本發(fā)明涉及無人機(jī)飛行控制，主要涉及一種油電混合復(fù)合翼無人機(jī)發(fā)動機(jī)故障下位姿穩(wěn)定控制方法及系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

1、近年來，隨著計算機(jī)技術(shù)、各類傳感器及通信技術(shù)的快速發(fā)展，無人機(jī)的應(yīng)用場景日益廣泛，逐漸成為現(xiàn)代社會中不可或缺的智能工具。然而，傳統(tǒng)主流機(jī)型，如固定翼飛機(jī)和多旋翼無人機(jī)，存在諸如載荷能力有限、對起降跑道依賴性強(qiáng)、航程受限等問題，制約了其在實(shí)際應(yīng)用中的靈活性和多樣性。為應(yīng)對這些限制，復(fù)合翼無人機(jī)應(yīng)運(yùn)而生。這類無人機(jī)結(jié)合了固定翼和旋翼的技術(shù)優(yōu)勢，能夠較好的執(zhí)行測繪、巡檢、應(yīng)急救援等任務(wù)。

2、復(fù)合翼無人機(jī)通過發(fā)動機(jī)和旋翼兩種動力源的協(xié)同作用，實(shí)現(xiàn)了長航時和靈活機(jī)動飛行。然而，在實(shí)際作業(yè)中，可能會遇到燃油供應(yīng)不足、動力系統(tǒng)故障等問題，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)失去推力并出現(xiàn)動力中斷的風(fēng)險。為確保飛行安全，在發(fā)動機(jī)失效的情況下，必須迅速采取措施以穩(wěn)定無人機(jī)的飛行姿態(tài)，并切換至另一動力系統(tǒng)進(jìn)行應(yīng)急故障處理。因此，急需研究一種與復(fù)合翼無人機(jī)相適用的發(fā)動機(jī)故障下位姿穩(wěn)定控制方法，以確保出現(xiàn)故障時仍能維持飛行姿態(tài)和位置的穩(wěn)定，實(shí)現(xiàn)復(fù)合翼無人機(jī)動力失效條件下的安全飛行。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的目的是提供一種復(fù)合翼無人機(jī)發(fā)動機(jī)故障下位姿穩(wěn)定控制方法及系統(tǒng)，通過求解減速方程，并引入基于空速門限的權(quán)重切換方程和控制量分配矩陣，以實(shí)現(xiàn)不同動力源之間的切換與協(xié)同控制，從而確保發(fā)動機(jī)失效后無人機(jī)的姿態(tài)和位置穩(wěn)定，顯著提高了復(fù)合翼無人機(jī)在復(fù)雜飛行任務(wù)中的安全性和可靠性。

2、該方法考慮到發(fā)動機(jī)失效后復(fù)合翼無人機(jī)無法提供維持正常飛行所需的力和力矩。為了維持無人機(jī)的姿態(tài)和位置穩(wěn)定，通過求解減速方程，設(shè)計了基于空速門限的權(quán)重切換方程和控制量分配矩陣，從而實(shí)現(xiàn)不同動力源之間的切換與協(xié)同控制。

3、本發(fā)明的第一方面是提供一種復(fù)合翼無人機(jī)發(fā)動機(jī)故障下位姿穩(wěn)定控制方法，該方法包括：

4、步驟s1、根據(jù)復(fù)合翼無人機(jī)發(fā)動機(jī)故障發(fā)生后的受力分析，建立包括前向不等式、垂向平衡方程及俯仰力矩平衡方程在內(nèi)的無人機(jī)減速求解方程；所述的受力包括氣動升力l、氣動阻力d、旋翼產(chǎn)生的拉力之和t(即所有旋翼產(chǎn)生的拉力之和)；

5、步驟s2、根據(jù)發(fā)動機(jī)故障發(fā)生后的實(shí)時空速，動態(tài)調(diào)整控制策略，建立以實(shí)時空速為限制條件的權(quán)重切換方程和控制量分配矩陣，協(xié)調(diào)旋翼與舵面之間的控制量分配；所述的空速為無人機(jī)在機(jī)體坐標(biāo)系下的真空速v；

6、步驟s3、通過旋翼與舵面之間的控制量分配計算實(shí)時的氣動升力l、實(shí)時的氣動阻力d、實(shí)時的氣動俯仰力矩my、實(shí)時的旋翼產(chǎn)生的拉力之和t，再代入步驟s1中的無人機(jī)減速求解方程，當(dāng)實(shí)時的l、d、my、t使無人機(jī)減速求解方程成立，則復(fù)合翼無人機(jī)發(fā)動機(jī)故障下實(shí)現(xiàn)位姿穩(wěn)定。

7、在優(yōu)選的實(shí)施方案中，所述方法還包括通過仿真對控制策略進(jìn)行驗證。

8、在優(yōu)選的實(shí)施方案中，在步驟s1中，所述的無人機(jī)減速求解方程由前向不等式、垂向平衡方程及俯仰力矩平衡方程組成：

9、

10、式中，s(·)＝sin(·),c(·)＝cos(·)，·為θ或α；t為旋翼產(chǎn)生的拉力之和；l和d分別表示氣動升力和氣動阻力；θ和α分別為機(jī)體俯仰角和迎角(由無人機(jī)傳感器實(shí)時測得并反饋給復(fù)合翼無人機(jī)發(fā)動機(jī)故障下位姿穩(wěn)定控制系統(tǒng))；my為氣動俯仰力矩；l為旋翼在飛機(jī)對稱面上的投影與無人機(jī)重心之間的距離；tvc→∞表示旋翼拉力從tvc時刻出現(xiàn)并一直存在；0→tva表示氣動升力之前存在并在tva時刻消失；va為氣動力減小到可忽略時的空速；vc為旋翼加入飛行控制時的空速。vb為旋翼權(quán)重達(dá)到100％時的空速。氣動升力消失與氣動力減小到可忽略含義相同，本文中，當(dāng)空速為10m/s時默認(rèn)氣動升力消失。

11、進(jìn)一步地，在步驟s1中，所述氣動升力、阻力及俯仰力矩的表達(dá)式為：

12、

13、式中，ρ為空氣密度；sref為機(jī)翼參考面積；v為機(jī)體坐標(biāo)系下的真空速；cd和cl分別為氣動阻力系數(shù)和氣動升力系數(shù)；cmy為氣動俯仰力矩系數(shù)；ca為氣動弦長；δa,δe,δr分別為分配權(quán)重后的副翼、升降舵、方向舵的舵偏；β為側(cè)滑角；α和β由無人機(jī)傳感器實(shí)時測得并反饋給復(fù)合翼無人機(jī)發(fā)動機(jī)故障下位姿穩(wěn)定控制系統(tǒng)。(δa,δe,δr,α,β)為cd、cl、cmy的影響參數(shù)，事先對無人機(jī)進(jìn)行風(fēng)洞實(shí)驗或者數(shù)值模擬遍歷計算得到特定的(δa,δe,δr,α,β)所對應(yīng)的cd、cl、cmy的值。

14、在優(yōu)選的實(shí)施方案中，在步驟s2中，以空速為限制條件，當(dāng)空速v大于vc時完全由舵面控制無人機(jī)；當(dāng)空速v小于等于vc且大于vb時，按照權(quán)重比例加入旋翼共同控制無人機(jī)；當(dāng)空速v等于vb或小于vb時，設(shè)置旋翼權(quán)重達(dá)到100％；當(dāng)空速v小于va時，不進(jìn)行舵面控制；當(dāng)空速大于等于va時，舵面權(quán)重為100％；

15、以空速為限制條件的權(quán)重切換方程為：

16、

17、其中，ku(v)為旋翼權(quán)重切換方程，kδ(v)為舵面權(quán)重切換方程。

18、舵面權(quán)重即kδ(v)的值；旋翼權(quán)重即ku(v)的值。

19、在步驟s2中，為平衡無人機(jī)力和力矩關(guān)系，建立了旋翼與舵面之間的控制量分配矩陣

20、

21、式中，δ＝[δa,δe,δr,0]t表示分配權(quán)重后的固定翼控制量，u＝[ua,ue,ur,ut]t表示分配權(quán)重后的旋翼控制量，δ′＝[δ′a,δ′e,δr′,0]t表示未分配權(quán)重的固定翼控制量，u′＝[u′a,u′e,u′r,u′t]t表示未分配權(quán)重的旋翼控制量，δa和δa′a分別表示分配權(quán)重后的、未分配權(quán)重的副翼舵偏，δe和δe′e分別表示分配權(quán)重后的、未分配權(quán)重的升降舵舵偏，δr和δr′分別表示分配權(quán)重后的、未分配權(quán)重的方向舵的舵偏，0表示發(fā)動機(jī)油門(因發(fā)動機(jī)故障失效故為0)；ua和u′a分別為分配權(quán)重后的、未分配權(quán)重的旋翼滾轉(zhuǎn)控制量，ue和u′e分別為分配權(quán)重后的、未分配權(quán)重的俯仰控制量，ur和u′r分別為分配權(quán)重后的、未分配權(quán)重的偏航控制量，ut和u′t分別為分配權(quán)重后的、未分配權(quán)重的旋翼油門控制量；kδ即kδ(v)；ku即ku(v)；

22、h和φ,θ,ψ分別為無人機(jī)實(shí)時高度和實(shí)時姿態(tài)角信息；hg和φg,θg,ψg分別為無人機(jī)目標(biāo)高度和目標(biāo)姿態(tài)角；為控制量分配函數(shù)，kp、kd、ki分別為比例控制參數(shù)、微分控制參數(shù)、積分控制參數(shù)(且不同的δ可能有不同的kp、kd、ki，每一種δ對應(yīng)的kp、kd、ki均可調(diào)，根據(jù)實(shí)際情況決定)，δ為實(shí)時狀態(tài)信息與目標(biāo)狀態(tài)信息的偏差；實(shí)時狀態(tài)信息包括實(shí)時高度和實(shí)時姿態(tài)角信息；目標(biāo)狀態(tài)信息為目標(biāo)高度和目標(biāo)姿態(tài)角信息。

23、步驟s3中，根據(jù)旋翼與舵面之間的控制量分配矩陣所得的實(shí)時的旋翼控制量和舵面控制量，計算實(shí)時的l、d、my、t是否滿足公式(1)的無人機(jī)減速求解方程。

24、具體地，根據(jù)公式(4)可以計算得出δa,δe,δr，將δa,δe,δr代入公式(2)中，可計算得到l、d、my；根據(jù)公式(4)還可以計算得出ua,ue,ur,ut。通過映射矩陣b得到旋翼轉(zhuǎn)速ω，假設(shè)無人機(jī)為六旋翼無人機(jī)，ω1、ω2、ω3、ω4、ω5、ω6分別為6個旋翼的轉(zhuǎn)速，滿足以下公式：

25、

26、通過以上公式可以計算得到每個旋翼的轉(zhuǎn)速，進(jìn)而計算出旋翼產(chǎn)生的拉力之和kt為拉力系數(shù)。將計算得到的l、d、my和t一起輸入公式(1)中的無人機(jī)減速求解方程。

27、若在無人機(jī)故障后的某一時刻計算出的旋翼控制量和舵面控制量，計算得到的相應(yīng)的實(shí)時l、d、my和t，首次使無人機(jī)減速求解方程成立，則判定位姿已實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定控制，無人機(jī)以無人機(jī)減速求解方程成立時的旋翼控制量和舵面控制量對無人機(jī)進(jìn)行繼續(xù)控制。

28、根據(jù)仿真模擬，通常在無人機(jī)發(fā)生故障后的30s內(nèi)，采用本發(fā)明的復(fù)合翼無人機(jī)發(fā)動機(jī)故障下位姿穩(wěn)定控制方法，能夠滿足公式(1)的無人機(jī)減速求解方程，即實(shí)現(xiàn)位姿穩(wěn)定。

29、本發(fā)明的第二方面是公開一種復(fù)合翼無人機(jī)發(fā)動機(jī)故障下位姿穩(wěn)定控制系統(tǒng)，包括：

30、無人機(jī)減速求解模塊，根據(jù)復(fù)合翼無人機(jī)發(fā)動機(jī)故障發(fā)生后的受力分析，建立包括前向不等式、垂向平衡方程及俯仰力矩平衡方程在內(nèi)的無人機(jī)減速求解方程；

31、權(quán)重切換模塊，以空速為限制條件，建立旋翼權(quán)重切換方程和舵面權(quán)重切換方程；

32、舵面與旋翼控制量分配模塊，建立旋翼與舵面之間的控制量分配矩陣，根據(jù)實(shí)時高度和實(shí)時姿態(tài)角信息與目標(biāo)高度和目標(biāo)姿態(tài)角信息之間的偏差，以及控制量分配矩陣，完成旋翼與舵面之間的控制量分配。

33、權(quán)重切換模塊中，以空速為限制條件，當(dāng)空速v大于vc時完全由舵面控制無人機(jī)；當(dāng)空速v小于等于vc且大于vb時，按照權(quán)重比例加入旋翼共同控制無人機(jī)；當(dāng)空速v等于vb或小于vb時，設(shè)置旋翼權(quán)重達(dá)到100％；當(dāng)空速v小于va時，不進(jìn)行舵面控制；當(dāng)空速大于等于va時，舵面權(quán)重為100％。

34、本發(fā)明的第三方面是提供一種處理器，處理器用于運(yùn)行計算機(jī)程序，計算機(jī)程序運(yùn)行時執(zhí)行如前所述的復(fù)合翼無人機(jī)發(fā)動機(jī)故障下位姿穩(wěn)定控制方法。

35、本發(fā)明的第四方面是公開一種無人機(jī)，包括前述的復(fù)合翼無人機(jī)發(fā)動機(jī)故障下位姿穩(wěn)定控制系統(tǒng)。

36、本發(fā)明的第五方面是提供一種計算機(jī)可讀介質(zhì)，其上存儲有計算機(jī)程序，所述計算機(jī)程序被處理器執(zhí)行如前所述的復(fù)合翼無人機(jī)發(fā)動機(jī)故障下位姿穩(wěn)定控制方法。

37、有益效果：

38、本發(fā)明所設(shè)計的基于空速門限的權(quán)重切換方程和控制量分配矩陣，能夠有效實(shí)現(xiàn)操縱機(jī)構(gòu)(舵面及旋翼)的動態(tài)調(diào)整，協(xié)調(diào)不同動力源之間的力和力矩分配與控制，確保無人機(jī)在發(fā)動機(jī)故障(即失效)發(fā)生時能夠維持飛行狀態(tài)穩(wěn)定。該方法降低了事故發(fā)生的風(fēng)險，顯著提高了無人機(jī)在異常情況下的適應(yīng)能力和可靠性，從而滿足復(fù)雜飛行任務(wù)的安全要求。