技术领域
[0001] 本
发明属于无人机技术领域，尤其涉及一种新型复合滚转姿态控制系统及方法。
背景技术
[0002] 传统的多旋翼式无人
飞行器通过改变旋翼的转速来改变飞行器的姿态，实现对滚转、
俯仰、
偏航通道的控制。以四旋翼无人机为例，增加前进方向两侧的其中一个旋翼的升
力同时减小对置旋翼的升力，会产生绕x轴的
角加速度，从而改变无人机的
横滚角。
[0003] 随着
无人飞行器的发展，目前已有一系列借鉴了固定翼和
直升机的姿态控制原理而设计出的新型姿态控制结构方案被提出。
申请号为201610359060.1的发明
专利提出了一种采用差动、分动
算法及由
电机直接驱动三个
舵面来控制飞行器三轴飞行姿态的机构，方向控制采用对三个舵面分别控制，由三个舵面旋转角度的不同组合完成对飞机姿态的三轴控制；申请号为201510536637.7的发明专利提出了一种适用于无人机的舵面差分驱动机构，用于调节无人机飞行姿态；申请号为201510474664.6的发明专利提出了一种舵面控制装置，这种舵面控制装置占用空间小、工作
稳定性好、执行效率高；申请号为201510035197.7的发明专利提出了一种适用于非共轴式小型双旋翼无人机的操纵机构，旋翼采用正反桨，旋向相反，通过电机控制旋翼转速，通过控制舵机和拉杆系带动单
自由度自动倾斜器转动，并使旋翼系统周期变距，采用
钢片
弹簧传递旋翼升力，限制并利用旋翼的挥舞运动。
[0005] 但是现有的利用以上方案设计的无人飞行器通常均只基于其中一种姿态控制结构，而未将这两种结构结合起来。这样的飞行器会产生一些弊端。若是只基于舵面结构，对于现有常见的小型、高转速无人飞行器领域都需要配备较大尺寸的舵面，并且
重心较高以增强舵面的效果，这样会对飞行器的适用范围有一定的限制；若是只基于倾
斜盘结构，由于本发明适用于纵列双涵道式无人飞行器，在旋翼转速相同的情况下双涵道式旋翼提供的滚转力明显小于开放式旋翼，故所设计的旋翼转速超过了正常开放式旋翼的平均转速，不在正常的范围内，因此不适用单独的周期变距原理；现有常见的此类飞行器的倾斜盘有三个自由度，且总距和周期同时基于倾斜盘实现，这使得不同问题耦合在一起，令问题的分析大大复杂化，因此这类无人飞行器往往设计困难、机构复杂，未经训练的操作人员难以驾驭，当使用自动控制技术研制此类的无人飞行器时，需要花费大量精力进行深入的空
气动力学问题分析，才能获得足够的飞行品质、保证其自动化
水平，这不利于控
制模型的简化，也增大了问题分析的难度。
发明内容
[0006] 针对现有技术存在的问题，本发明提供了一种基于共轴反旋纵列双涵道式无人飞行器新型复合滚转姿态控制系统及方法。
[0007] 本发明是这样实现的，一种新型复合滚转姿态控制方法，所述新型复合滚转姿态控制方法利用舵面调节飞行姿态的原理以及常规直升机倾斜盘周期变距原理进行结合；利用冗余控制的思路，通过舵面系统对飞行器滚转通道进行控制，通过旋翼系统进行滚转通道的辅助补偿，通过涵道约束气流方向，对舵面系统进行控制；将舵面系统作为主系统，旋翼系统作为从系统，正常情况下由主系统执行程序，从系统不断监测主系统状态，并适时参与滚转控制。
[0008] 进一步，所述新型复合滚转姿态控制方法具体包括：
[0009] 无人飞行器上的传感系统将采集到的信息实时传递给
控制器，控制器进行解算与控制；一方面驱动舵面系统的舵机A，
摇臂和
连杆完成相应运动；另一方面驱动旋翼系统的舵机B、上变距拉杆和下变距拉杆进行相应运动；二者协同控制，调整旋翼的滚转通道，进行飞行器的姿态控制。
[0010] 进一步，所述舵面系统利用伯努利原理控制共轴反旋纵列双涵道式飞行器的滚转通道；
[0011] 具体包括：
[0012] 变距舵机A输出
扭矩，并经摇臂和连杆控制舵面的转动，操控舵面角度；
[0013] 利用涵道约束气体的流向，将通过上、下桨盘的气流都提供给舵面用以控制滚转通道；
[0014] 旋翼旋转时气流受到牵引，由上至下通过涵道，经过两个桨盘到达舵面时气流方向是近似平直的；
[0015] 根据伯努利原理
[0016]
[0018] v——流体该点的流速，
[0021] h——该点所在高度，
[0022] C——常量；
[0023] 可知，忽略高度的影响时，压强与流体的流速有关；若舵面处于偏离竖直向下的状态，气体流经舵面两侧会产生流速差，舵面迎
风侧气体流速快，压强小；背风侧气体流速慢，压强大；舵面两侧存在压强差，在舵面上会产生一个垂直于舵面，近似指向舵面偏转方向的力；并且舵面在竖直方向的偏转越大，压强差就越大，整机的滚转力矩也就越大；通过这个力完成对无人飞行器滚转通道的控制；
[0024] 无人飞行器平稳飞行时，变距舵机A不工作，舵面
位置竖直向下，舵面左右气流流速相等，没有压强差，不输出滚转方向的力矩；
[0025] 无人飞行器需要滚转时，控制器驱动变距舵机A，经摇臂和连杆的带动从而改变舵面的角度，形成适合的滚转力矩，令飞行
机器人做出滚转的工况。
[0026] 进一步，所述旋翼系统利用周期变距原理控制共轴反旋纵列双涵道式飞行器的滚转通道；
[0027] 具体包括：
[0028] 无人飞行器平稳飞行时，电机提供的扭矩经电机轴带动旋翼旋转，并带动与之固连的变距拉杆和旋转倾斜盘旋转，固定倾斜盘不做运动；
[0029] 无人飞行器需要滚转时，控制器驱动变距舵机B，经摇臂和拉杆的带动从而改变变距拨叉的角度，使倾斜盘倾斜一定角度；旋翼旋转时，变距拉杆拉动桨叶上的变距摇臂，使桨叶桨距周期变化，从而产生操纵力矩；由于
支架对变距拨叉的限制作用，倾斜盘只能以一固定方向倾斜；旋翼依靠自身拉力的不对称性产生的力偶作用令无人飞行器做出滚转的工况。
[0030] 进一步，所述操控舵面角度中，限定舵面的最大摆角为±20°；稳定飞行时舵面摆角的期望值为0度，当实际滚转角偏离期望值时，控制器解算相应的执行机构作动量；在舵面系统控制输入饱和前，控制量与舵面摆角具有映射关系。所述的执行机构在15度之内是舵面系统，超过15度时则为旋翼系统。
[0031] 进一步，为解决舵面所需控制量饱和的情况和为保护舵面，不让舵面在极限摆角处工作；具体包括：
[0032] 所需舵面摆角在±15°以内时，只驱动舵面系统工作；若无人飞行器需要大幅度的滚转调整，对应在舵面中需要超过±15°～±20°的摆角时，则加入旋翼系统通过周期变距辅助舵面补偿角度；通过反馈调节，逐步微调，确保无人飞行器最终完成
指定的横滚角度。
[0033] 本发明另一目的在于提供一种新型复合滚转姿态控制系统，包括：
[0034] 采集无人飞行器上的传感系统实时传递的信息，并进行解算与控制的控制器；
[0035] 接收控制器传输的指令信息，通过变距舵机A，摇臂和连杆完成相应运动的舵面系统；
[0036] 接收控制器传输的指令信息，通过变距舵机B、上变距拉杆和下变距拉杆进行相应运动的旋翼系统。
[0037] 进一步，所述舵面系统包括：固连在主梁及涵道连接处的舵面支架，所述舵面支架包括前舵面支架和后舵面支架；所述涵道用于约束气体的流向；
[0038] 与涵道和舵面支架连接的舵面；
[0039] 用来操控舵面角度的变距舵机A；
[0040] 连接在变距舵机A上的摇臂；
[0041] 连接摇臂和舵面的连杆。
[0042] 进一步，所述旋翼系统包括：
[0043] 共同固定在涵道中间的
底板上下两方的上
旋翼机构和下旋翼机构；底板通过主梁接头安装在
机身上；
[0044] 上旋翼机构包括上桨毂、上桨夹、上桨叶、上变距拉杆、上倾斜盘、上变距拨叉、上支架、上电机；
[0045] 上支架固定在底板上部，所述上支架上部与上变距拨叉活动连接；上变距拨叉上安装有上倾斜盘；上桨毂通过上桨夹固定有上桨叶；上电机带动上桨毂转动；上桨夹通过上变距拉杆与上倾斜盘连接；上电机固定在底板上部，；
[0046] 旋翼机构包括下桨毂、下桨夹、下桨叶、下变距拉杆、下倾斜盘、下变距拨叉、下支架、下电机；
[0047] 下支架固定在底板下部；下支架下部与下变距拨叉活动连接；下变距拨叉上安装有下倾斜盘；下桨毂通过下桨夹固定有下桨叶；下电机带动下桨毂转动；下桨夹通过下变距拉杆与下倾斜盘连接；
[0048] 下电机固定在底板下部，上电机与下电机对置安装；上电机与下电机旋向相反；
[0049] 底板上通过上舵
机架和下舵机架还固定安装有变距舵机B；变距舵机B上设置有变距舵机摇臂；变距舵机摇臂通过舵机拉杆与上变距拨叉相连；上变距拨叉通过变距拉杆与下变距拨叉连接。
[0050] 进一步，所述变距舵机B为一个。
[0051] 本发明的优点及积极效果为：本发明适用于共轴反旋纵列双涵道式无人飞行器。由于在旋翼转速相同的情况下双涵道式旋翼提供的滚转力明显小于开放式旋翼，从而提出了将舵面系统和旋翼系统相结合以提高滚转效率的思路；此外，现有的通过周期变距原理调整姿态的无人飞行器一般需要6个舵机以调整两个旋翼的各自3个自由度的桨叶桨距。本发明将其简
化成只需1个舵机即可控制无人飞行器的滚转通道。实现了最小的结构成本及最小的重量成本的改进。
[0052] 本发明是基于固定翼无人飞行器利用舵面调节飞行姿态的原理以及常规直升机倾斜盘周期变距原理而设计提出的新型复合滚转姿态控制结构。将两种控制飞行器滚转通道的方案加以结合利用，最终使固定翼无人飞行器与常规直升机的优点得以结合，用冗余控制的思路解决当前飞行器控制操纵复杂、工作时间过短、气动建模要求较高的问题，满足长时间工作的需求，提高系统可用性，简化了无人飞行器的操纵原理，减少了对气动建模的依赖，降低了分析难度，且同时能获得较高的飞行品质和自动化程度。最终得出一种结构简单、实现性强的新型复合滚转姿态控制结构设计方案，并具有很高的发展潜力。基于此姿态控制结构的无人飞行器结构简单，易损的活动部件少，确保了复杂环境中更高的可靠性和生存能力。
[0053] 本发明提供了一种基于固定翼无人飞行器利用舵面调节飞行姿态的原理以及常规直升机倾斜盘周期变距原理而设计提出的新型复合滚转姿态控制结构。基于此姿态控制结构的飞行器创造性地将直升机中的共轴反旋、周期变距结构引入，并且由于该结构的独特优势，旋翼不需要独立的全周期变距，因此大大简化了机械结构，仅采用一个变距舵机即可实现一个涵道内上下旋翼滚转单通道同步变距，大幅提升系统可靠性。每个旋翼所使用的四个变距拉杆可以通过调节旋翼的角度来控制其滚转通道。与传统开放式旋翼直升机和四旋翼飞行器相比横向尺寸大幅压缩，在提供相同升力和性能的
基础下空间尺寸大大缩小，所需
起飞面积减小，空中可通过性增强，结构紧凑、设计合理，可以实现自主
悬停与精确姿态控制，并具有空间尺寸小、有效
载荷大、控制响应灵敏度高、系统稳定性与鲁棒性大幅改善等优点。
附图说明
[0054] 图1是本发明
实施例提供的新型复合滚转姿态控制方法
流程图。
[0055] 图2是本发明实施例提供的新型复合滚转姿态控制系统示意图。
[0056] 图3是本发明实施例提供的新型复合滚转姿态控制系统实物图。
[0057] 图4是本发明实施例提供的舵面系统示意图。
[0058] 图5是本发明实施例提供的旋翼系统示意图。
[0059] 图中：1、控制器；2、舵面系统；3、旋翼系统；4、涵道；5、变距舵机A；6、摇臂；7、连杆；8、舵面支架；9、舵面；10、上桨毂；11、上桨夹；12、上桨叶；13、上变距拉杆；14、上倾斜盘；15、上变距拨叉；16、上支架；17、上电机；18、主梁；19、上舵机架；20、底板；21、下舵机架；22、下桨毂；23、下桨夹；24、下桨叶；25、下变距拉杆；26、下变距拨叉；27、下倾斜盘；28、下支架；
29、下电机；30、变距舵机B；31、变距舵机摇臂；32、舵机拉杆；33、变距拉杆。
具体实施方式
[0060] 为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
[0061] 下面结合附图对本发明的应用原理作详细描述。
[0062] 如图1所示，本发明实施例提供的新型复合滚转姿态控制方法，所述新型复合滚转姿态控制方法利用舵面调节飞行姿态的原理以及常规直升机倾斜盘周期变距原理进行结合；利用冗余控制的思路，通过舵面系统对飞行器滚转通道进行控制，通过旋翼系统进行滚转通道的辅助补偿，通过涵道约束气流方向，对舵面系统进行控制；将舵面系统作为主系统，旋翼系统作为从系统，正常情况下由主系统执行程序，从系统不断监测主系统状态，并适时参与滚转控制。
[0063] 所述新型复合滚转姿态控制方法具体包括：
[0064] 无人飞行器上的传感系统将采集到的信息实时传递给控制器，控制器进行解算与控制；一方面驱动舵面系统的舵机A，摇臂和连杆完成相应运动；另一方面驱动旋翼系统的舵机B、上变距拉杆和下变距拉杆进行相应运动；二者协同控制，调整旋翼的滚转通道，进行飞行器的姿态控制。
[0065] 如图2和图3所示，本发明实施例提供的新型复合滚转姿态控制系统，包括：
[0066] 采集无人飞行器上的传感系统实时传递的信息，并进行解算与控制的控制器1；
[0067] 接收控制器传输的指令信息，通过变距舵机A，摇臂和连杆完成相应运动的舵面系统2；
[0068] 接收控制器传输的指令信息，通过变距舵机B、上变距拉杆和下变距拉杆进行相应运动的旋翼系统3。
[0069] 下面结合附图及具体实施例对本发明的应用原理作进一步描述。
[0070] 如图4所示，本发明实施例提供的舵面系统包括：
[0071] 固连在主梁及涵道4连接处的舵面支架8，所述舵面支架8包括前舵面支架和后舵面支架；所述涵道4用于约束气体的流向；
[0072] 与涵道和舵面支架连接的舵面9；
[0073] 用来操控舵面角度的变距舵机A5；
[0074] 连接在变距舵机A上的摇臂6；
[0075] 连接摇臂6和舵面5的连杆7。
[0076] 前舵面支架和后舵面支架固连在主梁及涵道连接处，舵面固定在支架之间并可绕舵面轴转动。变距舵机A输出扭矩，并经摇臂和连杆控制舵面的转动，从而操控舵面角度。
[0077] 涵道在系统中起到了约束气体流向，提高舵面工作效率的作用。对于开放式共轴反桨机构，工作时大部分气流通过上桨盘后就扩散掉了，经过舵面的气流基本只由下桨盘提供。
[0078] 如图5所示，本发明实施例提供的旋翼系统包括：
[0079] 共同固定在涵道中间的底板上下两方的上旋翼机构和下旋翼机构，底板20通过主梁18接头安装在机身上；
[0080] 上旋翼机构包括上桨毂10、上桨夹11、上桨叶12、上变距拉杆13、上倾斜盘14、上变距拨叉15、上支架16、上电机17；上支架16固定在底板上部，所述上支架16上部与上变距拨叉15活动连接，上变距拨叉15上安装有上倾斜盘14；
[0081] 上桨毂19通过上桨夹11固定有上桨叶12，上电机17带动上桨毂10转动，上桨夹11通过上变距拉杆13与上倾斜盘14连接，上电机17固定在底板上部；
[0082] 下旋翼机构包括下桨毂22、下桨夹23、下桨叶24、下变距拉杆25、下倾斜盘27、下变距拨叉26、下支架28、下电机29，下支架28固定在底板下部；
[0083] 下支架28下部与下变距拨叉26活动连接，下变距拨叉26上安装有下倾斜盘27，下桨毂22通过下桨夹23固定有下桨叶24，下电机29带动下桨毂22转动，下桨夹23通过下变距拉杆25与下倾斜盘27连接，下电机29固定在底板20下部，上电机17与下电机29对置安装，上电机17与下电机29旋向相反；
[0084] 底板20上通过上舵机架19和下舵机架21还固定安装有变距舵机B 30，变距舵机B 30上设置有变距舵机摇臂31，变距舵机摇臂31通过舵机拉杆32与上变距拨叉15相连，上变距拨叉15通过变距拉杆33与下变距拨叉26连接。
[0085] 上下桨夹用来连接上下桨毂和桨叶，分别固定在上下桨毂上。上下桨毂分别连接山下桨叶和桨轴，承担上下桨叶的拉力和弯矩。上下桨叶安装在桨毂上并且可以绕桨轴旋转。上下桨叶根部分别安装有上下变距拉杆，上下变距拉杆与上下倾斜盘相连，上下倾斜盘与上下变距拨叉固连。上下倾斜盘一方面能够绕中心倾斜，同时也可以沿着电机轴转动。上下倾斜盘分为旋转倾斜盘即外环和固定倾斜盘即内环，中间通过
轴承连接。内环中间安装一个球轴承，这样倾斜盘就可以发生倾斜，同时也可以沿着桨轴滑动。上下倾斜盘上的上下变距拉杆有4个，间隔90°均匀分布，上下倾斜盘不同的倾斜状态可以确定4个变距拉杆的不同伸长状态。由于支架对上下变距拨叉的限制使得本发明当中上下倾斜盘只有单自由度(以无人飞行器机头方向为0点钟方向，倾斜盘朝向1点30分方向倾斜)。
[0086] 无人飞行器平稳飞行时，上下电机提供的扭矩经电机轴带动旋翼旋转，并带动与之固连的上下变距拉杆和旋转倾斜盘旋转，固定倾斜盘则不做运动。
[0087] 无人飞行器需要滚转时，控制器驱动变距舵机B，经摇臂和拉杆的带动从而改变上下变距拨叉的角度，使上下倾斜盘倾斜一定角度。旋翼旋转时，上下变距拉杆拉动上下桨叶上的变距摇臂，使上下桨叶桨距周期变化，从而产生操纵力矩。由于支架对上下变距拨叉的限制作用，上下倾斜盘只能以一固定方向倾斜，因此该结构属于单向周期变距。旋翼依靠自身拉力的不对称性产生的力偶作用效果恰好能令无人飞行器做出滚转的工况。
[0088] 本发明设计了一种基于固定翼无人机利用舵面调节飞行姿态的原理以及常规直升机倾斜盘周期变距原理而设计提出的新型复合滚转姿态控制结构。通过舵面系统实现对飞行器滚转通道大体上的控制，通过旋翼系统实现滚转通道的辅助补偿，通过涵道约束气流方向，提高舵面的控制效率。舵面系统是高
频率操作，旋翼系统则是低频率操作。
[0089] 本发明的新型复合滚转姿态控制结构所使用的，上电机、下电机共四个统称旋翼电机，旋翼电机型号为ML5210，舵面系统使用的舵机A和旋翼系统使用的舵机B型号都是KST-X20。
[0090] 基于本发明提出的新型复合滚转姿态控制结构，适用此结构的无人飞行器可通过四个桨盘和两个舵面控制
机体的滚转通道。其中舵面系统提供的水平方向的力矩对飞行机器人的滚转通道的作用较大，起主要作用；旋翼系统利用周期变距原理起辅助补偿作用。两类系统协同控制可保证无人机的滚转角度完全可控。
[0091] 以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何
修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
