一种飞行控制系统的设计方法技术方案

本发明专利技术公开了一种飞行控制系统的设计方法，属于无人机技术领域。从自旋飞行器的飞行机理出发，建立等效理论，推导机体的运动学模型与动力学模型控制模型，进而建立起自旋飞行器的控制系统，通过周期变换与反馈控制实现对飞行器的六自由度完整控制。本发明专利技术提供了对低自由度飞行器控制的一种新方法，解决了欠驱动飞行器的稳定控制问题。

A Design Method of Flight Control System

【技术实现步骤摘要】
一种飞行控制系统的设计方法
本专利技术属于无人机
，更具体地，涉及一种飞行控制系统的设计方法。
技术介绍
目前使用的绝大多数飞行控制系统，都是使用欧拉角作为控制的基本量。遥控中的滚转、俯仰、偏航三个通道直接对应控制飞行器姿态的滚转角、俯仰角、偏航角，并通过这些间接控制飞行器在空间中的移动。此外，飞控的增稳功能也基于这三个欧拉角，通过PID调节滚转角、俯仰角、偏航角，使之趋于稳定的期望值，实现飞行器的稳定。固化的控制模型也限制了新型飞行器的发展。基于机体坐标系建立的飞行器动力学方程都包括六个自由度，基于此设计的飞行器也就要求是六自由度稳定的。低自由度飞行器由于缺乏合适和控制模型只能停留在概念或者实验的阶段，难以实现应用。专利申请号201910360109.9提出了自旋飞行器的概念，依托其独特的飞行方式获得了其它飞行器没有的突出优势。自旋飞行器在起飞和之后的飞行过程中，始终绕机体中心轴保持高速自旋的状态，从而获得更好的机械稳定性和气动特性。但是，自旋飞行器的三个欧拉角是不稳定的，因此自旋飞行器与传统的飞控不兼容。自旋飞行器的飞行是一种动态的平衡，区别于传统飞行器对三个姿态角稳定的要求，自旋飞行器降低了对控制的要求，对机体自旋的角度和角速度不作控制，将更多的控制资源留给余下的两个方向，使飞行器获得更好的机动性能，适应更加复杂的环境。在相同性能要求的情况下，自旋飞行器对硬件配置的要求减低从而降低生产成本。但同时，自旋飞行器的受力分析方法、数学模型、飞行姿态控制与传统飞行器相比有着显著的区别，现有飞行控制系统无法实现对自旋飞行器的控制，必须建立一套全新的控制模型。
技术实现思路
为解决上述
技术介绍
中提到的问题，针对现有飞行器控制模型的局限性，导致自旋飞行器控制不稳的问题，本专利技术目的在于提供一种飞行控制系统的设计方法。本专利技术提供的一种飞行控制系统的设计方法，包括以下步骤：(1)分析自旋飞行器的飞行机理，根据自旋飞行器机身平面建立等效模型，基于等效坐标系分别确定飞行器的若干个自由度；(2)基于等效坐标系建立自旋飞行器的数学模型。针对机体飞行机理和自旋特性，推导机体的动力学模型、运动学模型和状态方程模型；(3)建立自旋飞行器的控制系统。通过周期变换实现对飞行器五个自由度的控制。用PID算法实现对机体的位置、速度和姿态三个回路的控制，通过实时反馈控制飞行。本专利技术提供的一种飞行控制系统的设计方法中，所述等效模型是指根据自旋飞行器的飞行机理建立的一个假想的模型。本专利技术提供的飞行控制系统的设计方法中，使用所述等效模型代替飞行器机体对飞行器进行控制。当飞行器在空中稳定自旋时，将飞行器旋转经过的空间等效为一个圆盘状飞行器。所述圆盘状飞行器在空间中的运动状态与普通飞行器近似，可以认为是一种特殊的稳定。使用所述圆盘的机体系可以等效反映飞行器的飞行状态。本专利技术提供的一种飞行控制系统的设计方法中，所述等效坐标系是指所述等效模型的机体系。本专利技术提供的一种飞行控制系统的设计方法中，步骤(1)所述飞行器的若干自由度，包括倾转角、方向角和周期参数。所述飞行器的倾转角，与所述等效模型的倾转角相同，即飞行器或者等效模型相对于水平方向的倾转程度；所述飞行器的方向角，与所述等效模型的方向角相同，即飞行器或者等效模型倾转的方向；所述周期参数，用于描述飞行器机体与等效模型的相对关系。本专利技术提供的一种飞行控制系统的设计方法中，所述等效坐标系的机身自旋不引起坐标系变动的这一重要性质，为自旋飞行器以及其他低自由度飞行器的姿态表示以及控制模型提供了重要的基础，基于等效坐标系数学模型的建立使得控制模型得到简化，为低自由度飞行器的稳定控制提供了一种有效的坐标系。从用户坐标系上观察，自旋飞行器的旋翼相对于机身的方位不是固定的，因此将自旋飞行器所受外力的实际情况直接作用在等效模型上十分复杂。针对自旋飞行器的高速自旋的特性，本专利技术提出了一种等效受力方法。对于任一一个方位，三个旋翼会在一个自旋周期中陆续通过。当转速达到一定程度时，可以等效为在一个周期的时间里，以机臂长度为半径的圆周上，以一定的概率密度均匀布满了提供升力的旋翼。再叠加上机臂的升力后，等效圆周的半径内缩，升力密度进一步增大。将所有旋翼升力以及飞行器自旋产生的升力叠加后的效果等效为以机身外围的一个升力圆周。圆周上的每一点对应一个升力密度f(γ)：其中，Fi为各个旋翼在一个周期里经过该位置时的升力，F0为机身自旋产生的升力，r为等效半径。对于任何一种飞行状态，都存在对应的f(γ)，用于表示自旋飞行器的受力情况。由于旋翼推力Fi是连续变化的，故f(γ)是连续可导函数。本专利技术提供的一种飞行控制系统的设计方法中，所述的受力等效方法，进一步简化了低自由度飞行器的力学模型，是一种针对对称飞行器的简化分析方法，为飞行器的动力学建模分析提供了便利。本专利技术提供的一种五自由度飞行器控制系统设计方法在分析自旋飞行器飞行机理时，充分利用自旋飞行器高度对称和自旋的特性进行简化分析。基于自旋飞行器自旋的特性，飞行器在机体系z轴方向上的自由度不作考虑。因此，自旋飞行器机体系的x轴和y轴在空间中是不断变换而且等价的。本专利技术提供的飞行控制系统的设计方法中，所述等效坐标系的倾转角和方向角仅由原机体系的z轴与地理系的相对关系决定，不会随着机身的自旋而发生变化。基于所述倾转角和方向角设计的飞行控制系统能够有效避免传统飞行控制系统中基于欧拉角的姿态解算方式导致的姿态角解算混乱问题。本专利技术的有益效果如下：(1)本专利技术提供了一套飞行控制系统，为飞行器欠驱动系统的稳定控制提供了一种方法。(2)本专利技术建立了自旋飞行器的数学模型，并对模型进行推导和优化，揭示了自旋翼飞行器的飞行机理和空间姿态。(3)本专利技术所述的数学方法和变形公式适用于任何自旋飞行器以及原理相似的机械装置。(4)本专利技术对自旋飞行器采用的周期控制系统结构方法可应用在其他机械领域的动平衡系统，简化从设计到控制到实现的流程。(5)本专利技术对自旋飞行器采用的周期控制系统结构方法可应用在其他机械领域的动平衡系统，简化从设计到控制到实现的流程。(6)本专利技术与四旋翼等传统飞行器的控制技术相比，在减少对自旋方向自由度的控制的同时，实现另外两个自由度耦合，极大简化了控制算法。(7)本专利技术与四旋翼等传统飞行器的控制技术相比，在控制电机转速时少了偏航控制的影响，占用的电机调节范围小，硬件性能要求低。附图说明图1向后(左)和向前(右)运动机理图2电机推力与运动机理图3倾转角为30°时滚转角和俯仰角的周期变化图4倾转角为30°时偏航角的周期变化图5航模遥控器图6自旋飞行器控制模型图7PID控制回路具体实施方式为了使本专利技术所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本专利技术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用以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术。(1)分析自旋飞行器的飞行机理，根据自旋飞行器机身平面建立等效模型，基于等效坐标系分别确定飞行器的若干个自由度。首先对自旋飞行器基本飞行姿态进行理论分析。本专利技术提供的一个具体实施例中，以三旋翼自旋飞行器为例，对自旋飞行器基本飞行姿态的理论分析如下。给三个旋翼增加相同的升力，根据牛顿第二定律，当合成的总升力在垂直方向的分力大于三旋翼飞本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行控制系统的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：(1)分析自旋飞行器的飞行机理，根据自旋飞行器机身平面建立等效模型，基于等效坐标系分别确定飞行器的若干个自由度；(2)基于等效坐标系建立自旋飞行器的数学模型；针对机体飞行机理和自旋特性，推导机体的动力学模型、运动学模型和状态方程模型；(3)建立自旋飞行器的控制系统，通过周期变换实现对飞行器五个自由度的控制；用PID控制实现对机体的位置、速度和姿态三个回路的控制，通过实时反馈控制飞行。

【技术特征摘要】
1.一种飞行控制系统的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：(1)分析自旋飞行器的飞行机理，根据自旋飞行器机身平面建立等效模型，基于等效坐标系分别确定飞行器的若干个自由度；(2)基于等效坐标系建立自旋飞行器的数学模型；针对机体飞行机理和自旋特性，推导机体的动力学模型、运动学模型和状态方程模型；(3)建立自旋飞行器的控制系统，通过周期变换实现对飞行器五个自由度的控制；用PID控制实现对机体的位置、速度和姿态三个回路的控制，通过实时反馈控制飞行。2.根据权利要求1提出的一种飞行控制系统，其特征在于，在自旋方向不稳定的情况下，实现对另外五个自由度的稳定控制。3.一种等效受力方法，其特征在于，使用升力圆等效代替飞行器各个升力的叠加；升力圆上各个点的合力大小，等于所有旋翼与机翼产生的升力之和；升力圆上每一个点对于某个方向力矩的贡献程度的叠加效果，等于各个旋翼与机翼在该方向上的力矩之和。4.根据权利要求2...

【专利技术属性】
技术研发人员：方潮铭，王轶轩，黄戈莹，杨时雨，李宇阳，李嘉熙，杨烱，李泽波，
申请(专利权)人：李泽波，
类型：发明
国别省市：北京,11