本發(fā)明屬于飛行器控制技術(shù)領(lǐng)域，特別是一種尾坐式垂直起降飛行器飛行控制系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

對于一般的固定翼飛行器而言，需要滑跑才能完成起飛過程。而考慮到實際情況，這種滑跑起飛的方式存在一些不足之處。首先，滑跑起飛要求有很大的空間，滿足長距離滑跑的需要，成為最主要的限制因素。其次，在今后無論是軍用還是民用飛行器的發(fā)展中，必然要求有著更高的靈活性和機動性。而較靈活的旋翼類飛行器如四軸飛行器、直升機等等，可以滿足在小空間內(nèi)垂直起降的要求，但是由于它們飛行模式單一，無法達到較高速度，而由于所需升力全部由發(fā)動機帶動螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的氣流提供，耗能較大，不利于長途飛行。因此便衍生出垂直起降飛行器，垂直起降飛行器具有單一固定翼或旋翼機所無法比擬的優(yōu)勢——可以同時滿足小空間內(nèi)迅速起飛和長距離高速巡航的要求。

目前投入使用的垂直起降飛行器有很多，在軍事領(lǐng)域有英國的“鷂”式戰(zhàn)斗機，美國的v-22“魚鷹”運輸機和f-35戰(zhàn)斗機等；許多的科技巨頭也都在積極研制垂直起降無人飛行器，國外的谷歌研制了一款垂直起降無人飛行器，但卻在最后測試階段放棄了，而日本的索尼已經(jīng)將之前的設(shè)計制作成商品即將投入市場，國內(nèi)也有縱橫制作的“大鵬”無人機早已經(jīng)出售了?？傮w來說垂直起降民用飛行器質(zhì)量好可靠性高的民用產(chǎn)品市場上還是很少。在軍事上美國的v22魚鷹代表著傾轉(zhuǎn)旋翼類飛行器相當高的水平，國內(nèi)外也有團隊在依據(jù)魚鷹開發(fā)民用版的垂直起降飛行器。

盡管國內(nèi)外對垂直起降飛行器已經(jīng)有了大量的研究，但就實品來看，多是以多旋翼方式進行的垂直起降，這種方式會使飛行器平添四個發(fā)動機及其支撐結(jié)構(gòu)，降低有效載荷；而像魚鷹這種傾轉(zhuǎn)旋翼的飛行器，控制結(jié)構(gòu)復(fù)雜，機械結(jié)構(gòu)加工精度要求極高，開發(fā)制作難度相對較大。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明所解決的技術(shù)問題在于提供一種尾坐式垂直起降飛行器飛行控制系統(tǒng)，解決了將常規(guī)固定翼和多旋翼優(yōu)勢進行結(jié)合時，飛行器的結(jié)構(gòu)設(shè)計、控制電路以及控制算法的問題。

實現(xiàn)本發(fā)明目的的技術(shù)解決方案為：

一種尾坐式垂直起降飛行器飛行控制系統(tǒng)，包括一飛行器、狀態(tài)傳感器單元、飛行控制單元、飛行執(zhí)行單元、地面控制單元；

所述狀態(tài)傳感器單元用以實時檢測飛行器飛行姿態(tài)信息以及飛行器的狀態(tài)信息；

所述飛行控制單元與地面控制單元和飛行執(zhí)行單元進行連接，用以根據(jù)地面遙控指令，在狀態(tài)傳感單元提供的飛行姿態(tài)和狀態(tài)信息基礎(chǔ)上對飛行執(zhí)行單元做出控制指令，對飛行器飛行姿態(tài)調(diào)整；

所述地面控制單元用以對飛行器進行地面監(jiān)測和顯示飛行器上數(shù)傳電臺傳送來的飛行姿態(tài)信息以及狀態(tài)信息，并對飛行控制單元進行實施控制并發(fā)出地面控制指令。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，其顯著優(yōu)點：

(1)動力電機采用雙軸模式，旋翼較少，能夠在為平飛提供較合適動力的同時，為垂直起降提供足夠升力。

(2)采用舵機控制舵面以實現(xiàn)傾轉(zhuǎn)機翼的吊機轉(zhuǎn)平飛方式，不需要單獨為其設(shè)計專門的傾轉(zhuǎn)機構(gòu)，簡單可靠，成本低廉。

(3)飛行器整體機身采用飛翼翼型，提高飛行器的升阻比，提高飛行器的巡航速度與航程。

(4)采用自行設(shè)計的集成飛控板，體積小，重量輕，但功能全面，提高了飛行器艙內(nèi)空間利用率，飛行控制系統(tǒng)相應(yīng)的模塊以對飛行器進行有效控制。

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明作進一步詳細描述。

附圖說

圖1為本發(fā)明尾坐式垂直起降飛行器飛行控制系統(tǒng)的安裝示意圖。

圖2為飛控板連接示意圖。

圖3為飛控板各模塊連接示意圖。

圖4為飛行器坐標系。

圖5為飛控對飛行器俯仰姿態(tài)控制穩(wěn)定回路圖。

圖6為飛控對飛行器滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制穩(wěn)定回路圖

圖7為飛行器過渡飛行的控制程序流程圖。

具體實施方式

為了說明本發(fā)明的技術(shù)方案及技術(shù)目的，下面結(jié)合附圖及具體實施例對本發(fā)明做進一步的介紹。

本發(fā)明的一種尾坐式垂直起降飛行器飛行控制系統(tǒng)，包括一飛行器、狀態(tài)傳感器單元、飛行控制單元、飛行執(zhí)行單元、地面控制單元；

所述飛行器以飛翼翼型作為機身主體結(jié)構(gòu)以提高飛行器的升阻比，采用雙軸動力在能夠提供充足動力的條件下提高動力系統(tǒng)效率，在機翼末端加裝腳架作為起降支撐機身結(jié)構(gòu)以加強飛行器起飛降落的穩(wěn)定性。

所述狀態(tài)傳感器單元用以實時檢測飛行器飛行姿態(tài)信息(包括俯仰、橫滾和航向信息)以及飛行器的狀態(tài)信息(包括飛行高度、速度和gps位置信息)；

所述飛行控制單元與地面控制單元和飛行執(zhí)行單元進行連接，用以根據(jù)地面遙控指令，在狀態(tài)傳感單元提供的飛行姿態(tài)和狀態(tài)信息基礎(chǔ)上對飛行執(zhí)行單元做出控制指令，對飛行器飛行姿態(tài)調(diào)整；

結(jié)合圖1、圖2，所述飛行執(zhí)行單元用以根據(jù)飛行控制單元的控制指令，直接控制飛行器姿態(tài)；

所述地面控制單元用以對飛行器進行地面監(jiān)測和顯示飛行器上數(shù)傳電臺8傳送來的飛行姿態(tài)信息以及狀態(tài)信息，并對飛行控制單元進行實施控制并發(fā)出地面控制指令；

所述狀態(tài)傳感單元包括三軸電子羅盤、六軸姿態(tài)傳感器(包括陀螺儀與加速度計)、氣壓計、空速計5和gps定位器6；所述空速計5安裝在飛行器機頭位置，所述gps定位器6安裝在飛行器機身上；

優(yōu)選的，所述三軸電子羅盤、六軸姿態(tài)傳感器集成在飛控板3上，通過焊接在飛控板3上，通過集成飛控板體積小，重量輕，提高了飛行器艙內(nèi)空間利用率；空速計5和gps定位器6均與飛控板3相連，為飛行器的飛行提供精確的經(jīng)緯度信息。

所述飛行控制單元包括飛控板3、數(shù)傳電臺8、遙控接收機4、左電調(diào)9-1、右電調(diào)9-2、電池7；所述飛控板3、數(shù)傳電臺8、遙控接收機4安裝在飛行器機艙前方；左電調(diào)9-1、右電調(diào)9-2分別對稱安裝在飛行器的左右機翼上；所述遙控接收機4、左電調(diào)9-1、右電調(diào)9-2均與飛控板3相連；所述電池7為飛控板3和飛行執(zhí)行單元供電；

所述飛行執(zhí)行單元包括左電機1-1、右電機1-2、左副翼舵機2-1、右副翼舵機2-2(副翼舵機同時起升降舵機作用)；所述左電機1-1與左副翼舵機2-1均安裝在飛行器左側(cè)機翼上，所述右電機1-2、右副翼舵機2-2均安裝飛行器對稱的右側(cè)機翼上；左電機1-1、右電機1-2分別通過左電調(diào)9-1、右電調(diào)9-2與飛控板3相連；左副翼舵機2-1、右副翼舵機2-2均與飛控板3相連；

所述地面控制單元包括地面控制終端和遙控器10；所述地面控制終端通過地面數(shù)傳電臺與飛行器上的數(shù)傳電臺8通信，實現(xiàn)地面控制終端與飛控板3的通信；所述遙控器10通過遙控接收機4與飛控板3的通信；

進一步的，所述地面控制終端采用計算機通過usb串口與地面數(shù)傳電臺相連，計算機控制終端軟件嵌入電子地圖軟件。優(yōu)選的，地面數(shù)傳電臺規(guī)格為500mw433mhz；遙控器10規(guī)格采用2.4ghz通用航模遙控器；

結(jié)合圖2、圖3，所述飛控板3包括存儲模塊、初始化模塊、數(shù)據(jù)檢測模塊、飛行姿態(tài)解算模塊、模式判斷模塊、控制輸出模塊；

所述存儲模塊用以存儲飛行器的飛行參數(shù)，如飛行模式，通道閾值，傳感器初始化值等參數(shù)信息；

進一步的，所述存儲模塊采用fram實現(xiàn)；其他模塊均通過arm單片機實現(xiàn)，優(yōu)選的，所述arm單片機采用stm32f405；

所述初始化模塊用以將存儲模塊的飛行參數(shù)調(diào)入并賦初值；

所述數(shù)據(jù)檢測模塊用以檢測遙控器10數(shù)據(jù)信號，更新地面控制終端設(shè)定的飛行器控制模式，更新各傳感器數(shù)據(jù)信息；

所述飛行姿態(tài)計算模塊用以讀取各傳感器數(shù)據(jù)信息，并依據(jù)傳感器單元檢測到的數(shù)據(jù)通過姿態(tài)解算單元對飛行器姿態(tài)進行解算，根據(jù)所解算的姿態(tài)數(shù)據(jù)計算控制飛行器飛行所需的控制率；

所述飛行姿態(tài)計算模塊包括姿態(tài)解算單元和控制律計算單元。

所述姿態(tài)解算單元采用互補濾波法進行姿態(tài)濾波解算實現(xiàn)對飛行器實際姿態(tài)信息的獲?。?/p>

如圖4所示，先對飛行器進行坐標建立，設(shè)飛行器重心位置為o點，坐標系x軸指向機首方向，y軸指向機身右側(cè)，z軸垂直于xy平面，由右手定則確定方向；

采用互補濾波算法利用橫滾角φ補償x軸的角速度ωx，俯仰角θ補償y軸的角速度ωy，偏航角ψ補償z軸的角速度ωz，通過對比積分所得到的角度與加速度計(或三軸電子羅盤)測得的角度，使用它們之間的偏差來改變陀螺儀的輸出，從而使積分的角度逐步跟蹤到加速度計所得到的角度，這樣便完成了橫滾角φ、俯仰角θ、偏航角ψ的精確解算；從而便于后續(xù)對飛行器的飛行姿態(tài)進行判斷并進行修正。

所述控制律計算單元依據(jù)姿態(tài)解算單元計算出的飛行器姿態(tài)信息，對飛行器飛行控制率進行不斷調(diào)整；控制律包括滾轉(zhuǎn)控制律和俯仰控制律，具體過程如下：

滾轉(zhuǎn)控制律：滾轉(zhuǎn)姿態(tài)依靠副翼舵來調(diào)節(jié)，滾轉(zhuǎn)角穩(wěn)定回路如圖5所示，滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制回路采用角速率測量反饋結(jié)構(gòu)，控制系數(shù)由比例增益kpφ和微分增益kdφ組成，根據(jù)飛行器的動態(tài)特性，對控制參數(shù)進行優(yōu)化整定，通過地面控制終端進行設(shè)置。當輸入指令滾轉(zhuǎn)角φ^c后，將其與實際滾轉(zhuǎn)角φ進行做差得到eφ，δa由eφ決定并受滾轉(zhuǎn)角速率p負反饋的影響，而又按照副翼舵舵偏到俯仰角速率的傳遞函數(shù)來決定滾轉(zhuǎn)角速率p，p經(jīng)積分后得到實際的滾轉(zhuǎn)角φ，φ進一步再反饋給eφ。

最終得到相應(yīng)的副翼舵控制律δa為：

δa＝kpφ(φ^c–φ)kdφp

φ^c指令滾轉(zhuǎn)角，φ為飛行器實際滾轉(zhuǎn)角，kpφ為滾轉(zhuǎn)控制律的比例增益、kdφ為滾轉(zhuǎn)控制律的微分增益，p為ω在機體坐標系x軸上的分量，為升降舵舵偏到俯仰角速率的傳遞函數(shù)。

俯仰控制律：飛控系統(tǒng)對俯仰姿態(tài)依靠升降舵來調(diào)節(jié)，俯仰角穩(wěn)定回路如圖6所示，俯仰姿態(tài)控制回路采用角速率測量反饋結(jié)構(gòu)，控制系數(shù)由比例增益kpθ和微分增益kdθ組成，根據(jù)飛行器的動態(tài)特性，可以對控制參數(shù)進行優(yōu)化整定，通過地面控制終端進行設(shè)置。當輸入指令俯仰角θ^c后，將其與實際俯仰角θ進行做差得到eθ，δe由eθ決定并受俯仰角速率q負反饋的影響，而又按照升降舵舵偏到俯仰角速率的傳遞函數(shù)來決定俯仰角速率q，q經(jīng)積分后得到實際的俯仰角θ，θ進一步再反饋給eθ。

得到相應(yīng)的升降舵控制律δe為：

δe＝kpθ(θ-θ^c)+kdθq

在轉(zhuǎn)彎時為了不掉高度，需要加上滾轉(zhuǎn)角補償項最終得到的俯仰控制律δe為：

θ^c為指令俯仰角，θ為飛行器實際的俯仰角，kpθ為俯仰控制律的比例增益，kdθ為俯仰控制律的微分增益，為升降舵舵偏到俯仰角速率的傳遞函數(shù)，記ω為機體坐標系相對慣性坐標系的總角速度向量，q為ω在機體坐標系y軸上的分量。

所述模式判定模塊用以對遙控器10通道設(shè)定的模式進行判定，若為增穩(wěn)模式，則判定為姿態(tài)控制；若為航點模式，則判定為位置控制；

所述控制輸出模塊將控制器分為控制懸停動作的吊機控制器和控制巡航動作的平飛控制器，用以對根據(jù)模式判定模塊判斷出的飛行模式應(yīng)用相關(guān)控制器，在對應(yīng)控制器下對飛行執(zhí)行單元發(fā)出控制指令，通過輸出pwm信號調(diào)整飛行電機拉力和舵機對舵面的控制實現(xiàn)對飛行器飛行姿態(tài)的調(diào)整；

工作過程：飛控手在閉合飛行器電源并在地面站上設(shè)置好所需的飛行參數(shù)(航點位置信息、自動起飛、飛行高度、是否懸停/懸停時間、是否返航/自主降落)；通過數(shù)傳電臺8地面終端將設(shè)定好的飛行任務(wù)相關(guān)航點信息傳輸給飛行器上的數(shù)傳電臺8，經(jīng)過飛控板3處理，得到實際飛行所需要的俯仰角，滾轉(zhuǎn)角和航向角。飛控板3定時采樣gps定位器6、氣壓計，得到飛行器當前的高度與航點高度的差值，同時根據(jù)三軸電子羅盤和六軸姿態(tài)傳感器得到當前飛行器的姿態(tài)以及狀態(tài)信息，通過飛控板3對飛行器上電機和舵機的控制實現(xiàn)飛行器姿態(tài)和狀態(tài)的調(diào)節(jié)，進而到達所設(shè)置的航點，實現(xiàn)設(shè)置的目標任務(wù)。飛控手通過地面站在數(shù)傳電臺8的有效通信距離內(nèi)，可以對飛行器的飛行軌跡航點參數(shù)進行修改，使飛行器按新飛行軌跡飛行；飛控手在遙控接收機4的有效作用范圍內(nèi)，通過與飛控板3進行通信實現(xiàn)對飛行器飛行動作的控制。

結(jié)合圖7，本發(fā)明尾坐式垂直起降無人飛行器的飛行狀態(tài)主要有兩種——吊機狀態(tài)與平飛狀態(tài)，主要由懸停動作，過渡飛行模式轉(zhuǎn)換動作以及巡航動作組成。

(1)懸停動作:在控制執(zhí)行模塊中的吊機控制器的控制下，飛控板3作用于左副翼舵機2-1、右副翼舵機2-2，控制飛行器機頭穩(wěn)定和俯仰穩(wěn)定；作用于左電機1-1、右電機1-2，控制飛行器在吊機狀態(tài)下的橫滾保持穩(wěn)定，使得飛行器在空中懸停。

(2)過渡飛行模式轉(zhuǎn)換動作：如圖4，首先獲取遙控信息和飛行器的姿態(tài)信息，即當前俯仰角θ，判斷地面遙控指令并依據(jù)當前俯仰角和空速進行相應(yīng)的控制器轉(zhuǎn)換，為此我們設(shè)定了控制器轉(zhuǎn)換角度θ^*以及控制器轉(zhuǎn)換空速v^*:①吊機轉(zhuǎn)平飛，飛行器先在吊機控制器的控制下飛行，當當前俯仰角θ小于θ^*(θ^*優(yōu)選30度)，并且空速v大于v^*(v^*優(yōu)選15m/s)時，飛行器控制器切換為平飛控制器；②平飛轉(zhuǎn)吊機，飛行器先在平飛控制器的控制下飛行，當當前俯仰角θ大于θ^*(θ^*優(yōu)選30度)，并且空速v小于v^*(v^*優(yōu)選15m/s)時，飛行器控制器切換為吊機控制器。

(3)巡航動作：操作人員在地面控制終端為飛行器設(shè)置航點，規(guī)劃航線之后，通過遙控器10向飛控板3發(fā)出自動飛行指令，飛行器通過狀態(tài)傳感單元實現(xiàn)對自身位置信息及航點信息的判斷，并按照規(guī)劃信息完成任務(wù)動作。