一种全向五旋翼飞行器及控制方法与流程

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本发明涉及飞行器技术领域，尤其是一种全向五旋翼飞行器及控制方法。

背景技术：

传统的垂直起飞和着陆的微型飞行器都通常是超驱动的，也装备一些具有自由度的驱动器，但是自由度会限制它们的性能。例如，他们在侧向平移期间不能维持零横摇和俯仰姿势。对于传统的超驱动微型飞行器来说也不能随意导向他们的机身去完成复杂的抓握工作。

在申请人看来，为了完成复杂的操作工作，应该着力研究基于新型机械设计的完全驱动的微型飞行器。本发明的全向五旋翼飞行器的设计在机器人的六个方向自由度上可以灵活运动，它的中心有两个用来提供推力和调节偏航角的主固定的共轴反向螺旋桨，还有三个位于环绕在机身的三个位置的可调角单旋翼带尾桨，这些螺旋桨是用来控制飞行器的翻身和投掷并且提供侧向力。全向五旋翼飞行器有两种配置：c1：固定90°的随转子转速变化的导管风扇角度；c2：变量单旋翼带尾桨和变量转子速度。这种无人机原型重2磅3.5盎司并且带有一个在接近2磅6盎司的80％动力时的可用的有效载荷。它最初是为了使用ar80008-channel接收器光谱和dx88-channel发射器实现远程控制而安装的。每个管道风扇的自定义安装都是使用丙烯腈-丁二烯-苯乙烯塑料3d打印出来的。

技术实现要素：

本发明提出一种全向五旋翼飞行器及控制方法，可以完成复杂的操作工作，并克服传统垂直起飞和着陆的微型飞行器在自由度方面限制性能等缺陷。

本发明采用以下技术方案。

一种全向五旋翼飞行器，所述飞行器设有五个旋翼和四个用于安装旋翼的管道，所述管道包括设于飞行器中部的一个中央管(1)和三个以中央管为对称中心来环绕其设置的相同规格的边沿管；所述旋翼包括装于中央管内的主旋翼组(3)，还包括分设于各边沿管内的相同规格的副旋翼(2)；所述边沿管与其管内的副旋翼组合为桨叶角度可变的导管风扇。

每个边沿管内设有一个副旋翼；所述导管风扇的可变角度为180°；所述三个边沿管排列为以中央管为中心的等边三角形；所述主旋翼组包括规格相同但旋转方向相反的主螺旋桨f1和主螺旋桨f2，主螺旋桨f1和主螺旋桨f2旋转中心的连线垂直于三个导管风扇所在的平面；三个导管风扇内的副旋翼分别为第一副螺旋桨f3、第二副螺旋桨f4和第三副螺旋桨f5。

所述飞行器还设有接收器和控制板；所述主螺旋桨f1和主螺旋桨f2之间设有为飞行器提供动力的电池模块(4)。

所述边沿管为以丙烯腈-丁二烯-苯乙烯塑料3d打印成型的结构。

所述飞行器的飞行动作包括六个方向上的自由度；所述主螺旋桨f1和主螺旋桨f2形成共轴反向螺旋桨结构，用于提供飞行器所需的推力和偏航角；所述第一副螺旋桨f3、第二副螺旋桨f4和第三副螺旋桨f5均为可调角度的单旋翼带尾桨结构，用于控制飞行器的翻身动作、投掷动作，并且提供飞行器所需的侧向力。

一种全向五旋翼飞行器的控制方法，以上所述的全向五旋翼飞行器，其旋翼均由带转子的电机驱动；所述副旋翼固定于边沿管内；其飞行器控制方法包括配置c1和配置c2；所述配置c1为随转子转速变化对副旋翼桨叶角度进行调节；所述配置c2为对驱动旋翼的各电机的转子速度进行控制。

所述控制方法基于全向五旋翼飞行器的动力模型，所述动力模型中，设飞行器为刚体，根据牛顿力学，设i＝ix,iy,iz为惯性坐标系，设b＝bx,by,bz为飞行器的机身框架，所述动力学模型表述为

其中ξ，υ，m，g，r，ω，j，f和τ分别代表位置，速度，质量，重力加速度，旋转矩阵，角速度，惯性矩阵，力和由促动器产生的位于机身坐标上的转矩。×表示矢量和e3＝【001】t的叉积算子；

设主螺旋桨f1、主螺旋桨f2提供的动力分别为f1、f2，第一副螺旋桨f3、第二副螺旋桨f4和第三副螺旋桨f5提供的动力分别为f3、f4、f5；

当动力学模型以机身受力表述时，可表述为公式

其中fx，fy，fz是惯性坐标系中的力；

当动力模型以可变桨叶角度的导管风扇单旋翼带尾桨的控制环表述时，

设控制板块虚拟控制中，飞行器六个自由度输入的虚拟矢量为ν＝[fxfyfzτxτyτz]t，

飞行器六个自由度输入的虚拟矢量以pid控制，分别为v1、v2、v4、v5和v6，则有公式，

此公式中i＝1,2,3；

机身中的控制力可以通过以下公式计算

从惯性坐标系到机身的旋转矩阵是

对于位置控制输入，即v4，v5和v6，可以应用pd控制设计固定角度配置，有公式，

此公式中j＝4、5、6；

设在机身坐标系中的模拟控制输入ω＝[fxfyfzτxτyτz]t公式七；

驱动五个旋翼的五个电机的角速度分别是(w1到w5)；伺服马达驱动三个导管风扇的桨叶角度变化至(β1到β3)；

则介于飞行器制动器输入矢量和模拟控制输入w＝[fxfyfzτxτyτz]t量之间的映射是

公式中，s＝sin，c＝cos，是推力因数，和是拉力因数；

关于u0的ω(u)线性关系是

其中线性控制定位的表述为

此处有效矩阵u0被选作先前应用的控制输入，u(t-δ)和δ是步长；线性化效果以矩阵表述为

与现有技术相比，本发明的有益效果是它的新型驱动理论允许三个单旋翼带尾桨关于连接全向五旋翼飞行器主要机身的装配轴转动，这就使它有可能完全控制它的六个自由度，从而可以完成复杂的操作工作，克服传统垂直起飞和着陆的微型飞行器在自由度方面限制性能等缺陷。

本发明所述方案中的全方向无人机，与现有技术共有的必要技术特征具体表现在与现有的几类微型飞行器的对比区别在于。

传统技术中，微型旋翼无人控制飞行器的系列包括单旋翼带尾桨无人机，传统直升机，三旋翼无人机，和四旋翼无人机。下面是每种配置的优势与劣势说明，并且说明全方向无人机很有可能替代现存的垂直起落飞行器。

传统技术中，单旋翼带尾桨垂直起落无人机是由一个围绕在单螺旋桨的外部管道、固定定子和由制动器控制的叶片组成，就像istar，这种无人机展现的是推力矢量。它利用了一个机翼型的风道来增大升力。由于螺旋桨边缘的顶部和风道壁并没有完全接触，所以位于螺旋桨边缘的载荷是可以扩展到螺旋桨尖端，以减少与大气螺旋桨有关的叶尖损失。然而，不理想的气动力学特征会与在侧风中的一些飞行器联系起来，也就是动量阻力和非对称的管提，这些都会产生绝对的，相反的纵摇力矩，从而会影响飞行器向前稳定飞行。但这些弊端会影响单旋翼带尾桨作为小型垂直起落飞行器的推进力的一种可靠方式的广泛使用。

传统技术中，传统的直升机(双转子)的特征有一个提供推力的主旋翼和一个补偿由于主旋翼产生的反转矩的的尾桨。直升机上的叶片通过倾斜板以不同方式倾斜来控制运动的方向和定位。这种配置的主要优势在于它在向前飞行时的高操作性和优质性能。因为由于尾桨产生的侧向力仅仅被用于偏航控制，并且会参与推力的产生，尾桨所消耗的能量可以被认为是消极的。由于连杆机构和滑盘的复杂性，直升机会容易产生力学失误和一些概率性的失效。

传统技术中，三旋翼无人机由两个机载的旋翼和一个带有定角叶片的尾部倾斜转子组成。两个前置转子以相反的方向旋转，从而会抵消相反的转矩。为了提供偏航转矩尾部转子可以使用一个伺服发动机来定义。三旋翼无人机有一个相比以上所提到的单旋翼螺旋桨无人机较为简单的力学结构。确实，没有了定子和可动叶片，滑盘和平衡杆会使它更坚固并且更容易去控制。由于它的不对称结构，回转仪影响和空气动力转矩不会被完全消除。尤其是倾斜的尾部转子的回转仪影响包括几个机身的几个瞬间。并且建立一个尾部转子的伺服解决方案也是极具挑战性的。

传统技术中，四旋翼飞行器有四个转子。前置和后置发动机在另外两个发动机顺时针转动时逆时针转动。四个发动机变化的减速度会提供主推力和控制力矩，这不需要使用任何伺服机制。四旋翼飞行器配置大大简化了飞行器的设计并且从本质上降低了回转仪的效率。然而，和先前提到无人机类型一样，四旋翼飞行器也一样欠驱动。四旋翼飞行器仅有四个独立的控制输入电路，同时这会遵循空间上的六个自由度。总的来说，四旋翼飞行器仅能独立在笛卡尔方程和偏航角中使用，这样就提升了一些极限。例如，一个传感器或是附属于四旋翼飞行器的夹具在飞行时不能被随意定向，也不能以任意的机身方向在空中盘旋。m.rylletal.建议四旋翼飞行器安装一个倾斜的螺旋桨。另外的四个伺服机构，不像标准的四旋翼飞行器，这种设计被充分利用了。然而，当设计控制器时所产生于螺旋桨旋转的惯性或者是回转仪影响会被忽略。虽然提供了证实所建议的控制设计的效力和稳健性的仿真结果，但是他的真实的飞行性能都是推测的并没有现实的实践。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明进一步详细的说明：

附图1是本发明的俯视向示意图；

附图2是本发明的立体示意图；

附图3是本发明的飞行器动力模型中的机身受力示意图；

附图4是飞行器动力模型的可变桨叶角度的导管风扇单旋翼带尾桨的控制环的示意图；

图中：1-中央管；2-副旋翼；3-主旋翼组；4-电池模块。

具体实施方式

如图所示，一种全向五旋翼飞行器，所述飞行器设有五个旋翼和四个用于安装旋翼的管道，所述管道包括设于飞行器中部的一个中央管(1)和三个以中央管为对称中心来环绕其设置的相同规格的边沿管；所述旋翼包括装于中央管内的主旋翼组(3)，还包括分设于各边沿管内的相同规格的副旋翼(2)；所述边沿管与其管内的副旋翼组合为桨叶角度可变的导管风扇。