油动变距多旋翼飞行器控制系统及控制方法技术方案

本发明专利技术公开一种本发明专利技术的油动变距多旋翼飞行器控制系统及控制方法，飞行器采用一个油动马达驱动多个螺旋桨，各个螺旋桨转速相同，通过改变各个螺旋桨的桨距来改变飞行器所受的气动力和气动力矩，实现姿态和位置控制，相对现有的多旋翼飞行器，该飞行器具有航时长、载重大、故障率低、机动性能好、质量相对较轻的优点，控制方法解决了桨距控制和发动机转速控制之间的配合问题，极大地提高了油动多旋翼在动力输出方面的灵敏性，改善了发动机延迟带来的整机控制问题，使得油动变桨距多旋翼飞行器的机动性和控制准确性有了保证。

【技术实现步骤摘要】
油动变距多旋翼飞行器控制系统及控制方法
本专利技术涉及飞行器控制领域，具体涉及一种油动变距多旋翼飞行器控制系统及控制方法。
技术介绍
现有多旋翼飞行器大多数采用电动马达进行驱动，其马达配置方式为一个螺旋桨配置一个电动马达，螺旋桨的桨距固定，其姿态控制和位置控制是通过改变每个电机的转速来改变飞行器整体所受的气动力和气动力矩，从而使飞行器运动到目标姿态或目标位置，由于电池能量密度的限制，电力多旋翼飞行器具有航时短、载重低的缺点。现有的油动多旋翼飞行器较少，且少数的几款油动多旋翼飞行器的马达配置方式和姿态、位置控制原理与电力多旋翼飞行器相同，即一个螺旋桨配置一个油动马达，螺旋桨的桨距固定，其姿态控制和位置控制是通过改变每个马达的转速来改变飞行器整体所受的气动力和气动力矩，从而使飞行器运动到目标姿态或目标位置(如辽宁壮龙无人机公司的“大壮”、深圳常锋公司的“常锋天马-1植保无人机”)，该类型的多旋翼飞行器需多个油动马达，因此其重量大，故障率高，油动马达快速调整转速的能力差，因此该类型无人机的机动性较差。现有技术中，由于没有对油动马达与变桨距系统之间的控制关系进行考虑，因此也就没有针对于油动变桨距飞行器的控制系统。现有的变桨距系统中，通过桨距改变，使得发动机输出扭矩增大或减小，造成输出动力不稳定、转速剧烈改变的状况，这会使变桨距系统动作时不能达到期望的控制效果。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种油动变距多旋翼飞行器控制系统及控制方法，飞行器具有航时长、载重大、故障率低、机动性能好的优点；控制方法极提高了油动多旋翼的灵敏性，改善了发动机延迟带来的整机控制问题，使得油动变桨距多旋翼飞行器的机动性和控制准确性有了保证。为达到上述目的，本专利技术采用以下技术方案：油动变距多旋翼飞行器控制系统，包括燃油机、偶数个旋翼和变桨距系统；偶数个旋翼对称分布在燃油机四周，燃油机通过传动系统将动力输出至旋翼各轴，关于燃油机对称的旋翼旋转方向相同、且相邻旋翼旋转方向相反，燃油机的燃油混合量由化油器或电喷系统控制，其的功率输出大小由风门或节气门控制；通过变桨距系统控制旋翼的桨距变化产生的不同升力提供姿态变化需要的力矩。进一步，包括组合导航系统，通过组合导航系统得到当前的位置信息、速度信息和姿态信息。进一步，包括由三轴陀螺仪和三轴加速度计组成的惯性测量单元，用于以检测当前飞行器的俯仰和横滚姿态，采用磁力计检测航向，使用气压计或超声波高度计测量高度，使用GPS进行定位。油动变距多旋翼飞行器控制方法，包括发动机转速控制，飞行器高度变化控制和飞行器水平位置变化控制；发动机转速控制包括以下步骤：(1.1)通过控制发动机的油门量P来控制发动机的转速ω，计算发动机转速反馈油门量Pω；其中，Δω为发动机转速误差，Δω＝ωc-ωnow，ωc为发动机的指令转速，ωnow为真实转速，KP、KI、KD为PID控制所需的控制参数，∫Δω为转速误差积分，为转速误差微分，为指令角速度的微分，为当前角速度的微分；(1.2)计算桨距附加油门量，当有桨距变化时将桨距变化的指令前馈到油门量变化的指令中，按下式计算油门附加量ΔP＝KαΔα(1.2)其中ΔP为附加的油门变化量，Kα为附加油门量与附加总桨距的比例参数，Δα为附加总桨距；(1.3)计算指令油门量，最终指令给出的油门量Pc为Pc＝Pω+ΔP(1.3)发动机根据油门量Pc做出响应，调整发动机转速。进一步，飞行器高度变化控制方法包括以下步骤：(2.1)飞行器位置信息用北东地坐标系描述，高度用z轴坐标表示，向飞行器发送高度变化控制指令，指令给出的目标高度为zc；(2.2)得到高度误差，飞行器实际的高度信息znow由组合导航系统给出，通过高度指令给出的目标高度与飞行器当前高度之间的偏差Δz来进行飞行器高度控制，Δz＝zc-znow(1.4)(2.3)计算升力改变量，按下式计算需要的升力改变量ΔFz其中KP、KI、KD为PID控制所需的控制参数，∫Δz为高度误差积分，为高度误差微分，为指令高度的微分，为当前高度的微分；(2.4)计算桨距变化量，定义飞行器各螺旋桨所在的平面为飞行器平面，飞行器由螺旋桨转动产生的力垂直于飞行器平面；其中ΔFq为产生附加升力ΔFz需要的附加气动力大小，θ为飞行器平面与水平面的夹角，产生ΔFq需要的桨距变化按下式计算其中Δα1F、Δα2F、…、ΔαnF分别为各个螺旋桨的桨距变化量，Cα为桨距与气动力的比例系数；n为螺旋桨个数，是大于等于4的偶数；(2.5)计算发动机油门量，整个机动过程只改变桨距，发动机转速保持不变，按照式(1.2)根据桨距变化计算附加油门量ΔP＝Kα(Δα1F+Δα2F+…+ΔαnF)再利用式(1.1)计算转速反馈的发动机油门量Pω，然后利用式(1.3)得到最终指令给出的发动机油门量；进一步，飞行器水平位置变化控制方法包括以下步骤：(3.1)飞行器的位置坐标系为北东地坐标系，xoy平面表示水平面，向飞行器发送水平位置变化指令，水平位置的目标为(xc,yc)，目标速度为(3.2)计算位置偏差，通过组合导航系统读取当前位置为(xnow,ynow)，则可计算得到位置偏差(3.3)计算改变位置需要的水平力，根据位置偏差(Δx,Δy)和当前飞行器的真实水平运行速度规划飞行器的运动轨迹，得到飞行器的指令水平运动速度为计算指令速度与真实速度的偏差如下计算飞行器跟踪指令速度的水平方向的力其中Fx、Fy为水平方向需要的力在北东地坐标系中x轴和y轴的分量，KP、KI为PI控制需要的参数，为水平速度误差积分。(3.4)将北东地坐标系的力投影在过渡坐标系，飞行器的姿态角用滚转角、俯仰角、偏航角来描述，定义过渡坐标系为北东地坐标系沿着z(地)轴转动偏航角，将Fx、Fy投影在过渡坐标系，表示为Fx′、Fy′；(3.5)根据Fx′算出飞行器的姿态改变量，将飞行器平面绕y′轴旋转角度θc得到需要的水平力Fx′，θc按下式计算即为指令给出的目标姿态，Fx′的产生和Fy′的产生方法是相同的；(3.6)计算姿态改变所需的指令力矩，飞行器的姿态信息由组合导航系统给出，当前姿态角为θnow，计算姿态角偏差ΔθΔθ＝θc-θnow(1.13)通过姿态指令与飞行器当前姿态之间的偏差来进行飞行器姿态控制，指令力矩计算如下其中Tcx为指令力矩，KP、KI、KD为PID控制所需的控制参数，∫Δθ为姿态角误差积分，为姿态角误差微分，(3.7)计算实现指令力矩所需要的桨距变化量，设飞行器轴距为l，轴距定义为飞行中心与螺旋桨中心的距离，将x′轴正半平面的每个螺旋桨的轴距投影在x′轴上，求和，记为lx′，将产生力矩的升力分配至各个螺旋桨得到各个螺旋桨的桨距变化，如下其中Δα1T、Δα2T、…、为x′轴正半平面的螺旋桨桨距变化量，…、ΔαnT为x′轴负半平面的螺旋桨桨距变化量，Cα为桨距与升力的比例系数；(3.8)计算维持高度所需的桨距变化量，利用飞行器高度控制方法得到维持高度需要的各旋翼桨距变化量；(3.9)计算指令桨距变化量，将(3.5)、(3.6)步中的桨距变化量相加，得到指令桨距变化量，计算方法如下式Δα1c、Δα2c、…、Δαnc分别为n个螺旋桨的指令桨距变化量；(3.10)计算发动机油门量，整个机动过程只改变桨距本文档来自技高网...

【技术保护点】
油动变距多旋翼飞行器控制系统，其特征在于：包括燃油机、偶数个旋翼和变桨距系统；偶数个旋翼对称分布在燃油机四周，燃油机通过传动系统将动力输出至旋翼各轴，关于燃油机对称的旋翼旋转方向相同、且相邻旋翼旋转方向相反，燃油机的燃油混合量由化油器或电喷系统控制，其的功率输出大小由风门或节气门控制；通过变桨距系统控制旋翼的桨距变化产生的不同升力提供姿态变化需要的力矩。

【技术特征摘要】
1.油动变距多旋翼飞行器控制系统，其特征在于：包括燃油机、偶数个旋翼和变桨距系统；偶数个旋翼对称分布在燃油机四周，燃油机通过传动系统将动力输出至旋翼各轴，关于燃油机对称的旋翼旋转方向相同、且相邻旋翼旋转方向相反，燃油机的燃油混合量由化油器或电喷系统控制，其的功率输出大小由风门或节气门控制；通过变桨距系统控制旋翼的桨距变化产生的不同升力提供姿态变化需要的力矩。2.根据权利要求1所述的油动变距多旋翼飞行器控制系统，其特征在于：包括组合导航系统，通过组合导航系统得到当前的位置信息、速度信息和姿态信息。3.根据权利要求1所述的油动变距多旋翼飞行器控制系统，其特征在于：包括由三轴陀螺仪和三轴加速度计组成的惯性测量单元，用于以检测当前飞行器的俯仰和横滚姿态，采用磁力计检测航向，使用气压计或超声波高度计测量高度，使用GPS进行定位。4.油动变距多旋翼飞行器控制方法，其特征在于：包括发动机转速控制，飞行器高度变化控制和飞行器水平位置变化控制；发动机转速控制包括以下步骤：(1.1)通过控制发动机的油门量P来控制发动机的转速ω，计算发动机转速反馈油门量Pω；其中，Δω为发动机转速误差，Δω＝ωc-ωnow，ωc为发动机的指令转速，ωnow为真实转速，KP、KI、KD为PID控制所需的控制参数，∫Δω为转速误差积分，为转速误差微分，为指令角速度的微分，为当前角速度的微分；(1.2)计算桨距附加油门量，当有桨距变化时将桨距变化的指令前馈到油门量变化的指令中，按下式计算油门附加量ΔP＝KαΔα(1.2)其中ΔP为附加的油门变化量，Kα为附加油门量与附加总桨距的比例参数，Δα为附加总桨距；(1.3)计算指令油门量，最终指令给出的油门量Pc为Pc＝Pω+ΔP(1.3)发动机根据油门量Pc做出响应，调整发动机转速。5.根据权利要求4所述的油动变距多旋翼飞行器控制方法，其特征在于：飞行器高度变化控制方法包括以下步骤：(2.1)飞行器位置信息用北东地坐标系描述，高度用z轴坐标表示，向飞行器发送高度变化控制指令，指令给出的目标高度为zc；(2.2)得到高度误差，飞行器实际的高度信息znow由组合导航系统给出，通过高度指令给出的目标高度与飞行器当前高度之间的偏差Δz来进行飞行器高度控制，Δz＝zc-znow(1.4)(2.3)计算升力改变量，按下式计算需要的升力改变量ΔFz其中KP、KI、KD为PID控制所需的控制参数，∫Δz为高度误差积分，为高度误差微分，为指令高度的微分，为当前高度的微分；(2.4)计算桨距变化量，定义飞行器各螺旋桨所在的平面为飞行器平面，飞行器由螺旋桨转动产生的力垂直于飞行器平面；其中ΔFq为产生附加升力ΔFz需要的附加气动力大小，θ为飞行器平面与水平面的夹角，产生ΔFq需要的桨距变化按下式计算其中Δα1F、Δα2F、…、ΔαnF分别为各个螺旋桨的桨距变化量，Cα为桨距与气动力的比例系数；n为螺旋桨个数，是大于等于4的偶数；(2.5)计算发动机油门量，整个机动过程只改变桨距，发动机转速保持不变，按照式(1.2)根据桨距变化计算附加油门量ΔP...

【专利技术属性】
技术研发人员：程靖，吕京兆，左盘飞，刘喜龙，王新升，
申请(专利权)人：西安天问智能科技有限公司，
类型：发明
国别省市：陕西,61