一种适合高速运行的微型飞行器及控制方法技术

本发明专利技术提出一种适合高速运行的微型飞行器及控制方法，所述飞行器包括飞行控制模块和在飞行时可产生竖向升力的翼形机身；所述机身俯视向的中部处设有竖向的涵道；所述涵道内设有可提供垂直升力的第一旋翼组；翼形机身尾部的后缘处设有可提供水平推力的第二旋翼组；本发明专利技术具有使用寿命长、飞行操控性好、维护成本低等优点。低等优点。低等优点。

【技术实现步骤摘要】
一种适合高速运行的微型飞行器及控制方法


[0001]本专利技术涉及微型飞行器
，尤其是一种适合高速运行的微型飞行器及控制方法。

技术介绍

[0002]目前，多旋翼微型飞行器被提出用于许多重要领域，现有微型飞行器的关键基础结构勉强能应对复杂环境，但其结构仍然可能出现故障，且维修成本高。高速运行时其操控的稳定性也大大降低。因此设计者必须提供一种具有长寿命、运行速度高、飞行更安全和维护成本低的微型飞行器，以至于使其能够应用于重要领域。

技术实现思路

[0003]本专利技术提出一种适合高速运行的微型飞行器及控制方法，具有使用寿命长、飞行操控性好、维护成本低等优点。
[0004]本专利技术采用以下技术方案。
[0005]一种适合高速运行的微型飞行器，所述飞行器包括飞行控制模块和在飞行时可产生竖向升力的翼形机身；所述机身俯视向的中部处设有竖向的涵道；所述涵道内设有可提供垂直升力的第一旋翼组；翼形机身尾部的后缘处设有可提供水平推力的第二旋翼组。
[0006]所述第一旋翼组包括竖向共轴设置的第一旋翼(1)、第二旋翼(2)；所述第二旋翼组包括水平向设置且相对于机身轴线对称分布的第三旋翼(3)、第四旋翼(4)。
[0007]所述第二旋翼组为可控制飞行器水平飞行方向的旋翼组。
[0008]所述第一旋翼、第二旋翼、第三旋翼、第四旋翼均以电机驱动；第一旋翼、第二旋翼的旋转方向相反；第三旋翼、第四旋翼的旋转方向相反；所述飞行器还包括电子速度控制器、电池；飞行器的机身下部设有着陆器。<br/>[0009]所述第一旋翼组中的旋翼以玻璃纤维增强塑料成型；第二旋翼组中的旋翼以凯芙拉纤维成型；翼形机身尾部后缘为翼形的薄端。
[0010]飞行器的总尺寸不超过15厘米。
[0011]一种适合高速运行的微型飞行器控制方法，用于上述的微型飞行器，所述微型飞行器为三旋翼直升机，飞行控制模块使用的动力学模型基于使用欧拉
‑
拉格朗日方法的三旋翼直升机控制模型，该控制模型中，描述旋翼机位置和方位的广义坐标如下：
[0012]q
T
＝(x，y，z，ψ，θ，φ)
ꢀꢀꢀ
公式一；
[0013]式中x,y,z表示三旋翼直升机质心相对于惯性系I的位置；ψ、θ、φ是三个欧拉角偏航角、俯仰角和横滚角，代表旋翼机的方向；
[0014]所述控制模型分为平移坐标和旋转坐标，以公式表述为
[0015][0016][0017]旋翼机的平动动能以公式表述为
[0018][0019]其中m表示旋翼机的质量；旋翼机的转动动能以公式表述为
[0020][0021]其中J代表转动惯量；旋翼机的重力势能为：
[0022]U＝mgz
ꢀꢀꢀ
公式六；
[0023]由上可知，旋翼机控制模型的拉格朗日函数以公式表述为
[0024]L＝T
tra
+T
rot
‑
U
ꢀꢀꢀ
公式七；
[0025][0026]旋翼机动力学模型由欧拉
‑
拉格朗日方程和外部广义力F得出，如下所示：
[0027][0028]式中，τ是广义力矩，F
ξ
是由于飞行控制模块输入而施加在旋翼机上的平移推力；作用在三旋翼直升机机身框架电机转子上的力以公式表述为：
[0029][0030]其中u定义为
[0031]u＝f1+f2+f3cosα
ꢀꢀꢀ
公式十一；
[0032]其中f1，f2，f3分别为三旋翼产生的推力；α为推力与水平面间的夹角；
[0033]式中，f
i
为第i个电机产生的推力，k
i
&gt;0为常数，ω
i
为电机i的角速度；平移力F
ξ
与有以下关系
[0034][0035]其中R是表示旋翼机方向的变换矩阵，R的表达式为
[0036][0037]式中的c、s分别代表cos、sin；
[0038]广义力矩η表示为：
[0039]τ＝[τ
φ τ
θ τ
ψ
]T
ꢀꢀꢀ
公式十四；
[0040]其中
[0041]τ
φ
＝(f2‑
f1)l1ꢀꢀꢀ
公式十五；
[0042]τ
θ
＝
‑
f3l2cosα+m3gl2+(f2+f1)l3‑
(m1+m2)gl3ꢀꢀꢀ
公式十六；
[0043]τ
ψ
＝f3l2sinα
ꢀꢀꢀ
公式十七；
[0044]l1、l2、l3分别为模型中三个旋翼电机转子的力臂；
[0045]结合ξ和η，将欧拉拉格朗日方程分解为平移ξ坐标系下的动力学方程和旋转η坐标系下的动力学方程，以公式表述如下：
[0046][0047][0048]结合以上公式得
[0049][0050][0051]将科里奥利项、陀螺项和离心项以公式定义为：
[0052][0053]三个旋翼电机转子的动力学模型以公式表述为
[0054][0055][0056]当三旋翼直升机处于悬停状态时，三旋翼直升机控制模型用于稳定飞行器的控制策略如下：
[0057]控制模型的输入变量调整为
[0058][0059][0060]动力学模型变换为
[0061][0062]其中x和y是水平面上的坐标，z是垂直位置，ψ是围绕z轴的偏航角，θ是围绕y轴的俯仰角，φ是围绕x轴的滚动角；
[0063]所述控制策略控制u代表的总推力，和分别代表的横滚、俯仰和偏航角力矩以达到对飞行器的控制；
[0064]对垂直位置z的控制可通过使用以下控制输入来实现：
[0065][0066][0067]在控制策略控制飞行器的高度和偏航时，式中，a
z1
、a
z2
为正常数，z
d
为所需控制的高度；横摆角位置可以通过方程控制，公式为
[0068][0069]推导得
[0070][0071]所述控制策略调整控制器参数a
z1
和a
ψ1
，以分别获得高度和偏航角位移的良好阻尼稳定响应；控制器参数a
ψ1
和a
z2
可以调整以提高跟踪性能；
[0072]在控制策略控制飞行器的滚动时，上述方程的时间余量可使r1→
0；ψ
→
ψ
d
；则进一步简化得到
[0073][0074][0075]由于φ足够小，tanφ约等于φ；则有
[0076][0077][0078][0079]则控制策略中具有嵌套饱和控制律，以公式表述为
[0080][0081]其中，σ
i(s)
...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种适合高速运行的微型飞行器，其特征在于：所述飞行器包括飞行控制模块和在飞行时可产生竖向升力的翼形机身；所述机身俯视向的中部处设有竖向的涵道；所述涵道内设有可提供垂直升力的第一旋翼组；翼形机身尾部的后缘处设有可提供水平推力的第二旋翼组。2.根据权利要求1所述的一种适合高速运行的微型飞行器，其特征在于：所述第一旋翼组包括竖向共轴设置的第一旋翼(1)、第二旋翼(2)；所述第二旋翼组包括水平向设置且相对于机身轴线对称分布的第三旋翼(3)、第四旋翼(4)。3.根据权利要求2所述的一种适合高速运行的微型飞行器，其特征在于：所述第二旋翼组为可控制飞行器水平飞行方向的旋翼组。4.根据权利要求3所述的一种适合高速运行的微型飞行器，其特征在于：所述第一旋翼、第二旋翼、第三旋翼、第四旋翼均以电机驱动；第一旋翼、第二旋翼的旋转方向相反；第三旋翼、第四旋翼的旋转方向相反；所述飞行器还包括电子速度控制器、电池；飞行器的机身下部设有着陆器。5.根据权利要求2所述的一种适合高速运行的微型飞行器，其特征在于：所述第一旋翼组中的旋翼以玻璃纤维增强塑料成型；第二旋翼组中的旋翼以凯芙拉纤维成型；翼形机身尾部后缘为翼形的薄端。6.根据权利要求2所述的一种适合高速运行的微型飞行器，其特征在于：飞行器的总尺寸不超过15厘米。7.一种适合高速运行的微型飞行器控制方法，用于权利要求3中的微型飞行器，其特征在于：所述微型飞行器为三旋翼直升机，飞行控制模块使用的动力学模型基于使用欧拉
‑
拉格朗日方法的三旋翼直升机控制模型，该控制模型中，描述旋翼机位置和方位的广义坐标如下：q
T
＝(x，y，z，ψ，θ，φ)
ꢀꢀ
公式一；式中x,y,z表示三旋翼直升机质心相对于惯性系I的位置；ψ、θ、φ是三个欧拉角偏航角、俯仰角和横滚角，代表旋翼机的方向；所述控制模型分为平移坐标和旋转坐标，以公式表述为所述控制模型分为平移坐标和旋转坐标，以公式表述为旋翼机的平动动能以公式表述为其中m表示旋翼机的质量；旋翼机的转动动能以公式表述为其中J代表转动惯量；旋翼机的重力势能为：U＝mgz 公式六；
由上可知，旋翼机控制模型的拉格朗日函数以公式表述为L＝T
tra
+T
rot
‑
U
ꢀꢀ
公式七；旋翼机动力学模型由欧拉
‑
拉格朗日方程和外部广义力F得出，如下所示：式中，τ是广义力矩，F
ξ
是由于飞行控制模块输入而施加在旋翼机上的平移推力；作用在三旋翼直升机机身框架电机转子上的力以公式表述为：其中u定义为u＝f1+f2+f3cosα 公式十一；其中f1，f2，f3分别为三旋翼产生的推力；α为推力与水平面间的夹角；式中，f
i
为第i个电机产生的推力，k
i
&gt;0为常数，ω
i
为电机i的角速度；平...

【专利技术属性】
技术研发人员：雷瑶，王杰，李亚洲，雒栋华，
申请(专利权)人：福州大学，
类型：发明
国别省市：