一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀及其采用的控制方法
【專利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀及其采用的控制方法，通過(guò)本發(fā)明提供的自動(dòng)駕駛儀的硬件架構(gòu)和控制器中的控制制導(dǎo)算法，解決多軸和固定翼的協(xié)調(diào)控制問(wèn)題，實(shí)現(xiàn)了復(fù)合翼無(wú)人機(jī)的全狀態(tài)全自主航線飛行。
【專利說(shuō)明】
一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀及其采用的控制方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本發(fā)明涉及飛行器控制技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀及其采用的控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002]復(fù)合翼無(wú)人機(jī)是一種固定翼無(wú)人機(jī)垂直起降的解決方案，其以常規(guī)固定翼飛行器為基礎(chǔ)，增加多軸動(dòng)力單元，在起降及低速狀態(tài)下按照多軸模式飛行，通過(guò)多個(gè)螺旋槳產(chǎn)生的拉力克服重力和氣動(dòng)阻力進(jìn)行飛行;而在高速狀態(tài)下，按照固定翼模式飛行，通過(guò)氣動(dòng)升力克服重力，通過(guò)拉力向前的螺旋槳克服氣動(dòng)阻力實(shí)現(xiàn)飛行。與其他方式相比，復(fù)合翼垂直起降方案無(wú)需額外機(jī)構(gòu)，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單;不存在大幅度飛行姿態(tài)變化，導(dǎo)航解算容易。因此，復(fù)合翼垂直起降方案是目前可靠性最高，技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)最低的長(zhǎng)航時(shí)垂直起降無(wú)人機(jī)方案，成為工業(yè)無(wú)人機(jī)研發(fā)領(lǐng)域的熱點(diǎn)。
[0003]然而，任何一種垂直起降長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)都面臨著操縱和控制問(wèn)題，特別是在速度和姿態(tài)變化較大的過(guò)渡階段，這個(gè)問(wèn)題更為明顯。復(fù)合翼垂直起降無(wú)人機(jī)的過(guò)渡階段就是多軸模式和固定翼模式相互切換的過(guò)程，也是飛行速度變化較大的階段，從懸停時(shí)空速為零加速到數(shù)十米每秒的續(xù)航速度的過(guò)程，是氣動(dòng)舵面產(chǎn)生控制力矩逐漸增大，而多軸產(chǎn)生控制力矩的能力逐漸減小的過(guò)程，由于這種變化的幅度較大，目前只能采用兩套不同的自動(dòng)駕駛儀，分別控制多軸模式和固定翼模式。
[0004]這種方式的問(wèn)題在于，控制協(xié)調(diào)能力差。由于傳感器的噪聲水平和動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性不同，兩套自動(dòng)駕駛儀的接收的飛行器狀態(tài)測(cè)量值有差異，這在過(guò)渡階段會(huì)導(dǎo)致多軸產(chǎn)生的控制力和力矩與氣動(dòng)舵面產(chǎn)生的控制力和力矩抵觸，導(dǎo)致無(wú)人機(jī)的響應(yīng)控制指令的精度變差，容易產(chǎn)生控制誘發(fā)振蕩。
[0005]同時(shí)，無(wú)論兩套自動(dòng)駕駛儀(或者兩臺(tái)CPU)如何架構(gòu)，需要相互通信是無(wú)法避免的，一定程度上增加了從形成狀態(tài)數(shù)據(jù)到相應(yīng)的作動(dòng)器作動(dòng)之間的時(shí)間延遲，由于飛行速度較低的情況下多軸在無(wú)人機(jī)行為中占據(jù)的權(quán)重較高，而多旋翼有是一種中立穩(wěn)定的動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)，因此時(shí)間延遲會(huì)導(dǎo)致低速狀態(tài)下控制精度下降、控制系統(tǒng)裕度變小等問(wèn)題。
[0006]此外，過(guò)渡階段的制導(dǎo)邏輯也是復(fù)合翼無(wú)人機(jī)的技術(shù)難點(diǎn)，飛行航跡指令、飛行速度指令、飛行高度指令、飛行姿態(tài)指令與多軸的螺旋槳和固定翼的氣動(dòng)舵面的作動(dòng)指令之間如何建立映射關(guān)系才能保證安全和精準(zhǔn)的完成過(guò)渡階段的可控飛行，目前尚無(wú)可供實(shí)用的解決方案，因此，目前的過(guò)渡階段都需要具有航模經(jīng)驗(yàn)的操作手肉眼觀測(cè)無(wú)人機(jī)的飛行狀態(tài)，通過(guò)遙控器直接操縱多軸螺旋槳轉(zhuǎn)速和固定翼氣動(dòng)舵面偏角，自動(dòng)駕駛儀在過(guò)渡階段只提供一定的阻尼作用。
[0007]由于上述兩個(gè)原因，復(fù)合翼垂直起降無(wú)人機(jī)還無(wú)法實(shí)現(xiàn)全自主全狀態(tài)飛行，阻礙了復(fù)合翼垂直起降無(wú)人機(jī)的實(shí)用化程度。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008]針對(duì)上述現(xiàn)有技術(shù)中復(fù)合翼垂直起降無(wú)人機(jī)還無(wú)法實(shí)現(xiàn)全自主全狀態(tài)飛行，阻礙了復(fù)合翼垂直起降無(wú)人機(jī)的實(shí)用化程度的問(wèn)題，本發(fā)明提供了一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀及其采用的控制方法，通過(guò)自動(dòng)駕駛儀的硬件架構(gòu)和控制器中的控制制導(dǎo)算法，解決多軸和固定翼的協(xié)調(diào)控制問(wèn)題，實(shí)現(xiàn)復(fù)合翼無(wú)人機(jī)的全狀態(tài)全自主航線飛行。
[0009]為解決上述問(wèn)題，本發(fā)明提供的一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀及其采用的控制方法通過(guò)以下技術(shù)要點(diǎn)來(lái)解決問(wèn)題:一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀，包括控制器、信號(hào)采集模塊及作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊，所述控制器的信號(hào)輸入端與信號(hào)采集模塊的數(shù)據(jù)輸出端相連，作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊的信號(hào)采集端連接于控制器的數(shù)據(jù)輸出端上，所述控制器包括一塊數(shù)據(jù)處理器，還包括數(shù)據(jù)融合模塊，在信號(hào)采集模塊中，使用不止一個(gè)采集單元采集同一種信號(hào)時(shí)，針對(duì)此信號(hào)的采集單元的信號(hào)輸出端均連接在數(shù)據(jù)融合模塊的輸入端上，數(shù)據(jù)融合模塊將所得數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)融合得到唯一的狀態(tài)數(shù)據(jù)后，再將狀態(tài)數(shù)據(jù)傳送給數(shù)據(jù)處理器。
[0010]具體的，以上駕駛儀方案中，設(shè)置的控制器用于數(shù)據(jù)處理，設(shè)置的信號(hào)采集模塊用于采集無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程中的各種參數(shù)，設(shè)置的作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊用于產(chǎn)生無(wú)人機(jī)動(dòng)作產(chǎn)生控制數(shù)據(jù)。
[0011]本案中，在信號(hào)采集模塊中，使用不止一個(gè)采集單元采集同一種信號(hào)時(shí)，針對(duì)得到的不止一個(gè)結(jié)果，采用數(shù)據(jù)融合模塊進(jìn)行數(shù)據(jù)融合后，向數(shù)據(jù)處理器中輸入的單一的狀態(tài)測(cè)量結(jié)果，這樣，就使得數(shù)據(jù)處理器用于產(chǎn)生作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊的狀態(tài)測(cè)量值不會(huì)出現(xiàn)多來(lái)源現(xiàn)象，從測(cè)量環(huán)節(jié)保證了作動(dòng)器輸出信號(hào)產(chǎn)生的控制力和力矩不會(huì)相互抵觸。優(yōu)選所述數(shù)據(jù)融合模塊為卡爾曼濾波模塊。
[0012]進(jìn)一步的，本案中僅采用了一塊數(shù)據(jù)處理器，相較于現(xiàn)有駕駛儀，這樣可有效避免因?yàn)槎鄩K數(shù)據(jù)處理器之間通信造成的時(shí)間延遲。
[0013]作為本領(lǐng)域技術(shù)人員，以上卡爾曼濾波模塊的功能可以由數(shù)據(jù)處理器完成，也可以是區(qū)別于數(shù)據(jù)處理器的單獨(dú)模塊。
[0014]進(jìn)一步的，自動(dòng)駕駛儀的構(gòu)架中，針對(duì)信號(hào)采集模塊中的任意一個(gè)采集單元，也可通過(guò)卡爾曼濾波模塊進(jìn)行數(shù)據(jù)融合后產(chǎn)生唯一的狀態(tài)測(cè)量結(jié)果后再通過(guò)數(shù)據(jù)處理器進(jìn)行數(shù)據(jù)處理。
[0015]作為以上所述的復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀進(jìn)一步的技術(shù)方案:作為所述信號(hào)采集模塊的具體實(shí)現(xiàn)方式，所述信號(hào)采集模塊包括至少一個(gè)慣性傳感器模塊、至少一個(gè)動(dòng)靜壓傳感器模塊、至少一個(gè)磁場(chǎng)傳感器模塊、至少一個(gè)GPS模塊，所述慣性傳感器模塊用于測(cè)量加速度和角速度，所述動(dòng)靜壓傳感器模塊用于測(cè)量動(dòng)壓和靜壓，所述GPS模塊:用于測(cè)量載波原始信號(hào)，或者測(cè)量載波原始信號(hào)后完成偽距觀測(cè)值計(jì)算，所述磁場(chǎng)傳感器模塊用于測(cè)量磁場(chǎng)強(qiáng)度。以上信號(hào)采集模塊的具體實(shí)現(xiàn)方案可采集無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程中的多個(gè)參數(shù)，本駕駛儀以以上信號(hào)采集模塊采集的參數(shù)為無(wú)人機(jī)控制的依據(jù)，優(yōu)選的，所述GPS模塊為實(shí)時(shí)差分GPS模塊，且GPS模塊的更新頻率不低于5Hz，這樣，以便于得到良好的無(wú)人機(jī)控制實(shí)時(shí)性和良好的無(wú)人機(jī)控制精度。
[0016]為滿足現(xiàn)有具有多個(gè)氣動(dòng)舵面、具有多個(gè)垂直螺旋槳的復(fù)合翼無(wú)人機(jī)控制需要，所述作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊包括多個(gè)信號(hào)輸出端，作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊的信號(hào)輸出端包括氣動(dòng)舵面控制端、垂直螺旋槳控制端、水平螺旋槳控制端，且氣動(dòng)舵面控制端、垂直螺旋槳控制端的數(shù)量均不止一個(gè)，垂直螺旋槳控制端的控制信號(hào)更新頻率高于其他信號(hào)輸出端的控制信號(hào)更新頻率。由于低速情況下復(fù)合翼無(wú)人機(jī)的動(dòng)力學(xué)特性偏向于多旋翼，阻尼較小且中立穩(wěn)定，垂直螺旋槳控制端控制輸出的頻率較高才能保證控制效果;而高速情況下復(fù)合翼無(wú)人機(jī)的動(dòng)力學(xué)特性偏向于固定翼，具有靜穩(wěn)定性和動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性，垂直螺旋槳控制端及水平螺旋槳控制端控制頻率可以適當(dāng)降低，故采用以上方案，可充分利用自動(dòng)駕駛儀的數(shù)據(jù)處理能力，實(shí)現(xiàn)對(duì)無(wú)人機(jī)最有效的控制。作為具體的實(shí)現(xiàn)方式，本自動(dòng)駕駛儀用于控制設(shè)置有四個(gè)垂直螺旋槳、一個(gè)水平螺旋槳、三組氣動(dòng)舵面的無(wú)人機(jī)飛行控制，則作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊的信號(hào)輸出端為八路，分別控制4根拉力方向與重力相反的垂直螺旋槳，I根拉力方向沿飛行速度方向的水平螺旋槳和3組氣動(dòng)舵面;水平螺旋槳和氣動(dòng)舵面的控制信號(hào)更新頻率可設(shè)定為50Hz，而垂直螺旋槳的控制信號(hào)更新頻率可設(shè)定為200Hz或400Hz。
[0017]作為一種在無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程中，可完成檢測(cè)以下至少一種無(wú)人機(jī)狀態(tài)參數(shù):檢測(cè)航油使用情況、監(jiān)控飛行狀態(tài)下螺旋槳的工作情況、檢測(cè)無(wú)人機(jī)上電池電量信息的實(shí)現(xiàn)方案，所述信號(hào)采集模塊還包括航油油量傳感器、非接觸式轉(zhuǎn)速傳感器、電池電量傳感器中的至少一個(gè)，所述航油油量傳感器用于監(jiān)測(cè)無(wú)人機(jī)的航油油量，所述非接觸式轉(zhuǎn)速傳感器用于監(jiān)測(cè)無(wú)人機(jī)上螺旋槳的轉(zhuǎn)速，所述電池電量傳感器用于監(jiān)測(cè)無(wú)人機(jī)上電池的電量。本案中，若水平螺旋槳的驅(qū)動(dòng)裝置采用內(nèi)燃機(jī)，則復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀還可包括航油油量傳感器，在飛行過(guò)程中檢測(cè)航油使用情況;垂直螺旋槳和水平螺旋槳均可通過(guò)電機(jī)驅(qū)動(dòng)，用于電機(jī)能源的電池的工作狀態(tài)可以通過(guò)電池電量傳感器進(jìn)行監(jiān)控；由于現(xiàn)有復(fù)合翼無(wú)人機(jī)的動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，由于不同的驅(qū)動(dòng)方式在不同方面具有不同的性能，故通常采用電機(jī)作為垂直螺旋槳的動(dòng)力部件，采用內(nèi)燃機(jī)作為水平螺旋槳的動(dòng)力部件，而內(nèi)燃機(jī)相對(duì)于電機(jī)具有更高的故障率，故非接觸式轉(zhuǎn)速傳感器優(yōu)選用于監(jiān)控飛行狀態(tài)下水平螺旋槳的工作情況，以實(shí)現(xiàn)通過(guò)水平螺旋槳的工作狀態(tài)反應(yīng)內(nèi)燃機(jī)的工作狀態(tài)，這樣，在對(duì)水平螺旋槳工作無(wú)任何影響的情況下，不僅實(shí)現(xiàn)了水平螺旋槳工作狀態(tài)監(jiān)控，同時(shí)實(shí)現(xiàn)了對(duì)內(nèi)燃機(jī)的工作狀態(tài)監(jiān)控。這樣，本案能夠?qū)崟r(shí)監(jiān)控?zé)o人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)狀態(tài)，避免了由于動(dòng)力系統(tǒng)工作異常導(dǎo)致的飛行事故。
[0018]進(jìn)一步的，無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀還包括垂直螺旋槳位置傳感器，便于實(shí)現(xiàn):通過(guò)指令使低速轉(zhuǎn)動(dòng)的垂直螺旋槳鎖定于指定位置，在高速飛行不需要垂直螺旋槳工作的情況下，檢測(cè)垂直螺旋槳的位置，通過(guò)控制信號(hào)將垂直螺旋槳槳葉鎖定在沿飛行速度的方向，達(dá)到減小氣動(dòng)阻力的目的。
[0019]進(jìn)一步的，無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀還包括通信模塊，便于實(shí)現(xiàn):可通過(guò)通信模塊，將地面實(shí)時(shí)向無(wú)人機(jī)發(fā)送的起飛、降落等指令上傳自動(dòng)駕駛儀;進(jìn)一步的，以上通信模塊為雙向通信模塊，這樣，自動(dòng)駕駛儀可以下傳飛行器的實(shí)時(shí)飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)，便于操作者把握無(wú)人機(jī)的飛行環(huán)境、飛行狀態(tài)等。
[0020]進(jìn)一步的，為保證自動(dòng)駕駛儀對(duì)無(wú)人機(jī)控制的實(shí)時(shí)性和控制精度，所述作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊的控制信號(hào)更新頻率不低于50Hz。
[0021]同時(shí)，本發(fā)明還提供了一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀采用的控制方法，用于機(jī)身上設(shè)置有水平螺旋槳、三組氣動(dòng)舵面及多個(gè)垂直螺旋槳的復(fù)合翼無(wú)人機(jī)飛行姿態(tài)控制，各組氣動(dòng)舵面分別用于改變所述復(fù)合翼無(wú)人機(jī)的滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航力矩，所述控制方法的實(shí)現(xiàn)依賴于以上所提供的任意一個(gè)自動(dòng)駕駛儀方案，所述控制方法包括依次進(jìn)行的以下步驟: 步驟一，垂直起飛；
步驟二，復(fù)合加速；
步驟三，固定翼飛行；
步驟四，復(fù)合減速；
步驟五，垂直降落；
所述復(fù)合加速步驟的實(shí)現(xiàn)方式為:步驟二開(kāi)始的判據(jù)為無(wú)人機(jī)到達(dá)預(yù)設(shè)復(fù)合加速狀態(tài)最低高度且姿態(tài)和高度穩(wěn)定；
步驟二的控制方法為:操作水平螺旋槳開(kāi)始工作，克服無(wú)人機(jī)氣動(dòng)阻力增加前向速度； 協(xié)調(diào)控制多個(gè)垂直螺旋槳轉(zhuǎn)速，使飛行高度跟隨高度控制指令；
協(xié)調(diào)控制多個(gè)垂直螺旋槳轉(zhuǎn)速和氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)角度，調(diào)整無(wú)人機(jī)姿態(tài)，其中俯仰姿態(tài)指令使無(wú)人機(jī)的攻角不超過(guò)無(wú)人機(jī)失速攻角的30%。
[0022]以上控制方法技術(shù)方案中，明確了無(wú)人機(jī)飛行階段和相應(yīng)的階段切換判據(jù)，容易校驗(yàn)和掌握，提高了復(fù)合翼無(wú)人機(jī)的用戶體驗(yàn)，同時(shí)，在復(fù)合加速狀態(tài)下采用較小的俯仰姿態(tài)指令，使無(wú)人機(jī)氣動(dòng)迎角較小，在無(wú)人機(jī)飛行姿態(tài)變換時(shí)，保證無(wú)人機(jī)氣流穩(wěn)定，氣動(dòng)力和力矩的絕對(duì)值和變化率都較小，即擾動(dòng)較小，有利于姿態(tài)控制，從而克服現(xiàn)有技術(shù)中無(wú)人機(jī)飛行的過(guò)渡階段都需要具有航模經(jīng)驗(yàn)的操作手肉眼觀測(cè)無(wú)人機(jī)的飛行狀態(tài)，通過(guò)遙控器直接操縱多軸螺旋槳轉(zhuǎn)速和固定翼氣動(dòng)舵面偏角，自動(dòng)駕駛儀在過(guò)渡階段只提供一定的阻尼作用的缺陷，實(shí)現(xiàn)復(fù)合翼無(wú)人機(jī)全自主全狀態(tài)飛行的發(fā)明目的。
[0023]作為以上所述的復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀采用的控制方法進(jìn)一步的技術(shù)方案，所述復(fù)合減速步驟的實(shí)現(xiàn)方法為:開(kāi)始的判據(jù)為無(wú)人機(jī)達(dá)到五邊降落航線的側(cè)風(fēng)邊起點(diǎn)；
步驟四的具體控制方法為:在側(cè)風(fēng)邊起點(diǎn)盤旋降高至預(yù)設(shè)盤旋最低高度，之后調(diào)整航向，依次通過(guò)五邊降落航線的側(cè)風(fēng)邊和下風(fēng)邊，在此過(guò)程中降低飛行速度，之后進(jìn)入五邊降落航線的底邊，在底邊降低高度和速度，在底邊終點(diǎn)達(dá)到預(yù)設(shè)降落高度，而后進(jìn)入五邊降落航線的進(jìn)場(chǎng)邊，進(jìn)場(chǎng)邊中段位置設(shè)置決斷窗口，所述決斷窗口為豎直矩形，所述豎直矩形法線為當(dāng)前航線的水平投影，所述豎直矩形左右兩邊沿當(dāng)前航線水平投影左右對(duì)稱，所述豎直矩形上邊的高度為預(yù)設(shè)決斷高度上限，所述豎直矩形下邊的高度為預(yù)設(shè)決斷高度下限；若無(wú)人機(jī)通過(guò)決斷窗口且在速度不大于預(yù)設(shè)決斷速度，則開(kāi)始以下控制操作:垂直螺旋槳開(kāi)始工作，水平螺旋槳停轉(zhuǎn)，協(xié)調(diào)控制垂直螺旋槳轉(zhuǎn)速和3組氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)角，調(diào)整無(wú)人機(jī)姿態(tài)、速度和高度，其中俯仰姿態(tài)指令使無(wú)人機(jī)的攻角介于50%至80%之間；
若無(wú)人機(jī)未進(jìn)入決斷窗口或進(jìn)入決斷窗口的速度大于預(yù)設(shè)決斷速度，則進(jìn)行以下控制操作:垂直螺旋槳保持停轉(zhuǎn)，控制水平螺旋槳轉(zhuǎn)速，使無(wú)人機(jī)加速爬升，重新進(jìn)入側(cè)風(fēng)邊起點(diǎn)，重復(fù)步驟四。
[0024]本案提供的控制方法中，在復(fù)合減速狀態(tài)下采用決斷窗口的方式判斷垂直螺旋槳是否可以介入，決斷窗口同時(shí)從飛行速度、飛行高度、飛行位置三個(gè)方面限定了無(wú)人機(jī)的狀態(tài)，為垂直螺旋槳的介入時(shí)機(jī)提供了定量的決斷判據(jù)，同時(shí)通過(guò)設(shè)置為:俯仰姿態(tài)指令使無(wú)人機(jī)的攻角介于50%至80%之間，便于實(shí)現(xiàn)通過(guò)無(wú)人機(jī)氣動(dòng)阻力和垂直螺旋槳的水平分力持續(xù)減速，在進(jìn)場(chǎng)邊終點(diǎn)之前達(dá)到預(yù)設(shè)的多軸可控最大速度，避免了介入過(guò)早導(dǎo)致的垂直螺旋槳流場(chǎng)不穩(wěn)定出現(xiàn)的不可控振蕩，保證了水平飛行轉(zhuǎn)垂直降落的穩(wěn)定性和可靠性。
[0025]所述步驟一的實(shí)現(xiàn)方式為:開(kāi)始的判據(jù)為地面向無(wú)人機(jī)發(fā)送起飛指令； 步驟一的具體控制方法為:使水平螺旋槳處于停轉(zhuǎn)狀態(tài);使氣動(dòng)舵面保持中立位置;協(xié)調(diào)控制多個(gè)垂直螺旋槳轉(zhuǎn)速，以調(diào)整螺旋槳拉力、無(wú)人機(jī)姿態(tài)和位置，使飛行器按預(yù)設(shè)爬升速率穩(wěn)定爬升。
[0026]所述步驟三的實(shí)現(xiàn)方式為:開(kāi)始的判據(jù)為飛行速度達(dá)到預(yù)設(shè)的最小失速速度且水平螺旋槳工作正常；
步驟三的具體控制方法為:使多個(gè)垂直螺旋槳停止工作，使水平螺旋槳產(chǎn)生拉力抵消氣動(dòng)阻力，達(dá)到無(wú)人機(jī)氣動(dòng)升力抵消重力的目的；
控制所述3組氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)角度，調(diào)整無(wú)人機(jī)姿態(tài)、速度、高度和位置。
[0027]為便于在無(wú)人機(jī)任意飛行狀態(tài)下，通過(guò)地面發(fā)送應(yīng)急指令終止當(dāng)前飛行任務(wù)或通過(guò)自動(dòng)駕駛儀的自動(dòng)判定終止當(dāng)前飛行任務(wù)，還包括在無(wú)人機(jī)任意飛行狀態(tài)下、用于無(wú)人機(jī)緊迫迫降控制的緊急迫降步驟，所述緊急迫降步驟包按照以下邏輯進(jìn)行:
S1:測(cè)量當(dāng)前空速和地速；
S2:若步驟SI測(cè)量的地速大于多軸可控最大速度且水平螺旋槳工作正常，則進(jìn)入所述步驟四和步驟五；
S3:若S2確定水平螺旋槳工作異常，則垂直動(dòng)力螺旋槳立即開(kāi)始工作，之后若空速不大于多軸可控最大速度且垂直螺旋槳工作正常，則直接在當(dāng)前位置按預(yù)設(shè)下降速度降落地面；
S4:若在S3的基礎(chǔ)上地速大于多軸可控最大速度，則無(wú)人機(jī)定高盤旋，降低空速至多軸可控最大速度，然后進(jìn)行S3 ；
S5:若在S4的基礎(chǔ)上垂直螺旋槳無(wú)法正常工作，則鎖定垂直螺旋槳和水平螺旋槳，通過(guò)控制氣動(dòng)舵面調(diào)整無(wú)人機(jī)姿態(tài)和垂直速率滑翔降落。
[0028]進(jìn)一步的，為保證無(wú)人機(jī)飛行安全，所述的預(yù)設(shè)最小失速速度不低于無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)失速速度的125%;所述決斷速度不低于無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)失速速度的110%;所述決斷窗口的豎直矩形的寬度不小于進(jìn)場(chǎng)邊起點(diǎn)飛行速度在2s達(dá)到的距離。
[0029]本發(fā)明所具有的有益效果至少包括以下效果中的一種:
1、自動(dòng)駕駛儀的架構(gòu)使任意一個(gè)模塊或者只包括一個(gè)功能相同的傳感器，或者相同功能的多個(gè)傳感器先通過(guò)微控制器中的數(shù)據(jù)融合算法產(chǎn)生一致的狀態(tài)測(cè)量結(jié)果。這樣就使微控制器用于產(chǎn)生作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊的狀態(tài)測(cè)量值不會(huì)出現(xiàn)多來(lái)源現(xiàn)象，從測(cè)量環(huán)節(jié)保證了作動(dòng)器輸出信號(hào)產(chǎn)生的控制力和力矩不會(huì)相互抵觸。優(yōu)選所述數(shù)據(jù)融合模塊為卡爾曼濾波模塊。
[0030]2、自動(dòng)駕駛儀還增加了測(cè)量水平螺旋槳轉(zhuǎn)速的非接觸式轉(zhuǎn)速傳感器、電池電量傳感器和航油油量傳感器，能夠?qū)崟r(shí)監(jiān)控動(dòng)力系統(tǒng)狀態(tài)，避免了由于動(dòng)力系統(tǒng)工作異常導(dǎo)致的飛行事故。
[0031]3、復(fù)合翼無(wú)人機(jī)的控制方法采用明確的飛行階段和相應(yīng)的階段切換判據(jù)，容易校驗(yàn)和掌握，提高了復(fù)合翼無(wú)人機(jī)的用戶體驗(yàn)。
[0032]4、復(fù)合翼無(wú)人機(jī)的控制方法，在復(fù)合加速狀態(tài)下采用較小的俯仰姿態(tài)指令，使無(wú)人機(jī)氣動(dòng)迎角較小，保證無(wú)人機(jī)氣流穩(wěn)定，氣動(dòng)力和力矩的絕對(duì)值和變化率都較小，即擾動(dòng)較小，有利于姿態(tài)控制。
[0033]5、復(fù)合翼無(wú)人機(jī)的控制方法，在復(fù)合減速狀態(tài)下采用決斷窗口的方式判斷垂直螺旋槳是否可以介入，決斷窗口同時(shí)從飛行速度、飛行高度、飛行位置三個(gè)方面限定了無(wú)人機(jī)的狀態(tài)，為垂直螺旋槳的介入時(shí)機(jī)提供了定量的決斷判據(jù)，避免了介入過(guò)早導(dǎo)致的垂直螺旋槳流場(chǎng)不穩(wěn)定出現(xiàn)的不可控振蕩，保證了水平飛行轉(zhuǎn)垂直降落的穩(wěn)定性和可靠性。
【附圖說(shuō)明】
[0034]圖1為本發(fā)明所述的一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀一個(gè)具體實(shí)施例的硬件框圖；
圖2為本發(fā)明所述的一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀采用的控制方法一個(gè)具體實(shí)施例的流程圖。
[0035]圖中標(biāo)記分別為:100、復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀，101、控制器，102、慣性傳感器模塊，103、動(dòng)靜壓傳感器模塊，104、磁場(chǎng)傳感器模塊，105、GPS模塊，106、作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊，1061、垂直螺旋槳I控制信號(hào)，1062、垂直螺旋槳2控制信號(hào)，1063、垂直螺旋槳3控制信號(hào)，1064、垂直螺旋槳4控制信號(hào)，1065、水平螺旋槳控制信號(hào)，1066、氣動(dòng)舵面I控制信號(hào)，1067、氣動(dòng)舵面2控制信號(hào)，1068、氣動(dòng)舵面3控制信號(hào)；2001、完成飛前檢查，2011、垂直起飛開(kāi)始判據(jù)，2012、垂直起飛操作，2021、復(fù)合加速開(kāi)始判據(jù)，2022、復(fù)合加速操作，2031、固定翼飛行開(kāi)始判據(jù)，2032、固定翼飛行操作，2041、復(fù)合減速開(kāi)始判據(jù)，2042、復(fù)合減速操作，2051、垂直降落開(kāi)始判據(jù)，2052、垂直降落操作，206、停飛狀態(tài)。
【具體實(shí)施方式】
[0036]本發(fā)明提供了一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀及其采用的控制方法，用于針對(duì):現(xiàn)有技術(shù)中復(fù)合翼垂直起降無(wú)人機(jī)還無(wú)法實(shí)現(xiàn)全自主全狀態(tài)飛行，阻礙了復(fù)合翼垂直起降無(wú)人機(jī)的實(shí)用化程度的問(wèn)題，通過(guò)本發(fā)明提供了一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀及其采用的控制方法，通過(guò)自動(dòng)駕駛儀的硬件架構(gòu)和控制器中的控制制導(dǎo)算法，解決多軸和固定翼的協(xié)調(diào)控制問(wèn)題，實(shí)現(xiàn)復(fù)合翼無(wú)人機(jī)的全狀態(tài)全自主航線飛行。
[0037]下面結(jié)合實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說(shuō)明，但是本發(fā)明不僅限于以下實(shí)施例:
實(shí)施例1:
如圖1所示，一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀100，包括控制器101、信號(hào)采集模塊及作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊106，所述控制器101的信號(hào)輸入端與信號(hào)采集模塊的數(shù)據(jù)輸出端相連，作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊106的信號(hào)采集端連接于控制器101的數(shù)據(jù)輸出端上，所述控制器101包括一塊數(shù)據(jù)處理器，還包括數(shù)據(jù)融合模塊，在信號(hào)采集模塊中，使用不止一個(gè)采集單元采集同一種信號(hào)時(shí)，針對(duì)此信號(hào)的采集單元的信號(hào)輸出端均連接在數(shù)據(jù)融合模塊的輸入端上，數(shù)據(jù)融合模塊將所得數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)融合得到唯一的狀態(tài)數(shù)據(jù)后，再將狀態(tài)數(shù)據(jù)傳送給數(shù)據(jù)處理器。
[0038]具體的，以上駕駛儀方案中，設(shè)置的控制器101用于數(shù)據(jù)處理，設(shè)置的信號(hào)采集模塊用于采集無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程中的各種參數(shù)，設(shè)置的作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊106用于產(chǎn)生無(wú)人機(jī)動(dòng)作產(chǎn)生控制數(shù)據(jù)。
[0039]本案中，在信號(hào)采集模塊中，使用不止一個(gè)采集單元采集同一種信號(hào)時(shí)，針對(duì)得到的不止一個(gè)結(jié)果，采用數(shù)據(jù)融合模塊進(jìn)行數(shù)據(jù)融合后，向數(shù)據(jù)處理器中輸入的單一的狀態(tài)測(cè)量結(jié)果，這樣，就使得數(shù)據(jù)處理器用于產(chǎn)生作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊106的狀態(tài)測(cè)量值不會(huì)出現(xiàn)多來(lái)源現(xiàn)象，從測(cè)量環(huán)節(jié)保證了作動(dòng)器輸出信號(hào)產(chǎn)生的控制力和力矩不會(huì)相互抵觸。優(yōu)選所述數(shù)據(jù)融合模塊為卡爾曼濾波模塊。
[0040]進(jìn)一步的，本案中僅采用了一塊數(shù)據(jù)處理器，相較于現(xiàn)有駕駛儀，這樣可有效避免因?yàn)槎鄩K數(shù)據(jù)處理器之間通信造成的時(shí)間延遲。
[0041]作為本領(lǐng)域技術(shù)人員，以上卡爾曼濾波模塊的功能可以由數(shù)據(jù)處理器完成，也可以是區(qū)別于數(shù)據(jù)處理器的單獨(dú)模塊。
[0042]進(jìn)一步的，自動(dòng)駕駛儀的構(gòu)架中，針對(duì)信號(hào)采集模塊中的任意一個(gè)采集單元，也可通過(guò)卡爾曼濾波模塊進(jìn)行數(shù)據(jù)融合后產(chǎn)生唯一的狀態(tài)測(cè)量結(jié)果后再通過(guò)數(shù)據(jù)處理器進(jìn)行數(shù)據(jù)處理。
[0043]實(shí)施例2:
本實(shí)施例在實(shí)施例1的基礎(chǔ)上作進(jìn)一步限定，如圖1所示，作為以上所述的復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀100進(jìn)一步的技術(shù)方案:作為所述信號(hào)采集模塊的具體實(shí)現(xiàn)方式，所述信號(hào)采集模塊包括至少一個(gè)慣性傳感器模塊102、至少一個(gè)動(dòng)靜壓傳感器模塊103、至少一個(gè)磁場(chǎng)傳感器模塊104、至少一個(gè)GPS模塊105，所述慣性傳感器模塊用于測(cè)量加速度和角速度，所述動(dòng)靜壓傳感器模塊103用于測(cè)量動(dòng)壓和靜壓，所述GPS模塊105用于測(cè)量偽距觀測(cè)值，所述磁場(chǎng)傳感器模塊104用于測(cè)量磁場(chǎng)強(qiáng)度。以上信號(hào)采集模塊的具體實(shí)現(xiàn)方案可采集無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程中的多個(gè)參數(shù)，本駕駛儀以以上信號(hào)采集模塊采集的參數(shù)為無(wú)人機(jī)控制的依據(jù)，優(yōu)選的，所述GPS模塊105為實(shí)時(shí)差分GPS模塊105，且GPS模塊105的更新頻率不低于5Hz。
[0044]為滿足現(xiàn)有具有多個(gè)氣動(dòng)舵面、具有多個(gè)垂直螺旋槳的復(fù)合翼無(wú)人機(jī)控制需要，所述作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊106包括多個(gè)信號(hào)輸出端，作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊106的信號(hào)輸出端包括氣動(dòng)舵面控制端、垂直螺旋槳控制端、水平螺旋槳控制端，且氣動(dòng)舵面控制端、垂直螺旋槳控制端的數(shù)量均不止一個(gè)，垂直螺旋槳控制端的控制信號(hào)更新頻率高于其他信號(hào)輸出端的控制信號(hào)更新頻率。由于低速情況下復(fù)合翼無(wú)人機(jī)的動(dòng)力學(xué)特性偏向于多旋翼，阻尼較小且中立穩(wěn)定，垂直螺旋槳控制端控制輸出的頻率較高才能保證控制效果;而高速情況下復(fù)合翼無(wú)人機(jī)的動(dòng)力學(xué)特性偏向于固定翼，具有靜穩(wěn)定性和動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性，垂直螺旋槳控制端及水平螺旋槳控制端控制頻率可以適當(dāng)降低，故采用以上方案，可充分利用自動(dòng)駕駛儀的數(shù)據(jù)處理能力，實(shí)現(xiàn)對(duì)無(wú)人機(jī)最有效的控制。
[0045]本實(shí)施例中，本自動(dòng)駕駛儀用于控制設(shè)置有四個(gè)垂直螺旋槳、一個(gè)水平螺旋槳、三組氣動(dòng)舵面的無(wú)人機(jī)飛行控制，則作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊106的信號(hào)輸出端為八路，分別控制4根拉力方向與重力相反的垂直螺旋槳，I根拉力方向沿飛行速度方向的水平螺旋槳和3組氣動(dòng)舵面;水平螺旋槳和氣動(dòng)舵面的控制信號(hào)更新頻率可設(shè)定為50Hz，而垂直螺旋槳的控制信號(hào)更新頻率可設(shè)定為200Hz或400Hz。
[0046]這樣，作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊106的信號(hào)輸出端輸出的信號(hào)包括:垂直螺旋槳I控制信號(hào)1061、垂直螺旋槳2控制信號(hào)1062、垂直螺旋槳3控制信號(hào)1063、垂直螺旋槳4控制信號(hào)1064、水平螺旋槳控制信號(hào)1065、氣動(dòng)舵面I控制信號(hào)1066、氣動(dòng)舵面2控制信號(hào)1067、氣動(dòng)舵面3控制信號(hào)1068。
[0047]作為一種在無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程中，可完成檢測(cè)以下至少一種無(wú)人機(jī)狀態(tài)參數(shù):檢測(cè)航油使用情況、監(jiān)控飛行狀態(tài)下螺旋槳的工作情況、檢測(cè)無(wú)人機(jī)上電池電量信息的實(shí)現(xiàn)方案，所述信號(hào)采集模塊還包括航油油量傳感器、非接觸式轉(zhuǎn)速傳感器、電池電量傳感器中的至少一個(gè)，所述航油油量傳感器用于監(jiān)測(cè)無(wú)人機(jī)的航油油量，所述非接觸式轉(zhuǎn)速傳感器用于監(jiān)測(cè)無(wú)人機(jī)上螺旋槳的轉(zhuǎn)速，所述電池電量傳感器用于監(jiān)測(cè)無(wú)人機(jī)上電池的電量。本案中，若水平螺旋槳的驅(qū)動(dòng)裝置采用內(nèi)燃機(jī)，則復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀100還可包括航油油量傳感器，在飛行過(guò)程中檢測(cè)航油使用情況;垂直螺旋槳和水平螺旋槳均可通過(guò)電機(jī)驅(qū)動(dòng)，用于電機(jī)能源的電池的工作狀態(tài)可以通過(guò)電池電量傳感器進(jìn)行監(jiān)控;非接觸式轉(zhuǎn)速傳感器優(yōu)選用于監(jiān)控飛行狀態(tài)下水平螺旋槳的工作情況。這樣，本案能夠?qū)崟r(shí)監(jiān)控?zé)o人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)狀態(tài)，避免了由于動(dòng)力系統(tǒng)工作異常導(dǎo)致的飛行事故。
[0048]進(jìn)一步的，無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀還包括垂直螺旋槳位置傳感器，便于實(shí)現(xiàn):通過(guò)指令使低速轉(zhuǎn)動(dòng)的垂直螺旋槳鎖定于指定位置，在高速飛行不需要垂直螺旋槳工作的情況下，檢測(cè)垂直螺旋槳的位置，通過(guò)控制信號(hào)將垂直螺旋槳槳葉鎖定在沿飛行速度的方向，達(dá)到減小氣動(dòng)阻力的目的。
[0049]進(jìn)一步的，無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀還包括通信模塊，便于實(shí)現(xiàn):可通過(guò)通信模塊，將地面實(shí)時(shí)向無(wú)人機(jī)發(fā)送的起飛、降落等指令上傳自動(dòng)駕駛儀;進(jìn)一步的，以上通信模塊為雙向通信模塊，這樣，自動(dòng)駕駛儀可以下傳飛行器的實(shí)時(shí)飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)，便于操作者把握無(wú)人機(jī)的飛行環(huán)境、飛行狀態(tài)等。
[0050]進(jìn)一步的，為保證自動(dòng)駕駛儀對(duì)無(wú)人機(jī)控制的實(shí)時(shí)性和控制精度，所述作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊106的控制信號(hào)更新頻率不低于50Hz。
[0051 ] 實(shí)施例3:
如圖2，本實(shí)施例同時(shí)還提供了一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀100采用的控制方法，用于機(jī)身上設(shè)置有水平螺旋槳、三組氣動(dòng)舵面及多個(gè)垂直螺旋槳的復(fù)合翼無(wú)人機(jī)飛行姿態(tài)控制，各組氣動(dòng)舵面分別用于改變所述復(fù)合翼無(wú)人機(jī)的滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航力矩，所述控制方法的實(shí)現(xiàn)依賴于以上任意一個(gè)實(shí)施例所提供的任意一個(gè)自動(dòng)駕駛儀方案，所述控制方法包括依次進(jìn)行的以下步驟:
步驟一，垂直起飛；
步驟二，復(fù)合加速；
步驟三，固定翼飛行；
步驟四，復(fù)合減速；
步驟五，垂直降落；
所述復(fù)合加速步驟的實(shí)現(xiàn)方式為:步驟二開(kāi)始的判據(jù)為無(wú)人機(jī)到達(dá)預(yù)設(shè)復(fù)合加速狀態(tài)最低高度且姿態(tài)和高度穩(wěn)定；
步驟二的控制方法為:操作水平螺旋槳開(kāi)始工作，克服無(wú)人機(jī)氣動(dòng)阻力增加前向速度； 協(xié)調(diào)控制多個(gè)垂直螺旋槳轉(zhuǎn)速，使飛行高度跟隨高度控制指令；
協(xié)調(diào)控制多個(gè)垂直螺旋槳轉(zhuǎn)速和氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)角度，調(diào)整無(wú)人機(jī)姿態(tài)，其中俯仰姿態(tài)指令使無(wú)人機(jī)的攻角不超過(guò)無(wú)人機(jī)失速攻角的30%。
[0052]以上控制方法技術(shù)方案中，明確了無(wú)人機(jī)飛行階段和相應(yīng)的階段切換判據(jù)，容易校驗(yàn)和掌握，提高了復(fù)合翼無(wú)人機(jī)的用戶體驗(yàn)，同時(shí)，在復(fù)合加速狀態(tài)下采用較小的俯仰姿態(tài)指令，使無(wú)人機(jī)氣動(dòng)迎角較小，在無(wú)人機(jī)飛行姿態(tài)變換時(shí)，保證無(wú)人機(jī)氣流穩(wěn)定，氣動(dòng)力和力矩的絕對(duì)值和變化率都較小，即擾動(dòng)較小，有利于姿態(tài)控制，從而克服現(xiàn)有技術(shù)中無(wú)人機(jī)飛行的過(guò)渡階段都需要具有航模經(jīng)驗(yàn)的操作手肉眼觀測(cè)無(wú)人機(jī)的飛行狀態(tài)，通過(guò)遙控器直接操縱多軸螺旋槳轉(zhuǎn)速和固定翼氣動(dòng)舵面偏角，自動(dòng)駕駛儀在過(guò)渡階段只提供一定的阻尼作用的缺陷，實(shí)現(xiàn)復(fù)合翼無(wú)人機(jī)全自主全狀態(tài)飛行的發(fā)明目的。
[0053]實(shí)施例4:
本實(shí)施在實(shí)施例3的基礎(chǔ)上對(duì)所述控制方法做進(jìn)一步限定:作為以上所述的復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀100采用的控制方法進(jìn)一步的技術(shù)方案，所述復(fù)合減速步驟的實(shí)現(xiàn)方法為:開(kāi)始的判據(jù)為無(wú)人機(jī)達(dá)到五邊降落航線的側(cè)風(fēng)邊起點(diǎn)；
步驟四的具體控制方法為:在側(cè)風(fēng)邊起點(diǎn)盤旋降高至預(yù)設(shè)盤旋最低高度，之后調(diào)整航向，依次通過(guò)五邊降落航線的側(cè)風(fēng)邊和下風(fēng)邊，在此過(guò)程中降低飛行速度，之后進(jìn)入五邊降落航線的底邊，在底邊降低高度和速度，在底邊終點(diǎn)達(dá)到預(yù)設(shè)降落高度，而后進(jìn)入五邊降落航線的進(jìn)場(chǎng)邊，進(jìn)場(chǎng)邊中段位置設(shè)置決斷窗口，所述決斷窗口為豎直矩形，所述豎直矩形法線為當(dāng)前航線的水平投影，所述豎直矩形左右兩邊沿當(dāng)前航線水平投影左右對(duì)稱，所述豎直矩形上邊的高度為預(yù)設(shè)決斷高度上限，所述豎直矩形下邊的高度為預(yù)設(shè)決斷高度下限；若無(wú)人機(jī)通過(guò)決斷窗口且在速度不大于預(yù)設(shè)決斷速度，則開(kāi)始以下控制操作:垂直螺旋槳開(kāi)始工作，水平螺旋槳停轉(zhuǎn)，協(xié)調(diào)控制垂直螺旋槳轉(zhuǎn)速和3組氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)角，調(diào)整無(wú)人機(jī)姿態(tài)、速度和高度，其中俯仰姿態(tài)指令使無(wú)人機(jī)的攻角介于50%至80%之間；
若無(wú)人機(jī)未進(jìn)入決斷窗口或進(jìn)入決斷窗口的速度大于預(yù)設(shè)決斷速度，則進(jìn)行以下控制操作:垂直螺旋槳保持停轉(zhuǎn)，控制水平螺旋槳轉(zhuǎn)速，使無(wú)人機(jī)加速爬升，重新進(jìn)入側(cè)風(fēng)邊起點(diǎn)，重復(fù)步驟四。
[0054]本案提供的控制方法中，在復(fù)合減速狀態(tài)下采用決斷窗口的方式判斷垂直螺旋槳是否可以介入，決斷窗口同時(shí)從飛行速度、飛行高度、飛行位置三個(gè)方面限定了無(wú)人機(jī)的狀態(tài)，為垂直螺旋槳的介入時(shí)機(jī)提供了定量的決斷判據(jù)，避免了介入過(guò)早導(dǎo)致的垂直螺旋槳流場(chǎng)不穩(wěn)定出現(xiàn)的不可控振蕩，保證了水平飛行轉(zhuǎn)垂直降落的穩(wěn)定性和可靠性。
[0055]所述步驟一的實(shí)現(xiàn)方式為:開(kāi)始的判據(jù)為地面向無(wú)人機(jī)發(fā)送起飛指令；
步驟一的具體控制方法為:使水平螺旋槳處于停轉(zhuǎn)狀態(tài);使氣動(dòng)舵面保持中立位置;協(xié)調(diào)控制多個(gè)垂直螺旋槳轉(zhuǎn)速，以調(diào)整螺旋槳拉力、無(wú)人機(jī)姿態(tài)和位置，使飛行器按預(yù)設(shè)爬升速率穩(wěn)定爬升。
[0056]所述步驟三的實(shí)現(xiàn)方式為:開(kāi)始的判據(jù)為飛行速度達(dá)到預(yù)設(shè)的最小失速速度且水平螺旋槳工作正常；
步驟三的具體控制方法為:使多個(gè)垂直螺旋槳停止工作，使水平螺旋槳產(chǎn)生拉力抵消氣動(dòng)阻力，達(dá)到無(wú)人機(jī)氣動(dòng)升力抵消重力的目的；
控制所述3組氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)角度，調(diào)整無(wú)人機(jī)姿態(tài)、速度、高度和位置。
[0057]為便于在無(wú)人機(jī)任意飛行狀態(tài)下，通過(guò)地面發(fā)送應(yīng)急指令終止當(dāng)前飛行任務(wù)或通過(guò)自動(dòng)駕駛儀的自動(dòng)判定終止當(dāng)前飛行任務(wù)，還包括在無(wú)人機(jī)任意飛行狀態(tài)下、用于無(wú)人機(jī)緊迫迫降控制的緊急迫降步驟，所述緊急迫降步驟包按照以下邏輯進(jìn)行:
S1:測(cè)量當(dāng)前空速和地速；
S2:若步驟SI測(cè)量的地速大于多軸可控最大速度且水平螺旋槳工作正常，則進(jìn)入所述步驟四和步驟五；
S3:若S2確定水平螺旋槳工作異常，則垂直動(dòng)力螺旋槳立即開(kāi)始工作，之后若空速不大于多軸可控最大速度且垂直螺旋槳工作正常，則直接在當(dāng)前位置按預(yù)設(shè)下降速度降落地面；
S4:若在S3的基礎(chǔ)上地速大于多軸可控最大速度，則無(wú)人機(jī)定高盤旋，降低空速至多軸可控最大速度，然后進(jìn)行S3 ；
S5:若在S4的基礎(chǔ)上垂直螺旋槳無(wú)法正常工作，則鎖定垂直螺旋槳和水平螺旋槳，通過(guò)控制氣動(dòng)舵面調(diào)整無(wú)人機(jī)姿態(tài)和垂直速率滑翔降落。
[0058]本實(shí)施例中，所述飛行速度在垂直螺旋槳工作的狀態(tài)下為地速，其余狀態(tài)下為空速。
[0059]進(jìn)一步的，為保證無(wú)人機(jī)飛行安全，所述的預(yù)設(shè)最小失速速度不低于無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)失速速度的125%;所述決斷速度不低于無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)失速速度的110%;所述決斷窗口的豎直矩形的寬度不小于進(jìn)場(chǎng)邊起點(diǎn)飛行速度在2s達(dá)到的距離。
[0060]實(shí)施例5:
本實(shí)施提供了一種具體的無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀所采用的控制方法，如圖2所示，該控制方法包括順序進(jìn)行的以下步驟:垂直起飛步驟，包括:完成飛前檢查2001、垂直起飛開(kāi)始判據(jù)2011,垂直起飛操作2012;復(fù)合加速步驟，包括復(fù)合加速開(kāi)始判據(jù)2021、復(fù)合加速操作2022;固定翼飛行步驟，包括:固定翼飛行開(kāi)始判據(jù)2031、固定翼飛行操作2032 ；復(fù)合減速步驟，包括:復(fù)合減速開(kāi)始判據(jù)2041、復(fù)合減速操作2042;垂直降落步驟，包括:垂直降落開(kāi)始判據(jù)2051、垂直降落操作2052;使無(wú)人機(jī)處于停飛狀態(tài)206。
[0061]以上內(nèi)容是結(jié)合具體的優(yōu)選實(shí)施方式對(duì)本發(fā)明作的進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明，不能認(rèn)定本發(fā)明的【具體實(shí)施方式】只局限于這些說(shuō)明。對(duì)于本發(fā)明所屬技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，在不脫離本發(fā)明的技術(shù)方案下得出的其他實(shí)施方式，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀，包括控制器、信號(hào)采集模塊及作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊，所述控制器的信號(hào)輸入端與信號(hào)采集模塊的數(shù)據(jù)輸出端相連，作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊的信號(hào)采集端連接于控制器的數(shù)據(jù)輸出端上，其特征在于，所述控制器包括一塊數(shù)據(jù)處理器，還包括數(shù)據(jù)融合模塊，在信號(hào)采集模塊中，使用不止一個(gè)采集單元采集同一種信號(hào)時(shí)，針對(duì)此信號(hào)的采集單元的信號(hào)輸出端均連接在數(shù)據(jù)融合模塊的輸入端上，數(shù)據(jù)融合模塊將所得數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)融合得到唯一的狀態(tài)數(shù)據(jù)后，再將狀態(tài)數(shù)據(jù)傳送給數(shù)據(jù)處理器。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀，其特征在于，所述信號(hào)采集模塊包括至少一個(gè)慣性傳感器模塊、至少一個(gè)動(dòng)靜壓傳感器模塊、至少一個(gè)磁場(chǎng)傳感器模塊、至少一個(gè)GPS模塊，所述慣性傳感器模塊用于測(cè)量加速度和角速度，所述動(dòng)靜壓傳感器模塊用于測(cè)量動(dòng)壓和靜壓，所述GPS模塊:用于測(cè)量載波原始信號(hào)，或者測(cè)量載波原始信號(hào)后完成偽距觀測(cè)值計(jì)算，所述磁場(chǎng)傳感器模塊用于測(cè)量磁場(chǎng)強(qiáng)度。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀，其特征在于，所述作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊包括多個(gè)信號(hào)輸出端，作動(dòng)器信號(hào)輸出模塊的信號(hào)輸出端包括氣動(dòng)舵面控制端、垂直螺旋槳控制端、水平螺旋槳控制端，且氣動(dòng)舵面控制端、垂直螺旋槳控制端的數(shù)量均不止一個(gè)，垂直螺旋槳控制端的控制信號(hào)更新頻率高于其他信號(hào)輸出端的控制信號(hào)更新頻率。4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀，其特征在于，所述信號(hào)采集模塊還包括航油油量傳感器、非接觸式轉(zhuǎn)速傳感器、電池電量傳感器中的至少一個(gè)，所述航油油量傳感器用于監(jiān)測(cè)無(wú)人機(jī)的航油油量，所述非接觸式轉(zhuǎn)速傳感器用于監(jiān)測(cè)無(wú)人機(jī)上螺旋槳的轉(zhuǎn)速，所述電池電量傳感器用于監(jiān)測(cè)無(wú)人機(jī)上電池的電量。5.—種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀采用的控制方法，用于機(jī)身上設(shè)置有水平螺旋槳、三組氣動(dòng)舵面及多個(gè)垂直螺旋槳的復(fù)合翼無(wú)人機(jī)飛行姿態(tài)控制，各組氣動(dòng)舵面分別用于改變所述復(fù)合翼無(wú)人機(jī)的滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航力矩，其特征在于，所述控制方法的實(shí)現(xiàn)依賴于權(quán)利要求I至4中任意一項(xiàng)提供的自動(dòng)駕駛儀，所述控制方法包括依次進(jìn)行的以下步驟: 步驟一，垂直起飛； 步驟二，復(fù)合加速； 步驟三，固定翼飛行； 步驟四，復(fù)合減速； 步驟五，垂直降落； 所述復(fù)合加速步驟的實(shí)現(xiàn)方式為:步驟二開(kāi)始的判據(jù)為無(wú)人機(jī)到達(dá)預(yù)設(shè)復(fù)合加速狀態(tài)最低高度且姿態(tài)和高度穩(wěn)定； 步驟二的控制方法為:操作水平螺旋槳開(kāi)始工作，克服無(wú)人機(jī)氣動(dòng)阻力增加前向速度； 協(xié)調(diào)控制多個(gè)垂直螺旋槳轉(zhuǎn)速，使飛行高度跟隨高度控制指令； 協(xié)調(diào)控制多個(gè)垂直螺旋槳轉(zhuǎn)速和氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)角度，調(diào)整無(wú)人機(jī)姿態(tài)，其中俯仰姿態(tài)指令使無(wú)人機(jī)的攻角不超過(guò)無(wú)人機(jī)失速攻角的30%。6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀采用的控制方法，其特征在于，所述復(fù)合減速步驟的實(shí)現(xiàn)方法為:開(kāi)始的判據(jù)為無(wú)人機(jī)達(dá)到五邊降落航線的側(cè)風(fēng)邊起點(diǎn)； 步驟四的具體控制方法為:在側(cè)風(fēng)邊起點(diǎn)盤旋降高至預(yù)設(shè)盤旋最低高度，之后調(diào)整航向，依次通過(guò)五邊降落航線的側(cè)風(fēng)邊和下風(fēng)邊，在此過(guò)程中降低飛行速度，之后進(jìn)入五邊降落航線的底邊，在底邊降低高度和速度，在底邊終點(diǎn)達(dá)到預(yù)設(shè)降落高度，而后進(jìn)入五邊降落航線的進(jìn)場(chǎng)邊，進(jìn)場(chǎng)邊中段位置設(shè)置決斷窗口，所述決斷窗口為豎直矩形，所述豎直矩形法線為當(dāng)前航線的水平投影，所述豎直矩形左右兩邊沿當(dāng)前航線水平投影左右對(duì)稱，所述豎直矩形上邊的高度為預(yù)設(shè)決斷高度上限，所述豎直矩形下邊的高度為預(yù)設(shè)決斷高度下限； 若無(wú)人機(jī)通過(guò)決斷窗口且在速度不大于預(yù)設(shè)決斷速度，則開(kāi)始以下控制操作:垂直螺旋槳開(kāi)始工作，水平螺旋槳停轉(zhuǎn)，協(xié)調(diào)控制垂直螺旋槳轉(zhuǎn)速和3組氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)角，調(diào)整無(wú)人機(jī)姿態(tài)、速度和高度，其中俯仰姿態(tài)指令使無(wú)人機(jī)的攻角介于50%至80%之間； 若無(wú)人機(jī)未進(jìn)入決斷窗口或進(jìn)入決斷窗口的速度大于預(yù)設(shè)決斷速度，則進(jìn)行以下控制操作:垂直螺旋槳保持停轉(zhuǎn)，控制水平螺旋槳轉(zhuǎn)速，使無(wú)人機(jī)加速爬升，重新進(jìn)入側(cè)風(fēng)邊起點(diǎn)，重復(fù)步驟四。7.根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀采用的控制方法，其特征在于，所述步驟一的實(shí)現(xiàn)方式為:開(kāi)始的判據(jù)為地面向無(wú)人機(jī)發(fā)送起飛指令； 步驟一的具體控制方法為:使水平螺旋槳處于停轉(zhuǎn)狀態(tài);使氣動(dòng)舵面保持中立位置;協(xié)調(diào)控制多個(gè)垂直螺旋槳轉(zhuǎn)速，以調(diào)整螺旋槳拉力、無(wú)人機(jī)姿態(tài)和位置，使飛行器按預(yù)設(shè)爬升速率穩(wěn)定爬升。8.根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀采用的控制方法，其特征在于，所述步驟三的實(shí)現(xiàn)方式為:開(kāi)始的判據(jù)為飛行速度達(dá)到預(yù)設(shè)的最小失速速度且水平螺旋槳工作正常； 步驟三的具體控制方法為:使多個(gè)垂直螺旋槳停止工作，使水平螺旋槳產(chǎn)生拉力抵消氣動(dòng)阻力，達(dá)到無(wú)人機(jī)氣動(dòng)升力抵消重力的目的； 控制所述3組氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)角度，調(diào)整無(wú)人機(jī)姿態(tài)、速度、高度和位置。9.根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀采用的控制方法，其特征在于，還包括在無(wú)人機(jī)任意飛行狀態(tài)下、用于無(wú)人機(jī)緊迫迫降控制的緊急迫降步驟，所述緊急迫降步驟包按照以下邏輯進(jìn)行: S1:測(cè)量當(dāng)前空速和地速； S2:若步驟SI測(cè)量的地速大于多軸可控最大速度且水平螺旋槳工作正常，則進(jìn)入所述步驟四和步驟五； 53:若S2確定水平螺旋槳工作異常，則垂直動(dòng)力螺旋槳立即開(kāi)始工作，之后若空速不大于多軸可控最大速度且垂直螺旋槳工作正常，則直接在當(dāng)前位置按預(yù)設(shè)下降速度降落地面； 54:若在S3的基礎(chǔ)上地速大于多軸可控最大速度，則無(wú)人機(jī)定高盤旋，降低空速至多軸可控最大速度，然后進(jìn)行S3 ； 55:若在S4的基礎(chǔ)上垂直螺旋槳無(wú)法正常工作，則鎖定垂直螺旋槳和水平螺旋槳，通過(guò)控制氣動(dòng)舵面調(diào)整無(wú)人機(jī)姿態(tài)和垂直速率滑翔降落。10.根據(jù)權(quán)利要求6所述的一種復(fù)合翼無(wú)人機(jī)自動(dòng)駕駛儀采用的控制方法，其特征在于，所述決斷窗口的豎直矩形的寬度不小于進(jìn)場(chǎng)邊起點(diǎn)飛行速度在2s達(dá)到的距離。
【文檔編號(hào)】G05D1/10GK105912015SQ201610197731
【公開(kāi)日】2016年8月31日
【申請(qǐng)日】2016年3月31日
【發(fā)明人】王陳, 王進(jìn), 任斌, 王利光, 陳鵬
【申請(qǐng)人】成都縱橫自動(dòng)化技術(shù)有限公司