CN117234228A - 一种倾转旋翼无人机倾转过程控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种倾转旋翼无人机倾转过程控制***的控制方法，S1建立了倾转三旋翼无人机的动力学模型；S2在倾转过程中对动力学模型进行线性化处理；S3通过控制律解算模块和控制分配算法确定速度的旋翼倾转角度和拉力；S4倾转过程俯仰控制权重分配；S5倾转过程姿态/速度解耦控制。本发明所述的一种倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，使用两轴拉力和三轴期望力矩作为虚拟控制量，并给出了近似线性的控制分配策略，仿真结果表明飞行控制器可以使无人机在0~20m/s的速度范围内均保持俯仰姿态水平，同时能够精准跟踪期望位置和期望速度，使无人机在末端接***台过程中始终保持俯仰姿态水平，大大的提高其在移动平台降落的安全性。
Description
技术领域
本发明属于无人机技术领域，特别涉及一种倾转旋翼无人机倾转过程控制方法。
背景技术
近些年来随着无人机技术的蓬勃发展，涌现出了许多不同构型的倾转旋翼无人机，根据旋翼个数可分为：倾转双旋翼、倾转三旋翼、倾转四旋翼等布局。其中倾转三旋翼无人机能够很好地实现***复杂度与气动效率的权衡，与倾转双旋翼相比，倾转三旋翼不需要复杂的周期变距结构，具有重量优势；与倾转四旋翼相比，倾转三旋翼无人机具有更高的气动效率。
目前大多数倾转旋翼无人机的倾转过程采用快速渡过的策略，控制算法简单粗暴，倾转过程的平滑性和鲁棒性都比较有限。但是随着无人机技术的快速发展，其应用场景也在不断拓展，从提高无人机出勤速度、改善地面保障条件和增加战场生存能力考虑，用户希望未来无人机能在目标平台正常行驶过程中完成自主起降。由于海基或陆基移动平台的速度都远低于固定翼无人机的失速速度，因此现有研究几乎都是采用垂直起降无人机，以多旋翼模式较大姿态倾角跟踪移动平台实现降落，因此在末端接近过程中存在较大的风险，特别是对中大型无人机而言基本不可行。
发明内容
发明目的：为了克服以上不足，本发明的目的是提供一种倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，使用了不同于常规多旋翼的控制分配策略，使用两轴拉力和三轴期望力矩作为虚拟控制量，并给出了近似线性的控制分配策略，仿真结果表明飞行控制器可以使无人机在0～20m/s的速度范围内均保持俯仰姿态水平，同时能够精准跟踪期望位置和期望速度。
技术方案：为了实现上述目的，本发明提供了一种倾转旋翼无人机倾转过程控制***的控制方法，包括：
S1：对倾转三旋翼无人机在不同飞行模式下所受的合外力与合力矩进行分析，建立了倾转三旋翼无人机的动力学模型；
S2：无人机机翼两侧的动力单元可以倾转角度，在倾转过程中对动力学模型进行线性化处理；
S3：通过控制律解算模块和控制分配算法确定速度的旋翼倾转角度和拉力，即通过调节三个螺旋桨的拉力输出以及倾转角度从而实现稳定飞行，通过对倾转三旋翼无人机的动力学模型的配平分析得到前飞速度和旋翼倾转角之间的匹配关系；
S4：倾转过程俯仰控制权重分配，即采用两轴拉力两轴拉力和三轴期望力矩作为虚拟控制量，并给出了近似线性的控制分配策略；
S5：倾转过程姿态/速度解耦控制，即控制分配在满足末端执行部件约束的条件下，根据期望控制力和力矩求解得到作动器的实际控制指令，可以实现控制律与执行机构的解耦，使飞控***更好地适应不同布局的无人机。
本发明所述的一种倾转旋翼无人机倾转过程控制***的控制方法的步骤S1中建立无人机动力学模型中首先需要建立稳定坐标系，并对坐标系进行变换，具体过程如下：
建立NED坐标系，原点O为地面某一点(通常为飞机起飞位置)，ii轴指向正北方向，ji轴指向正东方向，ki轴指向地心或竖直向下，构成右手系；
建立机体坐标系，通常选取质心为坐标原点，ib轴沿纵向中心线指向机头方向，jb轴指向飞行器的右侧机翼，kb指向飞机腹部，构成右手系；
稳定坐标系，由于空气作用力伴随着飞机在空气中运动而产生，飞行器相对周围空气的运动速度被定义为空速Va；
为了使飞行器爬升，飞行时需要使机翼和空速矢量夹角为正，这个角度称为攻角α；
在侧滑角β＝0的情况下，is轴指向风速方向的反向，js轴垂直于机体对称面指向右侧，ks轴指向机腹下方构成右手系；在不考虑侧滑角的情况下，气动阻力指向is轴的反方向，升力指向ks轴的反方向；
坐标系的变换过程如下：
为了实现在不同的坐标系间的相互转换，使用欧拉角法推导坐标系间相互转换的坐标变换矩阵，一个坐标系相对于另一个坐标系的位置关系可以用三个角度ψ、θ、φ来表示，这三个角度被称为欧拉角；这三个角度为一个坐标系经过连续3次的旋转与另一个坐标系重合过程中转动的角度，坐标变化时旋转的顺序非常重要，通常使用ZYX顺序(即偏航-俯仰-滚转顺序)；
(1)NED坐标系变换到机体坐标系/>
其中φ，θ，ψ分别为滚转角、俯仰角和偏航角，进一步化简可得
其中c代表cos，s代表sin；
(2)稳定坐标系变换到机体坐标系/>(忽略侧滑角的情况下)
本发明所述的一种倾转旋翼无人机倾转过程控制***的控制方法的步骤S1中建立倾转三旋翼无人机的运动学和动力学模型方法如下：
传感器能直接得到的是机体坐标系下测量得到的p、q、r，因此需要推导角位置φ、θ、ψ和角速度p、q、r之间的关系，角速度是在机体坐标系定义的，而角位置是在三个不同的坐标系下定义的；
将上式化简后进行逆变换，可得到角位置和角速度的关系如下：
在建立无人机动力学模型过程中，为了降低建模的复杂度，提出以下基本假设：
(1)忽略飞行器结构的弹性，且飞行过程中质量恒定；
(2)将地球视为惯性***，不考虑地球表面曲率；
(3)飞行过程中高度变化小，可认为重力加速度恒定；
飞机的运动满足牛顿运动定律，在惯性坐标系下，力和力矩的方程形式如下：
上式中，V是速度，H是动量矩，下表i代表在惯性坐标系中测量得到的；
H＝Iω (2.8)
其中，I为飞机的惯性矩，ω是惯性坐标系中飞机的角速度，代入上式可得力矩表达式为如下形式：
由于机体坐标系是非惯性系，相对惯性坐标系存在旋转角速度ωb，力和力矩方程需要进行修正，具体修正方法如下：
对于平移运动而言，根据动轴定理，可以修正为如下形式，
其中表示无人机在机体坐标系中的运动速度，/>代表机体坐标系相对于NED坐标系的旋转角速度，/>表示在机体坐标系下对速度进行求导；代入到平移运动方程，得
对于旋转运动，根据动轴定理，旋转运动可以表示为
其中代入可得
忽略运动过程中惯性矩/的变化，即将上式化简可得
其中表示在机体坐标系下对角速度进行求导，ωb/i＝[p q r]T，M＝[lm n]T表示机体坐标系下作用在无人机重心的力矩，l、m、n分别表示绕x，y，z轴的力矩，在之前的假设中，我们假设机体坐标中飞机分别关于ib轴和kb轴对称，这也符合大多数飞机的布局形式，这种情况下，Ixy＝Iyz＝0；
代入到上述方程可得
上式中Ix，Iy，Iz，Ixy，Iyz，Ixz分别表示无人机对x，y，z轴和xy，yz，xz平面的惯性矩；
经过上述修正后即可得到动力学模型。
本发明所述的一种倾转旋翼无人机倾转过程控制***的控制方法的步骤2中倾转过程中动力学模型线性化的具体方法如下：
当无人机以三旋翼模式飞行时，舵面几乎不产生控制力矩，因此不对舵面进行控制，保持各操纵舵面为中立位置，无人机在三旋翼模式的控制量包括三个螺旋桨的转速以及两侧电机的倾转角度，共五个控制量；
当三旋翼无人机处于平衡状态时，俯仰配平需要尾部旋翼产生足够的拉力，同时也会产生相应的航向反扭力矩，因此在悬停状态下三旋翼无人机左右两侧旋翼需要维持一定的差动倾转角度使得航向力矩平衡，无人机在稳定悬停状态时需要满足三轴力矩平衡以及三轴合外力平衡，可得此时三旋翼的平衡方程如下：
其中，R，P，Y为三轴期望力矩(Roll-Pitch-Yaw)，Fz为沿机体轴kb方向的拉力，Fx为沿机体轴ib方向的拉力，以上的力与力矩被称为虚拟控制量；
可以发现三旋翼无人机的平衡方程涉及较多的三角函数，具有很强的非线性，为了进一步求解，需要对上述方程组进行线性化处理，首先对其中非线性部分的变量做以下变换：
代换后可将力与力矩方程组改写为矩阵形式：
对线性方程组求解可得
代入无人机结构参数与电机参数可得控制分配矩阵Q为
根据前文替换关系可解算得五个执行机构的控制量为
将无人机的结构参数与电机参数代入，联立公式(3.4)与(3.5)可以解得三旋翼无人机在悬停状态时旋翼的转速和倾转角度；将上式的计算结果输入到飞行器执行机构的控制器可实现虚拟控制量与执行机构之间的映射，为了实现多个力和力矩控制分配的均衡性，避免控制分配出现奇异点，可在控制器中分别对虚拟控制量的输出进行限幅；
位置控制器与姿态控制器根据期望状态与无人机实际状态的偏差解算得到期望力和期望力矩，但这些输出并不能与三旋翼无人机的五个控制量一一对应，事实上，三旋翼的多个控制量之间相互耦合，要产生期望的力和力矩需要五个控制量协同工作，因此需要设计控制分配算法，将控制器输出的期望力和期望力矩映射到无人机三个旋翼的转速与两侧旋翼的倾转角上；
控制分配需要在满足末端执行部件约束条件下，根据期望控制力和力矩求解得到作动器的实际控制指令，可以实现控制律与执行机构的解耦，使飞控***更好地适应不同布局的无人机。
本发明所述所述的倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，所述步骤S3中确定速度的旋翼倾转角度和拉力的方法如下：
无人机机翼两侧的动力单元可以倾转角度，尾部的电机有固定的安装角度，机翼两侧旋翼使用正反桨的设计对螺旋桨产生的反扭力矩进行平衡，
三旋翼无人机通过改变前后旋翼拉力大小进行俯仰控制，改变左右两侧旋翼拉力大小实现滚转控制，两侧旋翼进行倾转角度差动，产生航向控制力矩实现航向操纵；
当无人机在三旋翼模式下，飞行速度低且两侧旋翼倾转角度较小，可以忽略来流速度对螺旋桨前进比造成的影响，螺旋桨的拉力与扭矩只与螺旋桨的转速相关；
螺旋桨在空气中以角速度ω旋转时，会产生拉力Fm和反扭力矩Mr，与转速的关系如下：
Fm＝kfω2 (2.16)
Mr＝-kmω2 (2.17)
式中kf为拉力系数，km为力矩系数，km前的负号代表反扭力矩的方向与旋转方向相反；
定义电机竖直向上时倾转角为0°(向前倾转为正方向)，将螺旋桨的拉力转换到机体坐标系可得
上式中，为机体坐标系中螺旋桨的拉力，/>为电机坐标系到机体坐标系的旋转矩阵，δ为旋翼电机的倾角；
三个螺旋桨产生的拉力可以表示为如下：
化简得
上式中，为载体坐标系中螺旋桨产生的拉力，ωl，ωr，ωt，分别代表左侧电机，右侧电机，尾部电机的旋转角速度；δl，δr，δt，分别代表左侧电机，右侧电机，尾部电机的倾转角；其中尾部电机无法倾转，即δt＝0°；δl，δr代表左右两侧电机的倾转角，如前文所述，电机竖直向上时倾转角为0，完全水平时为π/2，电机的倾转角度范围为[-π/12，π/2]；
(1)旋翼拉力引起的力矩
因螺旋桨产生的拉力不经过重心，会产生附加力矩，表示如下：
设r＝[rx ry rz]，F＝[Fx Fy Fz]，则有
代入到上式可得
上式中MF为三个螺旋桨拉力对无人机重心的力矩，r1，r2，r3在机体坐标系内，分别为左侧螺旋桨，右侧螺旋桨，尾部螺旋桨到无人机重心的距离向量，将3个向量分解到机体坐标系内获得r1x，r1y，r1z，r2x，r2y，r2z，r3x，r3y，r3z；
(2)旋翼的反扭距
电机坐标系的反扭距需要变换到机体坐标系，可得
化简可得
其中左右两侧螺旋桨的旋转方向相反，产生的反扭距方向也相反；
(2)旋翼倾转产生的陀螺力矩
倾转旋翼无人机的两侧旋翼在倾转过程中，其自身存在一定的转速，因此会存在陀螺效应，例如顺时针倾转时会造成机体抬头；
化简可得
上式中，Mgyro为旋翼倾转产生的陀螺力矩，Jrotor为旋翼对倾转中心的转动惯量。
本发明所述的倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，所述步骤4中倾转过程中俯仰控制权重分配的过程如下：
当倾转三旋翼无人机在飞行模式间切换时，飞行器既存在速度改变又存在构型改变，需要协调控制螺旋桨拉力与机翼升力之间的分配关系；
在切换过渡过程中，电机螺旋桨的倾转角与无人机的前飞速度紧密相关，通常定义无人机前飞速度与电机倾转角度的特定匹配关系为过渡走廊，通过过渡走廊曲线计算使无人机实现过渡切换过程中的稳定控制，使得无人机状态转换更为平稳；
飞行速度低时，机翼产生的升力无法与重力平衡，需要旋翼拉力共同参与平衡；随着飞行速度的提高，螺旋桨的前进比会增大，旋翼的最大拉力系数减小，旋翼所能产生的机体轴Zb负方向的力也相应减小，主要通过机翼升力实现纵向平衡，可以通过对无人机动力学模型的配平分析得到前飞速度和旋翼倾转角之间的匹配关系；
倾转三旋翼无人机***可以用以下非线性微分方程描述：
其中x代表无人机的状态量，u代表无人机的控制量，代表状态量的一阶导数，如果存在状态x*，输入量u*，使得
f(x*，u*)＝0 (3.8)
则说明该***处于平衡状态；
配平过程就是寻找满足f(x*，u*)＝0的状态x*，输入量u*的过程，本质是求解非线性方程组的问题，采用Simulink中提供的Steady State Manger配平工具箱对过渡模式下不同飞行速度的倾转三旋翼无人机进行配平，在配平过程中保证俯仰角为0。
本发明所述的倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，倾转三旋翼无人机在过渡模式飞行过程中，三旋翼与固定翼的操纵机制均发挥作用，存在复杂的操纵冗余问题，且这两种操纵方式的操纵效率与前飞速度有着非线性关系，需要根据旋翼倾转角度和飞行速度设计操纵分配策略：
具体的分配策略如下：
(1)操纵效能分析
升降舵对俯仰姿态的操纵效率可以使用俯仰操纵导数来衡量，升降舵的俯仰操纵导数随与飞行速度成正相关，即速度越高升降舵能够产生的控制力矩越大，对比升降舵与三个旋翼在不同飞行速度下产生的俯仰力矩贡献，通过分析发现飞行速度低于5m/s时，升降舵的俯仰力矩贡献低于2％，无人机的俯仰操纵以旋翼转速控制为主，升降舵几乎不起作用；当飞行速度大于20m/s时，旋翼的俯仰力矩贡献低于2％且很快降低至0。
(2)操纵分配
根据操纵效率随飞行速度的变化关系，可以基于飞行速度构建两种操纵机制的加权分配关系：当无人机前飞速度逐渐增大时，为了克服气动阻力，两侧电机倾转角度持续增大，这导致其俯仰配平能力减弱，为了能够平稳控制纵向通道，可以在过渡模式中引入升降舵的控制，并逐渐衰减旋翼转速差动机制的俯仰力矩控制权限。
本发明所述的倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，其特征在于：以飞行速度为参考确定分配的权重系数，权重系数确定方法如下：
当无人机前飞速度逐渐增大时，为了克服气动阻力，两侧电机倾转角度持续增大，这导致其俯仰配平能力减弱，为了能够平稳控制纵向通道，可以在过渡模式中引入升降舵的控制，并逐渐衰减旋翼转速差动机制的俯仰力矩控制权限；
当空速低于5m/s，升降舵产生的俯仰力矩非常小，几乎不起作用；当飞行速度大于20m/s，升降舵可以产生足够的俯仰操纵力矩，所以可以设计基于飞行速度的线性过渡策略：无人机在过渡模式飞行时，旋翼转速差动机制的俯仰控制权重系数为：当空速较低时，升降舵产生的俯仰力矩非常小，几乎不起作用；当飞行速度较大时，升降舵可以产生足够的俯仰操纵力矩，所以可以设计基于飞行速度的线性过渡策略：无人机在过渡模式飞行时，旋翼转速差动机制的俯仰控制权重系数为：
同理可得升降舵的俯仰控制权系数为1-Kmix。
本发明所述的倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，所述步骤S5中倾转过程姿态/速度解耦控制中包括起飞阶段倾转过程分析和降落阶段倾转过程分析，所述起飞阶段倾转过程分析具体如下：
无人机以三旋翼模式垂直起飞，爬升至20m高度，之后给定无人机前飞速度指令，在横侧控制器的作用下，无人机进入过渡模式，前飞速度不断增大，直到前飞速度达到20m/s，在此期间，始终保持无人机的俯仰姿态为水平。随着前飞速度增大，飞行阻力也随之增加，为了继续加速前飞，无人机两侧螺旋桨不断向前倾转，机翼升力逐步平衡无人机自身重力，根据配平分析，当无人机速度达到20m/s时，飞行姿态接近水平，电机倾转角接近90度，可以平稳地切换至固定翼模式。在整个过渡模式飞行过程中，无人机的姿态保持水平，维持定高飞行；所述起飞阶段的飞行过程如下：
无人机以三旋翼模式垂直起飞，爬升至20m高度，之后给定无人机前飞速度指令，在横侧控制器的作用下，无人机进入过渡模式，前飞速度不断增大，直到前飞速度达到20m/s，在此期间，始终保持无人机的俯仰姿态为水平。随着前飞速度增大，飞行阻力也随之增加，为了继续加速前飞，无人机两侧螺旋桨不断向前倾转，机翼升力逐步平衡无人机自身重力，根据配平分析，当无人机速度达到20m/s时，飞行姿态接近水平，电机倾转角接近90度，可以平稳地切换至固定翼模式。
本发明所述的一种倾转旋翼无人机倾转过程控制***的控制方法，所述倾转旋翼无人机倾转过程控制方法过程中所采用的三旋翼无人机的控制器架构包括控制律解算模块与控制分配模块，所述控制律解算模块包括位置控制器、速度控制器和姿态控制器，所述姿态控制器主要解算得到无人机的三轴期望力矩，使无人机三轴姿态角能够跟踪期望姿态角输入；
所述姿态控制器通过计算期望姿态角与无人机实际姿态角之差，经控制律解算后输出期望力矩，用于后续的控制分配，姿态控制器由角速度内环与角度外环组成；
位置控制器与姿态控制器根据期望状态与无人机实际状态的偏差解算得到期望力和期望力矩，但这些输出并不能与三旋翼无人机的五个控制量一一对应；在实际应用过程中三旋翼的多个控制量之间相互耦合，要产生期望的力和力矩需要五个控制量协同工作，因此控制分配模块，将控制器输出的期望力和期望力矩映射到无人机三个旋翼的转速与两侧旋翼的倾转角上；
控制分配模块根据无人机的布局和操纵策略，将上一级输入的期望力与期望力钜解算为旋翼油门控制量和电机倾转角度，并最终控制执行机构工作以实现无人机状态的控制；
控制分配需要在满足末端执行部件约束条件下，根据期望控制力和力矩求解得到作动器的实际控制指令，可以实现控制律与执行机构的解耦，使飞控***更好地适应不同布局的无人机。
上述技术方案可以看出，本发明具有如下有益效果：
1、本发明所述的一种倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，使用两轴拉力和三轴期望力矩作为虚拟控制量，并给出了近似线性的控制分配策略，仿真结果表明飞行控制器可以使无人机在0～20m/s的速度范围内均保持俯仰姿态水平，同时能够精准跟踪期望位置和期望速度，使无人机在末端接***台过程中始终保持俯仰姿态水平，大大的提高其在移动平台降落的安全性。
2、本发明所述的倾转三旋翼无人机在过渡模式飞行时，机翼升力与旋翼拉力共同平衡重力，具有很强的耦合性，本发明通过配平分析得到无人机在不同飞行模式间切换的过渡走廊，提出了基于空速的线性操纵分配策略，并对无人机切换过程进行了仿真分析，仿真结果表明所设计控制器能够实现无人机在不同飞行模式的平稳切换，切换过程中仍保持定高和水平飞行状态，提高了无人机降落过程的安全性。
附图说明
图1为本发明所述的倾转旋翼无人机倾转过程控制方法的流程图；
图2为本发明中NED坐标系示意图；
图3为本发明中机体坐标系示意图；
图4为本发明中稳定坐标系示意图；
图5为本发明中电机坐标系示意图；
图6为本发明中三旋翼模式控制器总体架构；
图7为本发明中三旋翼模式俯仰与滚转控制示意图；
图8为本发明中过渡模式下电机倾转角度与前飞速度关系曲线；
图9为本发明中过渡模式下电机转速与前飞速度关系曲线；
图10为本发明中固定翼模式平飞状态配平曲线；
图11为本发明中固定翼模式操纵导数随前飞速度变化关系；
图12为本发明中不同操纵方式力矩功效对比；
图13为本发明中三旋翼模式切换为固定翼模式过程飞行速度与高度变化曲线；
图14为本发明中起飞过渡阶段旋翼倾转角度变化曲线；
图15为本发明中固定翼模式切换为过渡模式飞行速度高度变化曲线；
图16为本发明中姿态控制器架构；
图17为本发明中姿态控制器对阶跃输入响应情况；
图18为本发明中三旋翼模式位置控制器架构；
图19为本发明中高度控制器对阶跃信号与斜坡信号的响应；
图20为本发明中位置控制器对横向阶跃信号响应情况；
图21为本发明中过渡模式降落过程示意图；
图22为本发明中基于Simulink构建的倾转三旋翼全流程仿真模型；
图23为本发明中降落阶段无人机轨迹跟踪情况；
图24为本发明中降落过程无人机水平方向与高度方向位置变化情况；
图25为本发明中降落过程无人机飞行速度变化情况；
图26为本发明中降落过程无人机俯仰角变化情况。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例，进一步阐明本发明。
实施例
如图1所示的一种倾转旋翼无人机倾转过程控制***的控制方法，包括：
S1：对倾转三旋翼无人机在不同飞行模式下所受的合外力与合力矩进行分析，建立了倾转三旋翼无人机的动力学模型；
S2：无人机机翼两侧的动力单元可以倾转角度，在倾转过程中对动力学模型进行线性化处理；
S3：通过控制律解算模块和控制分配算法确定速度的旋翼倾转角度和拉力，即通过调节三个螺旋桨的拉力输出以及倾转角度从而实现稳定飞行，通过对倾转三旋翼无人机的动力学模型的配平分析得到前飞速度和旋翼倾转角之间的匹配关系；
S4：倾转过程俯仰控制权重分配，即采用两轴拉力两轴拉力和三轴期望力矩作为虚拟控制量，并给出了近似线性的控制分配策略；
S5：倾转过程姿态/速度解耦控制，即控制分配在满足末端执行部件约束的条件下，根据期望控制力和力矩求解得到作动器的实际控制指令，可以实现控制律与执行机构的解耦，使飞控***更好地适应不同布局的无人机。
本实施例中步骤S1中建立无人机动力学模型中首先需要建立稳定坐标系，并对坐标系进行变换，具体过程如下：
建立NED坐标系，原点O为地面某一点(通常为飞机起飞位置)，ii轴指向正北方向，ji轴指向正东方向，ki轴指向地心或竖直向下，构成右手系，如图2所示；
建立机体坐标系，通常选取质心为坐标原点，ib轴沿纵向中心线指向机头方向，jb轴指向飞行器的右侧机翼，kb指向飞机腹部，构成右手系如图3所示；
稳定坐标系，由于空气作用力伴随着飞机在空气中运动而产生，飞行器相对周围空气的运动速度被定义为空速Va；
为了使飞行器爬升，飞行时需要使机翼和空速矢量夹角为正，这个角度称为攻角α；
在侧滑角β＝0的情况下，is轴指向风速方向的反向，js轴垂直于机体对称面指向右侧，ks轴指向机腹下方构成右手系；在不考虑侧滑角的情况下，气动阻力指向is轴的反方向，升力指向ks轴的反方向；
坐标系的变换过程如下：
如图4所示，为了实现在不同的坐标系间的相互转换，使用欧拉角法推导坐标系间相互转换的坐标变换矩阵，一个坐标系相对于另一个坐标系的位置关系可以用三个角度ψ、θ、φ来表示，这三个角度被称为欧拉角；这三个角度为一个坐标系经过连续3次的旋转与另一个坐标系重合过程中转动的角度，坐标变化时旋转的顺序非常重要，通常使用ZYX顺序(即偏航-俯仰-滚转顺序)。
(1)NED坐标系变换到机体坐标系/>
其中φ，θ，ψ分别为滚转角、俯仰角和偏航角，进一步化简可得
其中c代表cos，s代表sin；
(2)稳定坐标系变换到机体坐标系/>(忽略侧滑角的情况下)
本实施例中所述步骤S1中建立倾转三旋翼无人机的运动学和动力学模型方法如下：
传感器能直接得到的是机体坐标系下测量得到的p、q、r，因此需要推导角位置φ、θ、ψ和角速度p、q、r之间的关系，角速度是在机体坐标系定义的，而角位置是在三个不同的坐标系下定义的；
将上式化简后进行逆变换，可得到角位置和角速度的关系如下：
/>
无人机可视为六自由度的刚体，在建立无人机动力学模型过程中，为了降低建模的复杂度，提出以下基本假设：
(1)忽略飞行器结构的弹性，且飞行过程中质量恒定；
(2)将地球视为惯性***，不考虑地球表面曲率；
(3)飞行过程中高度变化小，可认为重力加速度恒定；
飞机的运动满足牛顿运动定律，在惯性坐标系下，力和力矩的方程形式如下：
上式中，V是速度，H是动量矩，下表i代表在惯性坐标系中测量得到的；
H＝Iω (2.36)
其中，I为飞机的惯性矩，ω是惯性坐标系中飞机的角速度，代入上式可得力矩表达式为如下形式：
由于机体坐标系是非惯性系，相对惯性坐标系存在旋转角速度ωb，力和力矩方程需要进行修正，具体修正方法如下：
对于平移运动而言，根据动轴定理，可以修正为如下形式，
其中表示无人机在机体坐标系中的运动速度，/>代表机体坐标系相对于NED坐标系的旋转角速度，/>表示在机体坐标系下对速度进行求导；代入到平移运动方程，得
对于旋转运动，根据动轴定理，旋转运动可以表示为
其中代入可得
/>
忽略运动过程中惯性矩/的变化，即将上式化简可得
其中表示在机体坐标系下对角速度进行求导，ωb/i＝[p q r]T，M＝[lm n]T表示机体坐标系下作用在无人机重心的力矩，l、m、n分别表示绕x，y，z轴的力矩，在之前的假设中，我们假设机体坐标中飞机分别关于ib轴和kb轴对称，这也符合大多数飞机的布局形式，这种情况下，Ixy＝Iyz＝0；
代入到上述方程可得
上式中Ix，Iy，Iz，Ixy，Iyz，Ixz分别表示无人机对x，y，z轴和xy，yz，xz平面的惯性矩；
经过上述修正后即可得到动力学模型。
三旋翼模式下，飞行速度低且两侧旋翼倾转角度较小，可以忽略来流速度对螺旋桨前进比造成的影响，螺旋桨的拉力与扭矩只与螺旋桨的转速相关。
所述步骤S2中倾转过程中动力学模型线性化的具体方法如下：
当无人机以三旋翼模式飞行时，舵面几乎不产生控制力矩，因此不对舵面进行控制，保持各操纵舵面为中立位置，无人机在三旋翼模式的控制量包括三个螺旋桨的转速以及两侧电机的倾转角度，共五个控制量；
当三旋翼无人机处于平衡状态时，俯仰配平需要尾部旋翼产生足够的拉力，同时也会产生相应的航向反扭力矩，因此在悬停状态下三旋翼无人机左右两侧旋翼需要维持一定的差动倾转角度使得航向力矩平衡，无人机在稳定悬停状态时需要满足三轴力矩平衡以及三轴合外力平衡，可得此时三旋翼的平衡方程如下：
其中，R，P，Y为三轴期望力矩(Roll-Pitch-Yaw)，Fz为沿机体轴kb方向的拉力，Fx为沿机体轴ib方向的拉力，以上的力与力矩被称为虚拟控制量；
可以发现三旋翼无人机的平衡方程涉及较多的三角函数，具有很强的非线性，为了进一步求解，需要对上述方程组进行线性化处理，首先对其中非线性部分的变量做以下变换：
代换后可将力与力矩方程组改写为矩阵形式：
对线性方程组求解可得
代入无人机结构参数与电机参数可得控制分配矩阵Q为
根据前文替换关系可解算得五个执行机构的控制量为
将无人机的结构参数与电机参数代入，联立公式(3.4)与(3.5)可以解得三旋翼无人机在悬停状态时旋翼的转速和倾转角度；将上式的计算结果输入到飞行器执行机构的控制器可实现虚拟控制量与执行机构之间的映射，为了实现多个力和力矩控制分配的均衡性，避免控制分配出现奇异点，可在控制器中分别对虚拟控制量的输出进行限幅；
位置控制器与姿态控制器根据期望状态与无人机实际状态的偏差解算得到期望力和期望力矩，但这些输出并不能与三旋翼无人机的五个控制量一一对应，事实上，三旋翼的多个控制量之间相互耦合，要产生期望的力和力矩需要五个控制量协同工作，因此需要设计控制分配算法，将控制器输出的期望力和期望力矩映射到无人机三个旋翼的转速与两侧旋翼的倾转角上；
控制分配需要在满足末端执行部件约束条件下，根据期望控制力和力矩求解得到作动器的实际控制指令，可以实现控制律与执行机构的解耦，使飞控***更好地适应不同布局的无人机。
本实施例中无人机机翼两侧的动力单元可以倾转角度，尾部的电机有固定的安装角度，机翼两侧旋翼使用正反桨的设计对螺旋桨产生的反扭力矩进行平衡，
三旋翼无人机通过改变前后旋翼拉力大小进行俯仰控制，改变左右两侧旋翼拉力大小实现滚转控制，两侧旋翼进行倾转角度差动，产生航向控制力矩实现航向操纵；
当无人机在三旋翼模式下，飞行速度低且两侧旋翼倾转角度较小，可以忽略来流速度对螺旋桨前进比造成的影响，螺旋桨的拉力与扭矩只与螺旋桨的转速相关；
螺旋桨在空气中以角速度ω旋转时，会产生拉力Fm和反扭力矩Mr，与转速的关系如下：
Fm＝kfω2 (2.43)
Mr＝-kmω2 (2.44)
式中kf为拉力系数，km为力矩系数，km前的负号代表反扭力矩的方向与旋转方向相反；
定义电机竖直向上时倾转角为0°(向前倾转为正方向)，将螺旋桨的拉力转换到机体坐标系可得
上式中，为机体坐标系中螺旋桨的拉力，/>为电机坐标系到机体坐标系的旋转矩阵，δ为旋翼电机的倾角；
三个螺旋桨产生的拉力可以表示为如下：
化简得
上式中，为载体坐标系中螺旋桨产生的拉力，ωl，ωr，ωt，分别代表左侧电机，右侧电机，尾部电机的旋转角速度；δl，δr，δt，分别代表左侧电机，右侧电机，尾部电机的倾转角；其中尾部电机无法倾转，即δt＝0°；δl，δr代表左右两侧电机的倾转角，如前文所述，电机竖直向上时倾转角为0，完全水平时为π/2，电机的倾转角度范围为[-π/12，π/2]；
(1)旋翼拉力引起的力矩
因螺旋桨产生的拉力不经过重心，会产生附加力矩，表示如下：
设r＝[rx ry rz]，F＝[Fx Fy Fz]，则有
代入到上式可得
上式中MF为三个螺旋桨拉力对无人机重心的力矩，r1，r2，r3在机体坐标系内，分别为左侧螺旋桨，右侧螺旋桨，尾部螺旋桨到无人机重心的距离向量，将3个向量分解到机体坐标系内获得r1x，r1y，r1z，r2x，r2y，r2z，r3x，r3y，r3z；
(2)旋翼的反扭距
电机坐标系的反扭距需要变换到机体坐标系，可得
化简可得
其中左右两侧螺旋桨的旋转方向相反，产生的反扭距方向也相反；
(3)旋翼倾转产生的陀螺力矩
倾转旋翼无人机的两侧旋翼在倾转过程中，其自身存在一定的转速，因此会存在陀螺效应，例如顺时针倾转时会造成机体抬头；
化简可得
上式中，Mgyro为旋翼倾转产生的陀螺力矩，Jrotor为旋翼对倾转中心的转动惯量。
本实施例中当倾转三旋翼无人机在飞行模式间切换时，飞行器既存在速度改变又存在构型改变，需要协调控制螺旋桨拉力与机翼升力之间的分配关系；
在切换过渡过程中，电机螺旋桨的倾转角与无人机的前飞速度紧密相关，通常定义无人机前飞速度与电机倾转角度的特定匹配关系为过渡走廊，通过过渡走廊曲线计算使无人机实现过渡切换过程中的稳定控制，使得无人机状态转换更为平稳；
飞行速度低时，机翼产生的升力无法与重力平衡，需要旋翼拉力共同参与平衡；随着飞行速度的提高，螺旋桨的前进比会增大，旋翼的最大拉力系数减小，旋翼所能产生的机体轴Zb负方向的力也相应减小，主要通过机翼升力实现纵向平衡，可以通过对无人机动力学模型的配平分析得到前飞速度和旋翼倾转角之间的匹配关系；
倾转三旋翼无人机***可以用以下非线性微分方程描述：
其中x代表无人机的状态量，u代表无人机的控制量，代表状态量的一阶导数，如果存在状态x*，输入量u*，使得
f(x*，u*)＝0 (3.17)
则说明该***处于平衡状态；
配平过程就是寻找满足f(x*，u*)＝0的状态x*，输入量u*的过程，本质是求解非线性方程组的问题，采用Simulink中提供的Steady State Manger配平工具箱对过渡模式下不同飞行速度的倾转三旋翼无人机进行配平，在配平过程中保证俯仰角为0。
过渡模式下螺旋桨倾转角度与前飞速度的配平曲线如图8所示，可以发现，为了平衡尾部电机产生的反扭力矩，左右两侧旋翼始终维持着一定的差动倾转角度，随着飞行速度的提高，两侧旋翼的差动角度逐渐减小。当飞行速度达到21m/s时，两侧旋翼的配平倾转角度达到90度，结合图9可以发现尾部电机转速为0，即此时无人机已经切换至固定翼模式飞行。
过渡模式下电机转速与前飞速度关系曲线如图9所示，在无人机前飞速度从0～21m/s逐渐提高的过程中，两侧电机的倾转角度逐渐加大，而三个旋翼的转速均逐渐减小，主要原因在于随着前飞速度的提高，无人机的机翼提供的升力越来越大，三旋翼控制器输出的期望力逐渐减小，映射到各个旋翼的转速也随之减小。值得说明的是，在过渡模式的配平分析全过程中，始终保持升降率与俯仰角均为为0。
无人机以固定翼模式保持平飞状态的配平曲线如图10所示，随着飞行速度的提高，无人机保持定高飞行时的配平俯仰角逐渐减小，配平升降舵偏转角度逐渐减小，油门逐渐增大。根据配平结果可得，当前飞速度V＝20m/s时配平俯仰角为0，适合进行状态切换，在该前飞速度下无人机的电机配平倾转角接近90度，而且在该飞行速度时的配平俯仰角均接近0度，能够实现切换过程对飞行器的状态影响最小。
本实施例中过渡模式操纵分配如下：
倾转三旋翼无人机在过渡模式飞行过程中，三旋翼与固定翼的操纵机制均发挥作用，存在复杂的操纵冗余问题，且这两种操纵方式的操纵效率与前飞速度有着非线性关系，需要根据旋翼倾转角度和飞行速度设计操纵分配策略
(1)操纵效能分析
升降舵对俯仰姿态的操纵效率可以使用俯仰操纵导数来衡量，如图11所示，升降舵的俯仰操纵导数随与飞行速度成正相关，即速度越高升降舵能够产生的控制力矩越大。图12对比了升降舵与三个旋翼在不同飞行速度下产生的俯仰力矩贡献，可以发现飞行速度低于5m/s时，升降舵的俯仰力矩贡献低于2％，无人机的俯仰操纵以旋翼转速控制为主，升降舵几乎不起作用；当飞行速度大于20m/s时，旋翼的俯仰力矩贡献低于2％且很快降低至0。
(2)操纵分配
根据操纵效率随飞行速度的变化关系，可以基于飞行速度构建两种操纵机制的加权分配关系。从图8与图12中可以发现，当无人机前飞速度逐渐增大时，为了克服气动阻力，两侧电机倾转角度持续增大，这导致其俯仰配平能力减弱，为了能够平稳控制纵向通道，可以在过渡模式中引入升降舵的控制，并逐渐衰减旋翼转速差动机制的俯仰力矩控制权限。
本文以飞行速度为参考确定分配的权重系数，从图12可得，当空速较低时(低于5m/s)，升降舵产生的俯仰力矩非常小，几乎不起作用；当飞行速度较大时(大于20m/s)，升降舵可以产生足够的俯仰操纵力矩，所以可以设计基于飞行速度的线性过渡策略：无人机在过渡模式飞行时，旋翼转速差动机制的俯仰控制权重系数为：
倾转三旋翼无人机在过渡模式飞行过程中，三旋翼与固定翼的操纵机制均发挥作用，存在复杂的操纵冗余问题，且这两种操纵方式的操纵效率与前飞速度有着非线性关系，需要根据旋翼倾转角度和飞行速度设计操纵分配策略。
本实施例中在权重分配过程中俯仰控制权系数确定方法如下：
当无人机前飞速度逐渐增大时，为了克服气动阻力，两侧电机倾转角度持续增大，这导致其俯仰配平能力减弱，为了能够平稳控制纵向通道，可以在过渡模式中引入升降舵的控制，并逐渐衰减旋翼转速差动机制的俯仰力矩控制权限；
本案中以飞行速度为参考确定分配的权重系数，从图12可得，当空速较低时(低于5m/s)，升降舵产生的俯仰力矩非常小，几乎不起作用；当飞行速度较大时(大于20m/s)，升降舵可以产生足够的俯仰操纵力矩，所以可以设计基于飞行速度的线性过渡策略：无人机在过渡模式飞行时，旋翼转速差动机制的俯仰控制权重系数为：
同理可得升降舵的俯仰控制权系数为1-Kmix。
本实施例中所述倾转旋翼无人机倾转过程控制方法过程中所采用的三旋翼无人机的控制器架构包括控制律解算模块与控制分配模块，所述控制律解算模块包括位置控制器、速度控制器和姿态控制器，所述姿态控制器主要解算得到无人机的三轴期望力矩，使无人机三轴姿态角能够跟踪期望姿态角输入；
所述姿态控制器通过计算期望姿态角与无人机实际姿态角之差，经控制律解算后输出期望力矩，用于后续的控制分配，姿态控制器由角速度内环与角度外环组成；
位置控制器与姿态控制器根据期望状态与无人机实际状态的偏差解算得到期望力和期望力矩，但这些输出并不能与三旋翼无人机的五个控制量一一对应；在实际应用过程中三旋翼的多个控制量之间相互耦合，要产生期望的力和力矩需要五个控制量协同工作，因此控制分配模块，将控制器输出的期望力和期望力矩映射到无人机三个旋翼的转速与两侧旋翼的倾转角上；
控制分配模块根据无人机的布局和操纵策略，将上一级输入的期望力与期望力钜解算为旋翼油门控制量和电机倾转角度，并最终控制执行机构工作以实现无人机状态的控制；
控制分配需要在满足末端执行部件约束条件下，根据期望控制力和力矩求解得到作动器的实际控制指令，可以实现控制律与执行机构的解耦，使飞控***更好地适应不同布局的无人机。
过渡模式下螺旋桨倾转角度与前飞速度的配平曲线如图8所示，可以发现，为了平衡尾部电机产生的反扭力矩，左右两侧旋翼始终维持着一定的差动倾转角度，随着飞行速度的提高，两侧旋翼的差动角度逐渐减小。当飞行速度达到21m/s时，两侧旋翼的配平倾转角度达到90度，结合图9可以发现尾部电机转速为0，即此时无人机已经切换至固定翼模式飞行。
无人机起飞阶段倾转过程分析：
起飞阶段的飞行过程如下：无人机以三旋翼模式垂直起飞，爬升至20m高度，之后给定无人机前飞速度指令(斜坡信号)。在横侧控制器的作用下，无人机进入过渡模式，前飞速度不断增大，直到前飞速度达到20m/s，在此期间，始终保持无人机的俯仰姿态为水平。随着前飞速度增大，飞行阻力也随之增加，为了继续加速前飞，无人机两侧螺旋桨不断向前倾转，机翼升力逐步平衡无人机自身重力，根据配平分析，当无人机速度达到20m/s时，飞行姿态接近水平，电机倾转角接近90度，可以平稳地切换至固定翼模式。在整个过渡模式飞行过程中，无人机的姿态保持水平，维持定高飞行(允许较小的高度波动)。无人机由三旋翼模式切换至固定翼模式过程中的飞行速度与高度变化曲线如图13所示，仿真结果表明设计的控制器能够实现无人机定高状态下的模式转换。
值得注意的是，当无人机需要由三旋翼模式快速切换至固定翼模式飞行时，无人机不再进行水平位置控制，仅保持纵向定高控制回路工作，水平方向使用速度控制，直至无人机切换为固定翼模式。
无人机过渡阶段两侧旋翼倾转角度变化曲线如图14所示，可以发现从7.4s开始进行飞行模式切换后，两侧旋翼首先快速倾转至某一角度进行加速前飞，随后随着飞行速度增大，逐步增加两侧旋翼的倾转角度直至切换为固定翼模式，仿真结果与配平分析结果吻合度较好，证明了切换控制策略的可行性。
降落阶段倾转过程分析：
降落阶段飞行模式切换的具体过程如下：倾转三旋翼无人机首先进行巡航飞行，准备进行飞行模式切换前，将飞行速度降低为21m/s，之后进入模式切换过程，使无人机飞行速度跟踪给定的速度参考信号(斜坡信号)，直至切换到过渡模式，随着前飞速度降低，舵面控制力矩贡献低于2％，最后进入三旋翼控制模式。仿真结果如图15所示，可以发现与起飞阶段类似，无人机在降落切换阶段仍可以实现定高转换，为后续无人机在移动平台上降落提供了可能性。以上是倾转旋翼无人机常规定点降落的过程，而在移动平台上降落需要维持一定的前飞速度，无人机需要在切换进入过渡模式后，以过渡模式对目标移动平台进行末端跟踪并实现水平降落。
本实施例中所述的一种倾转旋翼无人机倾转过程控制方法与实施例1相同，除此之外，本实施例中所述的姿态控制器的如下
姿态控制器主要解算得到无人机的三轴期望力矩，使无人机三轴姿态角能够跟踪期望姿态角输入，姿态控制器是三旋翼无人机实现稳定姿态控制的关键，同时也是后续设计位置控制器的基础。在小角度假设下，可以认为无人机三轴姿态的耦合可以忽略，本案使用级联的控制结构设计了姿态控制器，对无人机三轴姿态分别进行独立控制；
使用PID控制算法，基于级联架构设计了内外环的姿态控制器如图16所示；
姿态控制器通过计算期望姿态角与无人机实际姿态角之差，经控制律解算后输出期望力矩，用于后续的控制分配，姿态控制器由角速度内环与角度外环组成。
(1)角速度环
角速度环为内环，通过计算角速度参考ωd与无人机实际角速度ωb之差，进而使用PI控制律得到期望力矩Md，同时由于角速度可测得，作为阻尼项引入：
ωe＝ωd-ωb (3.19)
无人机的转动惯量测得后，可以加入前馈项，即
(2)角度环
角度环的控制目标是通过计算期望姿态角θd与实际姿态角θ之差θe，使用比例控制器得到期望角速度ωd：
θe＝θd-θ (3.22)
ωd＝Kpθe (3.23)
对姿态控制器输入幅值为5°的阶跃信号，***响应如图17所示，***在1.5s后收敛到稳定状态，最大超调为0.31％，峰值时间为1.5s，有着较好的控制效果。
所述位置控制器的具体方案如下：
本实施例中所述的倾转三旋翼无人机可以在维持俯仰姿态水平的基础上，通过调整两侧旋翼倾转角度以直接产生沿机体轴ib和kb轴方向的力，但无法产生沿机体轴jb方向的力，可通过控制机体滚转来实现，由此可计算得滚转角参考值。总而言之，倾转三旋翼可以在机体俯仰角为零的状态下，通过控制电机倾转直接产生机体轴ib方向的力，因此在设计位置控制器时需要对俯仰角控制回路进行解耦。
三旋翼模式位置控制器架构如图18所示，通过计算给定位置参考与无人机实际位置的偏差，经控制律解算后最终输出基于机体坐标系的参考力Fx与Fz以及滚转角参考，航向角参考由外部输入给定，为了使无人机在前飞过程中姿态保持水平，设定俯仰角参考值为0，以上期望力与期望姿态作为下一级姿态控制器的输入给出。值得注意的是，位置参考通常基于NED坐标系给出，为了便于控制器设计，将首先在NED坐标系下进行控制律解算，最终将期望力变换到机体坐标系进行输出。位置控制器使用了内外环级联的控制结构，内环控制速度，外环控制位置，内环回路可以抑制外界扰动，改善目标对象特性，提高***响应能力。
(1)位置控制
在小角度假设下，需要将NED坐标系的水平位置进行航向旋转变换：
根据无人机运动模型：
可以使用比例控制器根据位置偏差计算期望速度Vd：
其中
(2)速度控制
位置控制给出的期望速度Vd基于NED坐标系，因此期望速度与实际速度的偏差可在NED坐标系进行计算，考虑速度前馈可得
eV＝Vd-Vn+Vff (3.27)
NED坐标系下的期望拉力可以使用PI控制器进行计算：
为了提高***的响应速度，添加重力前馈与速度前馈，可得
将NED坐标系下的期望力变换至机体坐标系
得到期望拉力之后，还需要计算期望姿态角进行后续的姿态控制。倾转三旋翼无人机仅进行旋翼倾转而不改变飞行姿态时，无法产生期望拉力Fy，因此可根据Fy计算期望滚转角φd，使用比例控制器可得：
期望航向角由外部输入直接给出，期望俯仰角保持为0，综上可得控制器最终输出的期望力与期望姿态角为Fx，Fz，φd，ψd，θd。
对位置控制器分别给出高度方向和横侧方向的阶跃输入信号与斜坡信号，三旋翼无人机的***响应如图20、图21所示，可以发现高度控制器对阶跃信号的响应优于位置控制器，根源在于机翼两侧旋翼向前倾转角度范围较向后倾转角度更大，前飞时加速性能优于减速性能，因此横侧控制器收敛速度更慢。对斜坡信号的响应表明三旋翼无人机对运动轨迹有着较好地跟踪性能，为无人机在移动平台上降落奠定了基础。
具体举例说明如下：
在实际应用中，当飞行速度降低为20m/s，为了实现对移动平台的精准降落，需要将无人机转换至过渡模式飞行，过渡模式降落过程如图21所示，首先进行无人机飞行模式的切换，切换过程中保持定高飞行，不对无人机水平位置进行控制，使用速度控制使三旋翼模式飞行速度与移动平台前进速度保持一致；切换完成后，导引***输出基于大地坐标系的位置参考与前馈速度参考以跟踪移动平台，无人机先飞行至移动平台上方保持与移动平台相对静止后，逐步降低飞行高度实现在移动平台的降落。
无人机在拉平过程结束后距离移动平台的水平距离为70m，相对高度为2m，无人机的飞行速度为20m/s，移动平台的前进速度为10m/s。基于Simulink构建了如图22所示的倾转三旋翼无人机全流程仿真模型，在上述运动环境中对降落过程进行了仿真分析。
图23展示了降落阶段无人机的轨迹跟踪情况，图24分别展示了降落过程无人机水平方向与高度方向的位置变化情况，图25为降落过程无人机飞行速度变化图，对比分析可以发现0～2s阶段无人机以固定翼模式进行定高巡航飞行，2～14s阶段无人机开始由固定翼模式切换为过渡模式，飞行速度降低到与移动平台运动速度一致，14～21s无人机飞行至目标移动平台上方，与移动平台保持相同的前飞速度，实现相对静止。随后无人机开始以指数形式逐步降低飞行高度，这一降落策略可以实现无人机降落在移动平台时冲击较小，由图25可得无人机与移动平台接触时下降率为-0.01m/s，能够实现平稳着陆。
无人机降落过程俯仰角变化情况如图26所示，可以发现得益于本文针对过渡模式设计的飞行控制策略，无人机在前飞过程中俯仰角接近0，在最终在移动平台降落时俯仰角为0.001°，可以实现降落时保持机体水平姿态。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。
Claims (10)
1.一种倾转旋翼无人机倾转过程控制***的控制方法，其特征在于：包括：
S1：对倾转三旋翼无人机在不同飞行模式下所受的合外力与合力矩进行分析，建立了倾转三旋翼无人机的动力学模型；
S2：无人机机翼两侧的动力单元可以倾转角度，在倾转过程中对动力学模型进行线性化处理；
S3：通过控制律解算模块和控制分配算法确定速度的旋翼倾转角度和拉力，即通过调节三个螺旋桨的拉力输出以及倾转角度从而实现稳定飞行，通过对倾转三旋翼无人机的动力学模型的配平分析得到前飞速度和旋翼倾转角之间的匹配关系；
S4：倾转过程俯仰控制权重分配，即采用两轴拉力两轴拉力和三轴期望力矩作为虚拟控制量，并给出了近似线性的控制分配策略；
S5：倾转过程姿态/速度解耦控制，即控制分配在满足末端执行部件约束的条件下，根据期望控制力和力矩求解得到作动器的实际控制指令，可以实现控制律与执行机构的解耦，使飞控***更好地适应不同布局的无人机。
2.根据权利要求1所述的倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，其特征在于：步骤S1中建立无人机动力学模型中首先需要建立稳定坐标系，并对坐标系进行变换，具体过程如下：
建立NED坐标系，原点O为地面某一点(通常为飞机起飞位置)，ii轴指向正北方向，ji轴指向正东方向，ki轴指向地心或竖直向下，构成右手系；
建立机体坐标系，通常选取质心为坐标原点，ib轴沿纵向中心线指向机头方向，jb轴指向飞行器的右侧机翼，kb指向飞机腹部，构成右手系；
稳定坐标系，由于空气作用力伴随着飞机在空气中运动而产生，飞行器相对周围空气的运动速度被定义为空速Va；
为了使飞行器爬升，飞行时需要使机翼和空速矢量夹角为正，这个角度称为攻角α；
在侧滑角β＝0的情况下，is轴指向风速方向的反向，js轴垂直于机体对称面指向右侧，ks轴指向机腹下方构成右手系；在不考虑侧滑角的情况下，气动阻力指向is轴的反方向，升力指向ks轴的反方向；
坐标系的变换过程如下：
为了实现在不同的坐标系间的相互转换，使用欧拉角法推导坐标系间相互转换的坐标变换矩阵，一个坐标系相对于另一个坐标系的位置关系可以用三个角度ψ、θ、φ来表示，这三个角度被称为欧拉角；这三个角度为一个坐标系经过连续3次的旋转与另一个坐标系重合过程中转动的角度，坐标变化时旋转的顺序非常重要，通常使用ZYX顺序(即偏航-俯仰-滚转顺序)；
(1)NED坐标系变换到机体坐标系/>
其中φ，θ，ψ分别为滚转角、俯仰角和偏航角，进一步化简可得
其中c代表cos，s代表sin；
(2)稳定坐标系变换到机体坐标系/>(忽略侧滑角的情况下)
3.根据权利要求1所述的倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，其特征在于：所述步骤S1中建立倾转三旋翼无人机的运动学和动力学模型方法如下：
传感器能直接得到的是机体坐标系下测量得到的p、q、r，因此需要推导角位置φ、θ、ψ和角速度p、q、r之间的关系，角速度是在机体坐标系定义的，而角位置是在三个不同的坐标系下定义的；
将上式化简后进行逆变换，可得到角位置和角速度的关系如下：
在建立无人机动力学模型过程中，为了降低建模的复杂度，提出以下基本假设：
(1)忽略飞行器结构的弹性，且飞行过程中质量恒定；
(2)将地球视为惯性***，不考虑地球表面曲率；
(3)飞行过程中高度变化小，可认为重力加速度恒定；
飞机的运动满足牛顿运动定律，在惯性坐标系下，力和力矩的方程形式如下：
上式中，V是速度，H是动量矩，下表i代表在惯性坐标系中测量得到的；
H＝Iω (2.8)
其中，I为飞机的惯性矩，ω是惯性坐标系中飞机的角速度，代入上式可得力矩表达式为如下形式：
由于机体坐标系是非惯性系，相对惯性坐标系存在旋转角速度ωb，力和力矩方程需要进行修正，具体修正方法如下：
对于平移运动而言，根据动轴定理，可以修正为如下形式，
其中表示无人机在机体坐标系中的运动速度，/>代表机体坐标系相对于NED坐标系的旋转角速度，/>表示在机体坐标系下对速度进行求导；代入到平移运动方程，得
对于旋转运动，根据动轴定理，旋转运动可以表示为
其中代入可得
忽略运动过程中惯性矩I的变化，即将上式化简可得
其中表示在机体坐标系下对角速度进行求导，ωb/i＝[p q r]T，M＝[l m n]T表示机体坐标系下作用在无人机重心的力矩，l、m、n分别表示绕x，y，z轴的力矩，在之前的假设中，我们假设机体坐标中飞机分别关于ib轴和kb轴对称，这也符合大多数飞机的布局形式，这种情况下，Ixy＝Iyz＝0；
代入到上述方程可得
上式中Ix，Iy，Iz，Ixy，Iyz，Ixz分别表示无人机对x，y，z轴和xy，yz，xz平面的惯性矩；
经过上述修正后即可得到动力学模型。
4.据权利要求1所述的倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，其特征在于：
所述步骤2中倾转过程中动力学模型线性化的具体方法如下：
当无人机以三旋翼模式飞行时，舵面几乎不产生控制力矩，因此不对舵面进行控制，保持各操纵舵面为中立位置，无人机在三旋翼模式的控制量包括三个螺旋桨的转速以及两侧电机的倾转角度，共五个控制量；
当三旋翼无人机处于平衡状态时，俯仰配平需要尾部旋翼产生足够的拉力，同时也会产生相应的航向反扭力矩，因此在悬停状态下三旋翼无人机左右两侧旋翼需要维持一定的差动倾转角度使得航向力矩平衡，无人机在稳定悬停状态时需要满足三轴力矩平衡以及三轴合外力平衡，可得此时三旋翼的平衡方程如下：
其中，R，P，Y为三轴期望力矩(Roll-Pitch-Yaw)，Fz为沿机体轴kb方向的拉力，Fx为沿机体轴ib方向的拉力，以上的力与力矩被称为虚拟控制量；
可以发现三旋翼无人机的平衡方程涉及较多的三角函数，具有很强的非线性，为了进一步求解，需要对上述方程组进行线性化处理，首先对其中非线性部分的变量做以下变换：
代换后可将力与力矩方程组改写为矩阵形式：
对线性方程组求解可得
代入无人机结构参数与电机参数可得控制分配矩阵Q为
根据前文替换关系可解算得五个执行机构的控制量为
将无人机的结构参数与电机参数代入，联立公式(3.4)与(3.5)可以解得三旋翼无人机在悬停状态时旋翼的转速和倾转角度；将上式的计算结果输入到飞行器执行机构的控制器可实现虚拟控制量与执行机构之间的映射，为了实现多个力和力矩控制分配的均衡性，避免控制分配出现奇异点，可在控制器中分别对虚拟控制量的输出进行限幅；
位置控制器与姿态控制器根据期望状态与无人机实际状态的偏差解算得到期望力和期望力矩，但这些输出并不能与三旋翼无人机的五个控制量一一对应，事实上，三旋翼的多个控制量之间相互耦合，要产生期望的力和力矩需要五个控制量协同工作，因此需要设计控制分配算法，将控制器输出的期望力和期望力矩映射到无人机三个旋翼的转速与两侧旋翼的倾转角上；
控制分配需要在满足末端执行部件约束条件下，根据期望控制力和力矩求解得到作动器的实际控制指令，可以实现控制律与执行机构的解耦，使飞控***更好地适应不同布局的无人机。
5.根据权利要求3所述的倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，其特征在于：所述步骤S3中确定速度的旋翼倾转角度和拉力的方法如下：
无人机机翼两侧的动力单元可以倾转角度，尾部的电机有固定的安装角度，机翼两侧旋翼使用正反桨的设计对螺旋桨产生的反扭力矩进行平衡，
三旋翼无人机通过改变前后旋翼拉力大小进行俯仰控制，改变左右两侧旋翼拉力大小实现滚转控制，两侧旋翼进行倾转角度差动，产生航向控制力矩实现航向操纵；
当无人机在三旋翼模式下，飞行速度低且两侧旋翼倾转角度较小，可以忽略来流速度对螺旋桨前进比造成的影响，螺旋桨的拉力与扭矩只与螺旋桨的转速相关；
螺旋桨在空气中以角速度ω旋转时，会产生拉力Fm和反扭力矩Mr，与转速的关系如下：
Fm＝kfω2 (2.16)
Mr＝-kmω2 (2.17)
式中kf为拉力系数，km为力矩系数，km前的负号代表反扭力矩的方向与旋转方向相反；
定义电机竖直向上时倾转角为0°(向前倾转为正方向)，将螺旋桨的拉力转换到机体坐标系可得
上式中，为机体坐标系中螺旋桨的拉力，/>为电机坐标系到机体坐标系的旋转矩阵，δ为旋翼电机的倾角；
三个螺旋桨产生的拉力可以表示为如下：
化简得
上式中，为载体坐标系中螺旋桨产生的拉力，ωl,ωr,ωt,分别代表左侧电机，右侧电机，尾部电机的旋转角速度；δl,δr,δt,分别代表左侧电机，右侧电机，尾部电机的倾转角；其中尾部电机无法倾转，即δt＝0°；δl，δr代表左右两侧电机的倾转角，如前文所述，电机竖直向上时倾转角为0，完全水平时为π/2，电机的倾转角度范围为[-π/12，π/2]；
(1)旋翼拉力引起的力矩
因螺旋桨产生的拉力不经过重心，会产生附加力矩，表示如下：
设r＝[rx ry rz]，F＝[Fx Fy Fz]，则有
代入到上式可得
上式中MF为三个螺旋桨拉力对无人机重心的力矩，r1，r2，r3在机体坐标系内，分别为左侧螺旋桨，右侧螺旋桨，尾部螺旋桨到无人机重心的距离向量，将3个向量分解到机体坐标系内获得r1x，r1y，r1z，r2x，r2y，r2z，r3x，r3y，r3z；
(2)旋翼的反扭距
电机坐标系的反扭距需要变换到机体坐标系，可得
化简可得
其中左右两侧螺旋桨的旋转方向相反，产生的反扭距方向也相反；
(2)旋翼倾转产生的陀螺力矩
倾转旋翼无人机的两侧旋翼在倾转过程中，其自身存在一定的转速，因此会存在陀螺效应，例如顺时针倾转时会造成机体抬头；
化简可得
上式中，Mgyro为旋翼倾转产生的陀螺力矩，Jrotor为旋翼对倾转中心的转动惯量。
6.据权利要求1所述的倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，其特征在于：所述步骤4中倾转过程中俯仰控制权重分配的过程如下：
当倾转三旋翼无人机在飞行模式间切换时，飞行器既存在速度改变又存在构型改变，需要协调控制螺旋桨拉力与机翼升力之间的分配关系；
在切换过渡过程中，电机螺旋桨的倾转角与无人机的前飞速度紧密相关，通常定义无人机前飞速度与电机倾转角度的特定匹配关系为过渡走廊，通过过渡走廊曲线计算使无人机实现过渡切换过程中的稳定控制，使得无人机状态转换更为平稳；
飞行速度低时，机翼产生的升力无法与重力平衡，需要旋翼拉力共同参与平衡；随着飞行速度的提高，螺旋桨的前进比会增大，旋翼的最大拉力系数减小，旋翼所能产生的机体轴zb负方向的力也相应减小，主要通过机翼升力实现纵向平衡，可以通过对无人机动力学模型的配平分析得到前飞速度和旋翼倾转角之间的匹配关系；
倾转三旋翼无人机***可以用以下非线性微分方程描述：
其中x代表无人机的状态量，u代表无人机的控制量，代表状态量的一阶导数，如果存在状态x*，输入量u*，使得
f(x*，u*)＝0 (3.8)
则说明该***处于平衡状态；
配平过程就是寻找满足f(x*，u*)＝0的状态x*，输入量u*的过程，本质是求解非线性方程组的问题，采用Simulink中提供的Steady State Manger配平工具箱对过渡模式下不同飞行速度的倾转三旋翼无人机进行配平，在配平过程中保证俯仰角为0。
7.利要求1所述的倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，其特征在于：倾转三旋翼无人机在过渡模式飞行过程中，三旋翼与固定翼的操纵机制均发挥作用，存在复杂的操纵冗余问题，且这两种操纵方式的操纵效率与前飞速度有着非线性关系，需要根据旋翼倾转角度和飞行速度设计操纵分配策略：
具体的分配策略如下：
(1)操纵效能分析
升降舵对俯仰姿态的操纵效率可以使用俯仰操纵导数来衡量，升降舵的俯仰操纵导数随与飞行速度成正相关，即速度越高升降舵能够产生的控制力矩越大，对比升降舵与三个旋翼在不同飞行速度下产生的俯仰力矩贡献，通过分析发现飞行速度低于5m/s时，升降舵的俯仰力矩贡献低于2％，无人机的俯仰操纵以旋翼转速控制为主，升降舵几乎不起作用；当飞行速度大于20m/s时，旋翼的俯仰力矩贡献低于2％且很快降低至0。
(2)操纵分配根据操纵效率随飞行速度的变化关系，可以基于飞行速度构建两种操纵机制的加权分配关系：当无人机前飞速度逐渐增大时，为了克服气动阻力，两侧电机倾转角度持续增大，这导致其俯仰配平能力减弱，为了能够平稳控制纵向通道，可以在过渡模式中引入升降舵的控制，并逐渐衰减旋翼转速差动机制的俯仰力矩控制权限。
8.利要求7所述的倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，其特征在于：以飞行速度为参考确定分配的权重系数，权重系数确定方法如下：
当无人机前飞速度逐渐增大时，为了克服气动阻力，两侧电机倾转角度持续增大，这导致其俯仰配平能力减弱，为了能够平稳控制纵向通道，可以在过渡模式中引入升降舵的控制，并逐渐衰减旋翼转速差动机制的俯仰力矩控制权限；
当空速低于5m/s，升降舵产生的俯仰力矩非常小，几乎不起作用；当飞行速度大于20m/s，升降舵可以产生足够的俯仰操纵力矩，所以可以设计基于飞行速度的线性过渡策略：无人机在过渡模式飞行时，旋翼转速差动机制的俯仰控制权重系数为：当空速较低时，升降舵产生的俯仰力矩非常小，几乎不起作用；当飞行速度较大时，升降舵可以产生足够的俯仰操纵力矩，所以可以设计基于飞行速度的线性过渡策略：无人机在过渡模式飞行时，旋翼转速差动机制的俯仰控制权重系数为：
同理可得升降舵的俯仰控制权系数为1-Kmix。
9.利要求1所述的倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，其特征在于：所述步骤S5中倾转过程姿态/速度解耦控制中包括起飞阶段倾转过程分析和降落阶段倾转过程分析，
所述起飞阶段倾转过程分析具体如下：
无人机以三旋翼模式垂直起飞，爬升至20m高度，之后给定无人机前飞速度指令，在横侧控制器的作用下，无人机进入过渡模式，前飞速度不断增大，直到前飞速度达到20m/s，在此期间，始终保持无人机的俯仰姿态为水平。随着前飞速度增大，飞行阻力也随之增加，为了继续加速前飞，无人机两侧螺旋桨不断向前倾转，机翼升力逐步平衡无人机自身重力，根据配平分析，当无人机速度达到20m/s时，飞行姿态接近水平，电机倾转角接近90度，可以平稳地切换至固定翼模式。在整个过渡模式飞行过程中，无人机的姿态保持水平，维持定高飞行；所述起飞阶段的飞行过程如下：
无人机以三旋翼模式垂直起飞，爬升至20m高度，之后给定无人机前飞速度指令，在横侧控制器的作用下，无人机进入过渡模式，前飞速度不断增大，直到前飞速度达到20m/s，在此期间，始终保持无人机的俯仰姿态为水平。随着前飞速度增大，飞行阻力也随之增加，为了继续加速前飞，无人机两侧螺旋桨不断向前倾转，机翼升力逐步平衡无人机自身重力，根据配平分析，当无人机速度达到20m/s时，飞行姿态接近水平，电机倾转角接近90度，可以平稳地切换至固定翼模式。
10.利要求1所述的倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，其特征在于：所述倾转旋翼无人机倾转过程控制方法过程中所采用的三旋翼无人机的控制器架构包括控制律解算模块与控制分配模块，所述控制律解算模块包括位置控制器、速度控制器和姿态控制器，所述姿态控制器主要解算得到无人机的三轴期望力矩，使无人机三轴姿态角能够跟踪期望姿态角输入；
所述姿态控制器通过计算期望姿态角与无人机实际姿态角之差，经控制律解算后输出期望力矩，用于后续的控制分配，姿态控制器由角速度内环与角度外环组成；
位置控制器与姿态控制器根据期望状态与无人机实际状态的偏差解算得到期望力和期望力矩，但这些输出并不能与三旋翼无人机的五个控制量一一对应；在实际应用过程中三旋翼的多个控制量之间相互耦合，要产生期望的力和力矩需要五个控制量协同工作，因此控制分配模块，将控制器输出的期望力和期望力矩映射到无人机三个旋翼的转速与两侧旋翼的倾转角上；
控制分配模块根据无人机的布局和操纵策略，将上一级输入的期望力与期望力钜解算为旋翼油门控制量和电机倾转角度，并最终控制执行机构工作以实现无人机状态的控制；
控制分配需要在满足末端执行部件约束条件下，根据期望控制力和力矩求解得到作动器的实际控制指令，可以实现控制律与执行机构的解耦，使飞控***更好地适应不同布局的无人机。
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Cited By (1)
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2023
- 2023-04-28 CN CN202310474301.7A patent/CN117234228A/zh not_active Withdrawn
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