已经将之前的设计制作成商品即将投入市场，国内也有纵横制作的“大鹏”无人机早已经出售了。总体来说垂直起降民用飞行器质量好可靠性高的民用产品市场上还是很少。在军事上美国的V22鱼鹰代表着倾转旋翼类飞行器相当高的水平，国内外也有团队在依据鱼鹰开发民用版的垂直起降飞行器。
尽管国内外对垂直起降飞行器已经有了大量的研究，但就实品来看，多是以多旋翼方式进行的垂直起降，这种方式会使飞行器平添四个发动机及其支撑结构，降低有效载荷；而像鱼鹰这种倾转旋翼的飞行器，控制结构复杂，机械结构加工精度要求极高，开发制作难度相对较大。
发明内容
本发明所解决的技术问题在于提供一种尾坐式垂直起降飞行器飞行控制***，解决了将常规固定翼和多旋翼优势进行结合时，飞行器的结构设计、控制电路以及控制算法的问题。
实现本发明目的的技术解决方案为：
一种尾坐式垂直起降飞行器飞行控制***，包括一飞行器、状态传感器单元、飞行控制单元、飞行执行单元、地面控制单元；
所述状态传感器单元用以实时检测飞行器飞行姿态信息以及飞行器的状态信息；
所述飞行控制单元与地面控制单元和飞行执行单元进行连接，用以根据地面遥控指令，在状态传感单元提供的飞行姿态和状态信息基础上对飞行执行单元做出控制指令，对飞行器飞行姿态调整；
所述地面控制单元用以对飞行器进行地面监测和显示飞行器上数传电台传送来的飞行姿态信息以及状态信息，并对飞行控制单元进行实施控制并发出地面控制指令。
本发明与现有技术相比，其显著优点：
(1)动力电机采用双轴模式，旋翼较少，能够在为平飞提供较合适动力的同时，为垂直起降提供足够升力。
(2)采用舵机控制舵面以实现倾转机翼的吊机转平飞方式，不需要单独为其设计专门的倾转机构，简单可靠，成本低廉。
(3)飞行器整体机身采用飞翼翼型，提高飞行器的升阻比，提高飞行器的巡航速度与航程。
(4)采用自行设计的集成飞控板，体积小，重量轻，但功能全面，提高了飞行器舱内空间利用率，飞行控制***相应的模块以对飞行器进行有效控制。
下面结合附图对本发明作进一步详细描述。
附图说
图1为本发明尾坐式垂直起降飞行器飞行控制***的安装示意图。
图2为飞控板连接示意图。
图3为飞控板各模块连接示意图。
图4为飞行器坐标系。
图5为飞控对飞行器俯仰姿态控制稳定回路图。
图6为飞控对飞行器滚转姿态控制稳定回路图
图7为飞行器过渡飞行的控制程序流程图。
具体实施方式
为了说明本发明的技术方案及技术目的，下面结合附图及具体实施例对本发明做进一步的介绍。
本发明的一种尾坐式垂直起降飞行器飞行控制***，包括一飞行器、状态传感器单元、飞行控制单元、飞行执行单元、地面控制单元；
所述飞行器以飞翼翼型作为机身主体结构以提高飞行器的升阻比，采用双轴动力在能够提供充足动力的条件下提高动力***效率，在机翼末端加装脚架作为起降支撑机身结构以加强飞行器起飞降落的稳定性。
所述状态传感器单元用以实时检测飞行器飞行姿态信息(包括俯仰、横滚和航向信息)以及飞行器的状态信息(包括飞行高度、速度和GPS位置信息)；
所述飞行控制单元与地面控制单元和飞行执行单元进行连接，用以根据地面遥控指令，在状态传感单元提供的飞行姿态和状态信息基础上对飞行执行单元做出控制指令，对飞行器飞行姿态调整；
结合图1、图2，所述飞行执行单元用以根据飞行控制单元的控制指令，直接控制飞行器姿态；
所述地面控制单元用以对飞行器进行地面监测和显示飞行器上数传电台8传送来的飞行姿态信息以及状态信息，并对飞行控制单元进行实施控制并发出地面控制指令；
所述状态传感单元包括三轴电子罗盘、六轴姿态传感器(包括陀螺仪与加速度计)、气压计、空速计5和GPS***6；所述空速计5安装在飞行器机头位置，所述GPS***6安装在飞行器机身上；
优选的，所述三轴电子罗盘、六轴姿态传感器集成在飞控板3上，通过焊接在飞控板3上，通过集成飞控板体积小，重量轻，提高了飞行器舱内空间利用率；空速计5和GPS***6均与飞控板3相连，为飞行器的飞行提供精确的经纬度信息。
所述飞行控制单元包括飞控板3、数传电台8、遥控接收机4、左电调9-1、右电调9-2、电池7；所述飞控板3、数传电台8、遥控接收机4安装在飞行器机舱前方；左电调9-1、右电调9-2分别对称安装在飞行器的左右机翼上；所述遥控接收机4、左电调9-1、右电调9-2均与飞控板3相连；所述电池7为飞控板3和飞行执行单元供电；
所述飞行执行单元包括左电机1-1、右电机1-2、左副翼舵机2-1、右副翼舵机2-2(副翼舵机同时起升降舵机作用)；所述左电机1-1与左副翼舵机2-1均安装在飞行器左侧机翼上，所述右电机1-2、右副翼舵机2-2均安装飞行器对称的右侧机翼上；左电机1-1、右电机1-2分别通过左电调9-1、右电调9-2与飞控板3相连；左副翼舵机2-1、右副翼舵机2-2均与飞控板3相连；
所述地面控制单元包括地面控制终端和遥控器10；所述地面控制终端通过地面数传电台与飞行器上的数传电台8通信，实现地面控制终端与飞控板3的通信；所述遥控器10通过遥控接收机4与飞控板3的通信；
进一步的，所述地面控制终端采用计算机通过USB串口与地面数传电台相连，计算机控制终端软件嵌入电子地图软件。优选的，地面数传电台规格为500mw 433MHZ；遥控器10规格采用2.4GHZ通用航模遥控器；
结合图2、图3，所述飞控板3包括存储模块、初始化模块、数据检测模块、飞行姿态解算模块、模式判断模块、控制输出模块；
所述存储模块用以存储飞行器的飞行参数，如飞行模式，通道阈值，传感器初始化值等参数信息；
进一步的，所述存储模块采用FRAM实现；其他模块均通过ARM单片机实现，优选的，所述ARM单片机采用stm32F405；
所述初始化模块用以将存储模块的飞行参数调入并赋初值；
所述数据检测模块用以检测遥控器10数据信号，更新地面控制终端设定的飞行器控制模式，更新各传感器数据信息；
所述飞行姿态计算模块用以读取各传感器数据信息，并依据传感器单元检测到的数据通过姿态解算单元对飞行器姿态进行解算，根据所解算的姿态数据计算控制飞行器飞行所需的控制率；
所述飞行姿态计算模块包括姿态解算单元和控制律计算单元。
所述姿态解算单元采用互补滤波法进行姿态滤波解算实现对飞行器实际姿态信息的获取：
如图4所示，先对飞行器进行坐标建立，设飞行器重心位置为O点，坐标系x轴指向机首方向，y轴指向机身右侧，z轴垂直于xy平面，由右手定则确定方向；
采用互补滤波算法利用横滚角φ补偿x轴的角速度ωx，俯仰角θ补偿y轴的角速度ωy，偏航角ψ补偿z轴的角速度ωz，通过对比积分所得到的角度与加速度计(或三轴电子罗盘)测得的角度，使用它们之间的偏差来改变陀螺仪的输出，从而使积分的角度逐步跟踪到加速度计所得到的角度，这样便完成了横滚角φ、俯仰角θ、偏航角ψ的精确解算；从而便于后续对飞行器的飞行姿态进行判断并进行修正。
所述控制律计算单元依据姿态解算单元计算出的飞行器姿态信息，对飞行器飞行控制率进行不断调整；控制律包括滚转控制律和俯仰控制律，具体过程如下：
滚转控制律：滚转姿态依靠副翼舵来调节，滚转角稳定回路如图5所示，滚转姿态控制回路采用角速率测量反馈结构，控制系数由比例增益kPφ和微分增益kDφ组成，根据飞行器的动态特性，对控制参数进行优化整定，通过地面控制终端进行设置。当输入指令滚转角φc后，将其与实际滚转角φ进行做差得到eφ，δa由eφ决定并受滚转角速率p负反馈的影响，而又按照副翼舵舵偏到俯仰角速率的传递函数来决定滚转角速率p，p经积分后得到实际的滚转角φ，φ进一步再反馈给eφ。
最终得到相应的副翼舵控制律δa为：
δa＝kPφ(φc–φ)kDφp
φc指令滚转角，φ为飞行器实际滚转角，kPφ为滚转控制律的比例增益、kDφ为滚转控制律的微分增益，p为ω在机体坐标系x轴上的分量，为升降舵舵偏到俯仰角速率的传递函数。
俯仰控制律：飞控***对俯仰姿态依靠升降舵来调节，俯仰角稳定回路如图6所示，俯仰姿态控制回路采用角速率测量反馈结构，控制系数由比例增益kPθ和微分增益kDθ组成，根据飞行器的动态特性，可以对控制参数进行优化整定，通过地面控制终端进行设置。当输入指令俯仰角θc后，将其与实际俯仰角θ进行做差得到eθ，δe由eθ决定并受俯仰角速率q负反馈的影响，而又按照升降舵舵偏到俯仰角速率的传递函数来决定俯仰角速率q，q经积分后得到实际的俯仰角θ，θ进一步再反馈给eθ。
得到相应的升降舵控制律δe为：
δe＝kPθ(θ-θc)+kDθq
在转弯时为了不掉高度，需要加上滚转角补偿项最终得到的俯仰控制律δe为：
θc为指令俯仰角，θ为飞行器实际的俯仰角，kPθ为俯仰控制律的比例增益，kDθ为俯仰控制律的微分增益，为升降舵舵偏到俯仰角速率的传递函数，记ω为机体坐标系相对惯性坐标系的总角速度向量，q为ω在机体坐标系y轴上的分量。
所述模式判定模块用以对遥控器10通道设定的模式进行判定，若为增稳模式，则判定为姿态控制；若为航点模式，则判定为位置控制；
所述控制输出模块将控制器分为控制悬停动作的吊机控制器和控制巡航动作的平飞控制器，用以对根据模式判定模块判断出的飞行模式应用相关控制器，在对应控制器下对飞行执行单元发出控制指令，通过输出PWM信号调整飞行电机拉力和舵机对舵面的控制实现对飞行器飞行姿态的调整；
工作过程：飞控手在闭合飞行器电源并在地面站上设置好所需的飞行参数(航点位置信息、自动起飞、飞行高度、是否悬停/悬停时间、是否返航/自主降落)；通过数传电台8地面终端将设定好的飞行任务相关航点信息传输给飞行器上的数传电台8，经过飞控板3处理，得到实际飞行所需要的俯仰角，滚转角和航向角。飞控板3定时采样GPS***6、气压计，得到飞行器当前的高度与航点高度的差值，同时根据三轴电子罗盘和六轴姿态传感器得到当前飞行器的姿态以及状态信息，通过飞控板3对飞行器上电机和舵机的控制实现飞行器姿态和状态的调节，进而到达所设置的航点，实现设置的目标任务。飞控手通过地面站在数传电台8的有效通信距离内，可以对飞行器的飞行轨迹航点参数进行修改，使飞行器按新飞行轨迹飞行；飞控手在遥控接收机4的有效作用范围内，通过与飞控板3进行通信实现对飞行器飞行动作的控制。
结合图7，本发明尾坐式垂直起降无人飞行器的飞行状态主要有两种——吊机状态与平飞状态，主要由悬停动作，过渡飞行模式转换动作以及巡航动作组成。
(1)悬停动作:在控制执行模块中的吊机控制器的控制下，飞控板3作用于左副翼舵机2-1、右副翼舵机2-2，控制飞行器机头稳定和俯仰稳定；作用于左电机1-1、右电机1-2，控制飞行器在吊机状态下的横滚保持稳定，使得飞行器在空中悬停。
(2)过渡飞行模式转换动作：如图4，首先获取遥控信息和飞行器的姿态信息，即当前俯仰角θ，判断地面遥控指令并依据当前俯仰角和空速进行相应的控制器转换，为此我们设定了控制器转换角度θ*以及控制器转换空速V*:①吊机转平飞，飞行器先在吊机控制器的控制下飞行，当当前俯仰角θ小于θ*(θ*优选30度)，并且空速V大于V*(V*优选15m/s)时，飞行器控制器切换为平飞控制器；②平飞转吊机，飞行器先在平飞控制器的控制下飞行，当当前俯仰角θ大于θ*(θ*优选30度)，并且空速V小于V*(V*优选15m/s)时，飞行器控制器切换为吊机控制器。
(3)巡航动作：操作人员在地面控制终端为飞行器设置航点，规划航线之后，通过遥控器10向飞控板3发出自动飞行指令，飞行器通过状态传感单元实现对自身位置信息及航点信息的判断，并按照规划信息完成任务动作。
Claims (10)
1.一种尾坐式垂直起降飞行器飞行控制***，包括一飞行器、状态传感器单元、飞行控制单元、飞行执行单元、地面控制单元；其特征在于，
所述状态传感器单元用以实时检测飞行器飞行姿态信息以及飞行器的状态信息；
所述飞行控制单元与地面控制单元和飞行执行单元进行连接，用以根据地面遥控指令，在状态传感单元提供的飞行姿态和状态信息基础上对飞行执行单元做出控制指令，对飞行器飞行姿态调整；
所述地面控制单元用以对飞行器进行地面监测和显示飞行器上数传电台传送来的飞行姿态信息以及状态信息，并对飞行控制单元进行实施控制并发出地面控制指令。
2.如权利要求1所述的一种尾坐式垂直起降飞行器飞行控制***，其特征在于，所述状态传感单元包括三轴电子罗盘、六轴姿态传感器、气压计、空速计和GPS***；所述空速计安装在飞行器机头位置，所述GPS***安装在飞行器机身上；空速计和GPS***均与飞控板相连，为飞行器的飞行提供精确的经纬度信息。
3.如权利要求1所述的一种尾坐式垂直起降飞行器飞行控制***，其特征在于，所述飞行控制单元包括飞控板、数传电台、遥控接收机、左电调、右电调、电池；所述飞控板、数传电台、遥控接收机安装在飞行器机舱前方；左电调、右电调分别对称安装在飞行器的左右机翼上；所述遥控接收机、左电调、右电调均与飞控板相连；所述电池为飞控板和飞行执行单元供电。
4.如权利要求1所述的一种尾坐式垂直起降飞行器飞行控制***，其特征在于，所述飞行执行单元包括左电机、右电机、左副翼舵机、右副翼舵机；所述左电机与左副翼舵机均安装在飞行器左侧机翼上，所述右电机、右副翼舵机均安装飞行器对称的右侧机翼上；左电机、右电机分别通过左电调、右电调与飞控板相连；左副翼舵机、右副翼舵机均与飞控板相连。
5.如权利要求1所述的一种尾坐式垂直起降飞行器飞行控制***，其特征在于，所述地面控制单元包括地面控制终端和遥控器；所述地面控制终端通过地面数传电台与飞行器上的数传电台通信，实现地面控制终端与飞控板的通信；所述遥控器通过遥控接收机与飞控板的通信。
6.如权利要求5所述的一种尾坐式垂直起降飞行器飞行控制***，其特征在于，所述地面控制终端采用计算机通过USB串口与地面数传电台相连地面数传电台规格为500mw433MHZ；遥控器规格采用2.4GHZ通用航模遥控器。
7.如权利要求1所述的一种尾坐式垂直起降飞行器飞行控制***，其特征在于，所述飞控板包括存储模块、初始化模块、数据检测模块、飞行姿态解算模块、模式判断模块、控制输出模块；
所述存储模块用以存储飞行器的飞行参数；
所述初始化模块用以将存储模块的飞行参数调入并赋初值；
所述数据检测模块用以检测遥控器数据信号，更新地面控制终端设定的飞行器控制模式，更新各传感器数据信息；
所述飞行姿态计算模块用以读取各传感器数据信息，并依据传感器单元检测到的数据通过姿态解算单元对飞行器姿态进行解算，根据所解算的姿态数据计算控制飞行器飞行所需的控制律；
所述模式判定模块用以对遥控器通道设定的模式进行判定，若为增稳模式，则判定为姿态控制；若为航点模式，则判定为位置控制；
所述控制输出模块将控制器分为控制悬停动作的吊机控制器和控制巡航动作的平飞控制器，用以对根据模式判定模块判断出的飞行模式应用相关控制器，在对应控制器下对飞行执行单元发出控制指令，通过输出PWM信号调整飞行电机拉力和舵机对舵面的控制实现对飞行器飞行姿态的调整。
8.如权利要求7所述的一种尾坐式垂直起降飞行器飞行控制***，其特征在于，所述飞行姿态计算模块包括姿态解算单元和控制律计算单元；
所述姿态解算单元采用互补滤波法进行姿态滤波解算实现对飞行器实际姿态信息的获取；
所述控制律计算单元依据姿态解算单元计算出的飞行器姿态信息，对飞行器飞行控制律进行不断调整。
9.如权利要求8所述的一种尾坐式垂直起降飞行器飞行控制***，其特征在于，所述姿态解算单元采用互补滤波法进行姿态滤波解算实现对飞行器实际姿态信息的获取：先对飞行器进行坐标建立，设飞行器重心位置为O点，坐标系x轴指向机首方向，y轴指向机身右侧，z轴垂直于xy平面；
采用互补滤波算法利用横滚角φ补偿x轴的角速度ωx，俯仰角θ补偿y轴的角速度ωy，偏航角ψ补偿z轴的角速度ωz，通过对比积分所得到的角度与加速度计(或三轴电子罗盘)测得的角度，使用它们之间的偏差来改变陀螺仪的输出，从而使积分的角度逐步跟踪到加速度计所得到的角度，这样便完成了横滚角φ、俯仰角θ、偏航角ψ的精确解算；从而便于后续对飞行器的飞行姿态进行判断并进行修正。
10.如权利要求8所述的一种尾坐式垂直起降飞行器飞行控制***，其特征在于，所述控制律计算单元对控制律调整过程为：
滚转控制律：滚转姿态依靠副翼舵来调节，滚转姿态控制回路采用角速率测量反馈结构，根据飞行器的动态特性，对控制参数进行优化整定，通过地面控制终端进行设置；输入指令滚转角φc后，将其与实际滚转角φ进行做差得到eφ，δa由eφ决定并受滚转角速率p负反馈的影响，而又按照副翼舵舵偏到俯仰角速率的传递函数来决定滚转角速率p，p经积分后得到实际的滚转角φ，φ进一步再反馈给eφ；最终得到相应的副翼舵控制律δa为：
δa＝kPφ(φc–φ)kDφp
φc指令滚转角，φ为飞行器实际滚转角，kPφ为滚转控制律的比例增益、kDφ为滚转控制律的微分增益，p为ω在机体坐标系x轴上的分量；
俯仰控制律：飞控***对俯仰姿态依靠升降舵来调节，俯仰姿态控制回路采用角速率测量反馈结构，根据飞行器的动态特性，对控制参数进行优化整定，通过地面控制终端进行设置；输入指令俯仰角θc后，将其与实际俯仰角θ进行做差得到eθ，δe由eθ决定并受俯仰角速率q负反馈的影响，而又按照升降舵舵偏到俯仰角速率的传递函数来决定俯仰角速率q，q经积分后得到实际的俯仰角θ，θ进一步再反馈给eθ；
得到相应的升降舵控制律δe为：
δe＝kPθ(θ-θc)+kDθq
在转弯时为了不掉高度，需要加上滚转角补偿项最终得到的俯仰控制律δe为：
<mrow>
<msub>
<mi>&delta;</mi>
<mi>e</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>k</mi>
<mrow>
<mi>P</mi>
<mi>&theta;</mi>
</mrow>
</msub>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mi>&theta;</mi>
<mo>-</mo>
<msup>
<mi>&theta;</mi>
<mi>c</mi>
</msup>
<mo>)</mo>
</mrow>
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θc为指令俯仰角，θ为飞行器实际的俯仰角，kPθ为俯仰控制律的比例增益，kDθ为俯仰控制律的微分增益，记ω为机体坐标系相对惯性坐标系的总角速度向量，q为ω在机体坐标系y轴上的分量。
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