本發(fā)明屬于無人機技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種新型復(fù)合滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制系統(tǒng)及方法。

背景技術(shù)：

傳統(tǒng)的多旋翼式無人飛行器通過改變旋翼的轉(zhuǎn)速來改變飛行器的姿態(tài)，實現(xiàn)對滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航通道的控制。以四旋翼無人機為例，增加前進方向兩側(cè)的其中一個旋翼的升力同時減小對置旋翼的升力，會產(chǎn)生繞x軸的角加速度，從而改變無人機的橫滾角。

隨著無人飛行器的發(fā)展，目前已有一系列借鑒了固定翼和直升機的姿態(tài)控制原理而設(shè)計出的新型姿態(tài)控制結(jié)構(gòu)方案被提出。申請?zhí)枮?01610359060.1的發(fā)明專利提出了一種采用差動、分動算法及由電機直接驅(qū)動三個舵面來控制飛行器三軸飛行姿態(tài)的機構(gòu)，方向控制采用對三個舵面分別控制，由三個舵面旋轉(zhuǎn)角度的不同組合完成對飛機姿態(tài)的三軸控制；申請?zhí)枮?01510536637.7的發(fā)明專利提出了一種適用于無人機的舵面差分驅(qū)動機構(gòu)，用于調(diào)節(jié)無人機飛行姿態(tài)；申請?zhí)枮?01510474664.6的發(fā)明專利提出了一種舵面控制裝置，這種舵面控制裝置占用空間小、工作穩(wěn)定性好、執(zhí)行效率高；申請?zhí)枮?01510035197.7的發(fā)明專利提出了一種適用于非共軸式小型雙旋翼無人機的操縱機構(gòu)，旋翼采用正反槳，旋向相反，通過電機控制旋翼轉(zhuǎn)速，通過控制舵機和拉桿系帶動單自由度自動傾斜器轉(zhuǎn)動，并使旋翼系統(tǒng)周期變距，采用鋼片彈簧傳遞旋翼升力，限制并利用旋翼的揮舞運動。

現(xiàn)有技術(shù)存在的問題是：

但是現(xiàn)有的利用以上方案設(shè)計的無人飛行器通常均只基于其中一種姿態(tài)控制結(jié)構(gòu)，而未將這兩種結(jié)構(gòu)結(jié)合起來。這樣的飛行器會產(chǎn)生一些弊端。若是只基于舵面結(jié)構(gòu)，對于現(xiàn)有常見的小型、高轉(zhuǎn)速無人飛行器領(lǐng)域都需要配備較大尺寸的舵面，并且重心較高以增強舵面的效果，這樣會對飛行器的適用范圍有一定的限制；若是只基于傾斜盤結(jié)構(gòu)，由于本發(fā)明適用于縱列雙涵道式無人飛行器，在旋翼轉(zhuǎn)速相同的情況下雙涵道式旋翼提供的滾轉(zhuǎn)力明顯小于開放式旋翼，故所設(shè)計的旋翼轉(zhuǎn)速超過了正常開放式旋翼的平均轉(zhuǎn)速，不在正常的范圍內(nèi)，因此不適用單獨的周期變距原理；現(xiàn)有常見的此類飛行器的傾斜盤有三個自由度，且總距和周期同時基于傾斜盤實現(xiàn)，這使得不同問題耦合在一起，令問題的分析大大復(fù)雜化，因此這類無人飛行器往往設(shè)計困難、機構(gòu)復(fù)雜，未經(jīng)訓(xùn)練的操作人員難以駕馭，當(dāng)使用自動控制技術(shù)研制此類的無人飛行器時，需要花費大量精力進行深入的空氣動力學(xué)問題分析，才能獲得足夠的飛行品質(zhì)、保證其自動化水平，這不利于控制模型的簡化，也增大了問題分析的難度。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

針對現(xiàn)有技術(shù)存在的問題，本發(fā)明提供了一種基于共軸反旋縱列雙涵道式無人飛行器新型復(fù)合滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制系統(tǒng)及方法。

本發(fā)明是這樣實現(xiàn)的，一種新型復(fù)合滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制方法，所述新型復(fù)合滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制方法利用舵面調(diào)節(jié)飛行姿態(tài)的原理以及常規(guī)直升機傾斜盤周期變距原理進行結(jié)合；利用冗余控制的思路，通過舵面系統(tǒng)對飛行器滾轉(zhuǎn)通道進行控制，通過旋翼系統(tǒng)進行滾轉(zhuǎn)通道的輔助補償，通過涵道約束氣流方向，對舵面系統(tǒng)進行控制；將舵面系統(tǒng)作為主系統(tǒng)，旋翼系統(tǒng)作為從系統(tǒng)，正常情況下由主系統(tǒng)執(zhí)行程序，從系統(tǒng)不斷監(jiān)測主系統(tǒng)狀態(tài)，并適時參與滾轉(zhuǎn)控制。

進一步，所述新型復(fù)合滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制方法具體包括：

無人飛行器上的傳感系統(tǒng)將采集到的信息實時傳遞給控制器，控制器進行解算與控制；一方面驅(qū)動舵面系統(tǒng)的舵機a，搖臂和連桿完成相應(yīng)運動；另一方面驅(qū)動旋翼系統(tǒng)的舵機b、上變距拉桿和下變距拉桿進行相應(yīng)運動；二者協(xié)同控制，調(diào)整旋翼的滾轉(zhuǎn)通道，進行飛行器的姿態(tài)控制。

進一步，所述舵面系統(tǒng)利用伯努利原理控制共軸反旋縱列雙涵道式飛行器的滾轉(zhuǎn)通道；

具體包括：

變距舵機a輸出扭矩，并經(jīng)搖臂和連桿控制舵面的轉(zhuǎn)動，操控舵面角度；

利用涵道約束氣體的流向，將通過上、下槳盤的氣流都提供給舵面用以控制滾轉(zhuǎn)通道；

旋翼旋轉(zhuǎn)時氣流受到牽引，由上至下通過涵道，經(jīng)過兩個槳盤到達舵面時氣流方向是近似平直的；

根據(jù)伯努利原理

式中：p——流體中某點的壓強，

v——流體該點的流速，

ρ——流體密度，

g——重力加速度，

h——該點所在高度，

c——常量；

可知，忽略高度的影響時，壓強與流體的流速有關(guān)；若舵面處于偏離豎直向下的狀態(tài)，氣體流經(jīng)舵面兩側(cè)會產(chǎn)生流速差，舵面迎風(fēng)側(cè)氣體流速快，壓強??；背風(fēng)側(cè)氣體流速慢，壓強大；舵面兩側(cè)存在壓強差，在舵面上會產(chǎn)生一個垂直于舵面，近似指向舵面偏轉(zhuǎn)方向的力；并且舵面在豎直方向的偏轉(zhuǎn)越大，壓強差就越大，整機的滾轉(zhuǎn)力矩也就越大；通過這個力完成對無人飛行器滾轉(zhuǎn)通道的控制；

無人飛行器平穩(wěn)飛行時，變距舵機a不工作，舵面位置豎直向下，舵面左右氣流流速相等，沒有壓強差，不輸出滾轉(zhuǎn)方向的力矩；

無人飛行器需要滾轉(zhuǎn)時，控制器驅(qū)動變距舵機a，經(jīng)搖臂和連桿的帶動從而改變舵面的角度，形成適合的滾轉(zhuǎn)力矩，令飛行機器人做出滾轉(zhuǎn)的工況。

進一步，所述旋翼系統(tǒng)利用周期變距原理控制共軸反旋縱列雙涵道式飛行器的滾轉(zhuǎn)通道；

具體包括：

無人飛行器平穩(wěn)飛行時，電機提供的扭矩經(jīng)電機軸帶動旋翼旋轉(zhuǎn)，并帶動與之固連的變距拉桿和旋轉(zhuǎn)傾斜盤旋轉(zhuǎn)，固定傾斜盤不做運動；

無人飛行器需要滾轉(zhuǎn)時，控制器驅(qū)動變距舵機b，經(jīng)搖臂和拉桿的帶動從而改變變距撥叉的角度，使傾斜盤傾斜一定角度；旋翼旋轉(zhuǎn)時，變距拉桿拉動槳葉上的變距搖臂，使槳葉槳距周期變化，從而產(chǎn)生操縱力矩；由于支架對變距撥叉的限制作用，傾斜盤只能以一固定方向傾斜；旋翼依靠自身拉力的不對稱性產(chǎn)生的力偶作用令無人飛行器做出滾轉(zhuǎn)的工況。

進一步，所述操控舵面角度中，限定舵面的最大擺角為±20°；穩(wěn)定飛行時舵面擺角的期望值為0度，當(dāng)實際滾轉(zhuǎn)角偏離期望值時，控制器解算相應(yīng)的執(zhí)行機構(gòu)作動量；在舵面系統(tǒng)控制輸入飽和前，控制量與舵面擺角具有映射關(guān)系。所述的執(zhí)行機構(gòu)在15度之內(nèi)是舵面系統(tǒng)，超過15度時則為旋翼系統(tǒng)。

進一步，為解決舵面所需控制量飽和的情況和為保護舵面，不讓舵面在極限擺角處工作；具體包括：

所需舵面擺角在±15°以內(nèi)時，只驅(qū)動舵面系統(tǒng)工作；若無人飛行器需要大幅度的滾轉(zhuǎn)調(diào)整，對應(yīng)在舵面中需要超過±15°～±20°的擺角時，則加入旋翼系統(tǒng)通過周期變距輔助舵面補償角度；通過反饋調(diào)節(jié)，逐步微調(diào)，確保無人飛行器最終完成指定的橫滾角度。

本發(fā)明另一目的在于提供一種新型復(fù)合滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制系統(tǒng)，包括：

采集無人飛行器上的傳感系統(tǒng)實時傳遞的信息，并進行解算與控制的控制器；

接收控制器傳輸?shù)闹噶钚畔ⅲㄟ^變距舵機a，搖臂和連桿完成相應(yīng)運動的舵面系統(tǒng)；

接收控制器傳輸?shù)闹噶钚畔?，通過變距舵機b、上變距拉桿和下變距拉桿進行相應(yīng)運動的旋翼系統(tǒng)。

進一步，所述舵面系統(tǒng)包括：固連在主梁及涵道連接處的舵面支架，所述舵面支架包括前舵面支架和后舵面支架；所述涵道用于約束氣體的流向；

與涵道和舵面支架連接的舵面；

用來操控舵面角度的變距舵機a；

連接在變距舵機a上的搖臂；

連接搖臂和舵面的連桿。

進一步，所述旋翼系統(tǒng)包括：

共同固定在涵道中間的底板上下兩方的上旋翼機構(gòu)和下旋翼機構(gòu)；底板通過主梁接頭安裝在機身上；

上旋翼機構(gòu)包括上槳轂、上槳夾、上槳葉、上變距拉桿、上傾斜盤、上變距撥叉、上支架、上電機；

上支架固定在底板上部，所述上支架上部與上變距撥叉活動連接；上變距撥叉上安裝有上傾斜盤；上槳轂通過上槳夾固定有上槳葉；上電機帶動上槳轂轉(zhuǎn)動；上槳夾通過上變距拉桿與上傾斜盤連接；上電機固定在底板上部，；

旋翼機構(gòu)包括下槳轂、下槳夾、下槳葉、下變距拉桿、下傾斜盤、下變距撥叉、下支架、下電機；

下支架固定在底板下部；下支架下部與下變距撥叉活動連接；下變距撥叉上安裝有下傾斜盤；下槳轂通過下槳夾固定有下槳葉；下電機帶動下槳轂轉(zhuǎn)動；下槳夾通過下變距拉桿與下傾斜盤連接；

下電機固定在底板下部，上電機與下電機對置安裝；上電機與下電機旋向相反；

底板上通過上舵機架和下舵機架還固定安裝有變距舵機b；變距舵機b上設(shè)置有變距舵機搖臂；變距舵機搖臂通過舵機拉桿與上變距撥叉相連；上變距撥叉通過變距拉桿與下變距撥叉連接。

進一步，所述變距舵機b為一個。

本發(fā)明的優(yōu)點及積極效果為：本發(fā)明適用于共軸反旋縱列雙涵道式無人飛行器。由于在旋翼轉(zhuǎn)速相同的情況下雙涵道式旋翼提供的滾轉(zhuǎn)力明顯小于開放式旋翼，從而提出了將舵面系統(tǒng)和旋翼系統(tǒng)相結(jié)合以提高滾轉(zhuǎn)效率的思路；此外，現(xiàn)有的通過周期變距原理調(diào)整姿態(tài)的無人飛行器一般需要6個舵機以調(diào)整兩個旋翼的各自3個自由度的槳葉槳距。本發(fā)明將其簡化成只需1個舵機即可控制無人飛行器的滾轉(zhuǎn)通道。實現(xiàn)了最小的結(jié)構(gòu)成本及最小的重量成本的改進。

本發(fā)明是基于固定翼無人飛行器利用舵面調(diào)節(jié)飛行姿態(tài)的原理以及常規(guī)直升機傾斜盤周期變距原理而設(shè)計提出的新型復(fù)合滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制結(jié)構(gòu)。將兩種控制飛行器滾轉(zhuǎn)通道的方案加以結(jié)合利用，最終使固定翼無人飛行器與常規(guī)直升機的優(yōu)點得以結(jié)合，用冗余控制的思路解決當(dāng)前飛行器控制操縱復(fù)雜、工作時間過短、氣動建模要求較高的問題，滿足長時間工作的需求，提高系統(tǒng)可用性，簡化了無人飛行器的操縱原理，減少了對氣動建模的依賴，降低了分析難度，且同時能獲得較高的飛行品質(zhì)和自動化程度。最終得出一種結(jié)構(gòu)簡單、實現(xiàn)性強的新型復(fù)合滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制結(jié)構(gòu)設(shè)計方案，并具有很高的發(fā)展?jié)摿Α；诖俗藨B(tài)控制結(jié)構(gòu)的無人飛行器結(jié)構(gòu)簡單，易損的活動部件少，確保了復(fù)雜環(huán)境中更高的可靠性和生存能力。

本發(fā)明提供了一種基于固定翼無人飛行器利用舵面調(diào)節(jié)飛行姿態(tài)的原理以及常規(guī)直升機傾斜盤周期變距原理而設(shè)計提出的新型復(fù)合滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制結(jié)構(gòu)?；诖俗藨B(tài)控制結(jié)構(gòu)的飛行器創(chuàng)造性地將直升機中的共軸反旋、周期變距結(jié)構(gòu)引入，并且由于該結(jié)構(gòu)的獨特優(yōu)勢，旋翼不需要獨立的全周期變距，因此大大簡化了機械結(jié)構(gòu)，僅采用一個變距舵機即可實現(xiàn)一個涵道內(nèi)上下旋翼滾轉(zhuǎn)單通道同步變距，大幅提升系統(tǒng)可靠性。每個旋翼所使用的四個變距拉桿可以通過調(diào)節(jié)旋翼的角度來控制其滾轉(zhuǎn)通道。與傳統(tǒng)開放式旋翼直升機和四旋翼飛行器相比橫向尺寸大幅壓縮，在提供相同升力和性能的基礎(chǔ)下空間尺寸大大縮小，所需起飛面積減小，空中可通過性增強，結(jié)構(gòu)緊湊、設(shè)計合理，可以實現(xiàn)自主懸停與精確姿態(tài)控制，并具有空間尺寸小、有效載荷大、控制響應(yīng)靈敏度高、系統(tǒng)穩(wěn)定性與魯棒性大幅改善等優(yōu)點。

附圖說明

圖1是本發(fā)明實施例提供的新型復(fù)合滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制方法流程圖。

圖2是本發(fā)明實施例提供的新型復(fù)合滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制系統(tǒng)示意圖。

圖3是本發(fā)明實施例提供的新型復(fù)合滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制系統(tǒng)實物圖。

圖4是本發(fā)明實施例提供的舵面系統(tǒng)示意圖。

圖5是本發(fā)明實施例提供的旋翼系統(tǒng)示意圖。

圖中：1、控制器；2、舵面系統(tǒng)；3、旋翼系統(tǒng)；4、涵道；5、變距舵機a；6、搖臂；7、連桿；8、舵面；9、舵面支架；10、上槳轂；11、上槳夾；12、上槳葉；13、上變距拉桿；14、上傾斜盤；15、上變距撥叉；16、上支架；17、上電機；18、主梁；19、上舵機架；20、底板；21、下舵機架；22、下槳轂；23、下槳夾；24、下槳葉；25、下變距拉桿；26、下變距撥叉；27、下傾斜盤；28、下支架；29、下電機；30、變距舵機b；31、變距舵機搖臂；32、舵機拉桿；33、變距拉桿。

具體實施方式

為了使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點更加清楚明白，以下結(jié)合實施例，對本發(fā)明進行進一步詳細說明。應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實施例僅僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的應(yīng)用原理作詳細描述。

如圖1所示，本發(fā)明實施例提供的新型復(fù)合滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制方法，所述新型復(fù)合滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制方法利用舵面調(diào)節(jié)飛行姿態(tài)的原理以及常規(guī)直升機傾斜盤周期變距原理進行結(jié)合；利用冗余控制的思路，通過舵面系統(tǒng)對飛行器滾轉(zhuǎn)通道進行控制，通過旋翼系統(tǒng)進行滾轉(zhuǎn)通道的輔助補償，通過涵道約束氣流方向，對舵面系統(tǒng)進行控制；將舵面系統(tǒng)作為主系統(tǒng)，旋翼系統(tǒng)作為從系統(tǒng)，正常情況下由主系統(tǒng)執(zhí)行程序，從系統(tǒng)不斷監(jiān)測主系統(tǒng)狀態(tài)，并適時參與滾轉(zhuǎn)控制。

所述新型復(fù)合滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制方法具體包括：

無人飛行器上的傳感系統(tǒng)將采集到的信息實時傳遞給控制器，控制器進行解算與控制；一方面驅(qū)動舵面系統(tǒng)的舵機a，搖臂和連桿完成相應(yīng)運動；另一方面驅(qū)動旋翼系統(tǒng)的舵機b、上變距拉桿和下變距拉桿進行相應(yīng)運動；二者協(xié)同控制，調(diào)整旋翼的滾轉(zhuǎn)通道，進行飛行器的姿態(tài)控制。

如圖2和圖3所示，本發(fā)明實施例提供的新型復(fù)合滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制系統(tǒng)，包括：

采集無人飛行器上的傳感系統(tǒng)實時傳遞的信息，并進行解算與控制的控制器1；

接收控制器傳輸?shù)闹噶钚畔?，通過變距舵機a，搖臂和連桿完成相應(yīng)運動的舵面系統(tǒng)2；

接收控制器傳輸?shù)闹噶钚畔?，通過變距舵機b、上變距拉桿和下變距拉桿進行相應(yīng)運動的旋翼系統(tǒng)3。

下面結(jié)合附圖及具體實施例對本發(fā)明的應(yīng)用原理作進一步描述。

如圖4所示，本發(fā)明實施例提供的舵面系統(tǒng)包括：

固連在主梁及涵道4連接處的舵面支架9，所述舵面支架9包括前舵面支架和后舵面支架；所述涵道4用于約束氣體的流向；

與涵道和舵面支架連接的舵面8；

用來操控舵面角度的變距舵機a5；

連接在變距舵機a上的搖臂6；

連接搖臂6和舵面5的連桿7。

前舵面支架和后舵面支架固連在主梁及涵道連接處，舵面固定在支架之間并可繞舵面軸轉(zhuǎn)動。變距舵機a輸出扭矩，并經(jīng)搖臂和連桿控制舵面的轉(zhuǎn)動，從而操控舵面角度。

涵道在系統(tǒng)中起到了約束氣體流向，提高舵面工作效率的作用。對于開放式共軸反槳機構(gòu)，工作時大部分氣流通過上槳盤后就擴散掉了，經(jīng)過舵面的氣流基本只由下槳盤提供。

如圖5所示，本發(fā)明實施例提供的旋翼系統(tǒng)包括：

共同固定在涵道中間的底板上下兩方的上旋翼機構(gòu)和下旋翼機構(gòu)，底板20通過主梁18接頭安裝在機身上；

上旋翼機構(gòu)包括上槳轂10、上槳夾11、上槳葉12、上變距拉桿13、上傾斜盤14、上變距撥叉15、上支架16、上電機17；上支架16固定在底板上部，所述上支架16上部與上變距撥叉15活動連接，上變距撥叉15上安裝有上傾斜盤14；

上槳轂19通過上槳夾11固定有上槳葉12，上電機17帶動上槳轂10轉(zhuǎn)動，上槳夾11通過上變距拉桿13與上傾斜盤14連接，上電機17固定在底板上部；

下旋翼機構(gòu)包括下槳轂22、下槳夾23、下槳葉24、下變距拉桿25、下傾斜盤27、下變距撥叉26、下支架28、下電機29，下支架28固定在底板下部；

下支架28下部與下變距撥叉26活動連接，下變距撥叉26上安裝有下傾斜盤27，下槳轂22通過下槳夾23固定有下槳葉24，下電機29帶動下槳轂22轉(zhuǎn)動，下槳夾23通過下變距拉桿25與下傾斜盤27連接，下電機29固定在底板20下部，上電機17與下電機29對置安裝，上電機17與下電機29旋向相反；

底板20上通過上舵機架19和下舵機架21還固定安裝有變距舵機b30，變距舵機b30上設(shè)置有變距舵機搖臂31，變距舵機搖臂31通過舵機拉桿32與上變距撥叉15相連，上變距撥叉15通過變距拉桿33與下變距撥叉26連接。

上下槳夾用來連接上下槳轂和槳葉，分別固定在上下槳轂上。上下槳轂分別連接山下槳葉和槳軸，承擔(dān)上下槳葉的拉力和彎矩。上下槳葉安裝在槳轂上并且可以繞槳軸旋轉(zhuǎn)。上下槳葉根部分別安裝有上下變距拉桿，上下變距拉桿與上下傾斜盤相連，上下傾斜盤與上下變距撥叉固連。上下傾斜盤一方面能夠繞中心傾斜，同時也可以沿著電機軸轉(zhuǎn)動。上下傾斜盤分為旋轉(zhuǎn)傾斜盤即外環(huán)和固定傾斜盤即內(nèi)環(huán)，中間通過軸承連接。內(nèi)環(huán)中間安裝一個球軸承，這樣傾斜盤就可以發(fā)生傾斜，同時也可以沿著槳軸滑動。上下傾斜盤上的上下變距拉桿有4個，間隔90°均勻分布，上下傾斜盤不同的傾斜狀態(tài)可以確定4個變距拉桿的不同伸長狀態(tài)。由于支架對上下變距撥叉的限制使得本發(fā)明當(dāng)中上下傾斜盤只有單自由度(以無人飛行器機頭方向為0點鐘方向，傾斜盤朝向1點30分方向傾斜)。

無人飛行器平穩(wěn)飛行時，上下電機提供的扭矩經(jīng)電機軸帶動旋翼旋轉(zhuǎn)，并帶動與之固連的上下變距拉桿和旋轉(zhuǎn)傾斜盤旋轉(zhuǎn)，固定傾斜盤則不做運動。

無人飛行器需要滾轉(zhuǎn)時，控制器驅(qū)動變距舵機b，經(jīng)搖臂和拉桿的帶動從而改變上下變距撥叉的角度，使上下傾斜盤傾斜一定角度。旋翼旋轉(zhuǎn)時，上下變距拉桿拉動上下槳葉上的變距搖臂，使上下槳葉槳距周期變化，從而產(chǎn)生操縱力矩。由于支架對上下變距撥叉的限制作用，上下傾斜盤只能以一固定方向傾斜，因此該結(jié)構(gòu)屬于單向周期變距。旋翼依靠自身拉力的不對稱性產(chǎn)生的力偶作用效果恰好能令無人飛行器做出滾轉(zhuǎn)的工況。

本發(fā)明設(shè)計了一種基于固定翼無人機利用舵面調(diào)節(jié)飛行姿態(tài)的原理以及常規(guī)直升機傾斜盤周期變距原理而設(shè)計提出的新型復(fù)合滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制結(jié)構(gòu)。通過舵面系統(tǒng)實現(xiàn)對飛行器滾轉(zhuǎn)通道大體上的控制，通過旋翼系統(tǒng)實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)通道的輔助補償，通過涵道約束氣流方向，提高舵面的控制效率。舵面系統(tǒng)是高頻率操作，旋翼系統(tǒng)則是低頻率操作。

本發(fā)明的新型復(fù)合滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制結(jié)構(gòu)所使用的，上電機、下電機共四個統(tǒng)稱旋翼電機，旋翼電機型號為ml5210，舵面系統(tǒng)使用的舵機a和旋翼系統(tǒng)使用的舵機b型號都是kst-x20。

基于本發(fā)明提出的新型復(fù)合滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制結(jié)構(gòu)，適用此結(jié)構(gòu)的無人飛行器可通過四個槳盤和兩個舵面控制機體的滾轉(zhuǎn)通道。其中舵面系統(tǒng)提供的水平方向的力矩對飛行機器人的滾轉(zhuǎn)通道的作用較大，起主要作用；旋翼系統(tǒng)利用周期變距原理起輔助補償作用。兩類系統(tǒng)協(xié)同控制可保證無人機的滾轉(zhuǎn)角度完全可控。

以上所述僅為本發(fā)明的較佳實施例而已，并不用以限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)所作的任何修改、等同替換和改進等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。