一种旋转翼垂直起降混合动力无人机及其控制方法与流程

本发明属于航空飞行器技术领域，具体指代一种旋转翼垂直起降混合动力无人机及其控制方法。

背景技术：

随着发动机和电机技术的发展以及节能减排的需求，目前油电混合动力技术已经成功的应用在汽车上，并且已经投入了市场。但是在航空领域融入混合动力技术还在起步阶段，如果将油电混合汽车上的油电混合的关键技术，然后在满足飞行环境和飞机设计的基本要求下，对已经成熟的油电混合进行改进，就可以对于广阔的航空领域技术产生强烈的冲击。

现如今航空飞机油耗巨大，使得飞行成本增高和续航时间减少，如果将油电混合动力技术顺利应用到航空飞行器上，这对于航空市场，无疑是一种巨大的进步。对于日益枯竭的能源和污染严重的环境，混合动力飞机将极大的提高航空领域对环保事业的贡献。另外，随着目前无人机技术的发展对无人机的续航、隐蔽以及机动性等提出了要求，将混合动力技术应用在无人机上，借助其独特的多动力源混合模式，可以通过改变其飞行模式实现多种功能，进而满足现代军事及民事的各种飞行需求。

另外，无人机的垂直起降技术一直是无人机发展的一个关键性技术，垂直起降无人机减少或基本摆脱了对跑道的依赖，只需要很小的平地就可以拔地而起和垂直着陆，所以在战争中飞机可以分散配置，便于灵活出击、转移和伪装隐蔽，不易被敌方发现，出勤率也大幅提高，并且对敌方的打击具有很高的突然性，大大提高了飞机的战场生存率。

但是，目前对于混合动力无人机的垂直起降技术的研究多是在固定翼无人机上加设旋翼实现无人机的垂直起降，但是旋翼只用于垂直起降不用于飞机巡航飞行，不仅浪费了无人机的动力，还会降低无人机飞行时的空气动力学特性。

综上所述，目前混合动力无人机的混合动力技术和垂直起降技术还不够完善，如活塞发动机和电机混合质量大、速度巡航高度低等问题和垂直起降动力利用不充分，无人机空气动力特性差，因此，需要对混合动力无人机的动力混合及垂直起降做进一步的深入研究，保证混合动力无人机不仅具有长航时、高动力等功能，还能够不受地形和环境影响的飞行提高无人机的机动性和战场生存率。

技术实现要素：

针对于上述现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种旋转翼垂直起降混合动力无人机及其控制方法，以解决现有技术中存在的活塞发动机和电机混合质量大、速度巡航高度低等以及垂直起降技术动力利用不充分、无人机空气动力特性差的问题；本发明采用涡桨发动机和电动机混合模式减轻了整机质量的同时，提高了无人机的动力及巡航高度和速度，另外，本发明采用了一种可旋转的机翼和尾翼电机结构，在无人机起降时通过旋转机翼和尾翼电机实现无人机的起降，结合了固定翼飞机优秀的巡航动力特性和旋翼机的垂直起降能力，大大提高了无人机的续航、动力、生存、机动等能力。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

本发明的一种旋转翼垂直起降混合动力无人机，包括：机身、左机翼、右机翼、左副翼、右副翼、左襟翼、右襟翼、尾翼、主螺旋桨、左翼电动机、左翼螺旋桨、左翼旋转电机、右翼电动机、右翼螺旋桨、右翼旋转电机、尾翼电动机、尾翼电机旋转电机、尾翼电机旋转轴、电机转向变换器、第一垂直安定面、第二垂直安定面、升降舵、第一方向舵、第二方向舵、涡桨发动机、涡桨发动机减速机构、离合器a、离合器b、逆变器、发电/电动一体机、蓄电池组、油箱、温度传感器、压力传感器、荷电状态估计模块和控制模块；

所述左机翼、右机翼分别固定安装在所述机身中部的相对于机头的左右两侧；

所述左机翼上设置有左副翼、左襟翼及左翼螺旋桨；

所述右机翼上设置有右副翼、右襟翼及右翼螺旋桨；

所述左副翼、右副翼用于无人机的转向，左襟翼、右襟翼用于提升无人机的升力；

所述左翼螺旋桨包括左翼螺旋桨a和左翼螺旋桨b；所述右翼螺旋桨包括右翼螺旋桨a和右翼螺旋桨b；

所述左翼电动机和右翼电动机分别安装在左机翼和右机翼上；左翼电动机包括左翼电动机a、左翼电动机b，右翼电动机包括右翼电动机a、右翼电动机b；所述左翼电动机a和右翼电动机a安装在靠近机身的一侧，左翼电动机b和右翼电动机b安装在远离机身的一侧，各电动机的动力输出端分别与所述左翼螺旋桨a、左翼螺旋桨b、右翼螺旋桨a、右翼螺旋桨b相连；

所述左翼旋转电机和右翼旋转电机分别设置在所述左、右机翼与机身的连接处；

所述尾翼固定安装在所述机身的尾部；

所述尾翼电动机安装在所述尾翼的中部，并固结在所述尾翼电机旋转轴上；

所述电机转向变换器的输入端与所述控制模块电气相连，输出端与所述尾翼电机旋转电机的输入端相连，用于调整尾翼电机旋转电机的转向；

所述尾翼电机旋转电机的输出端与所述尾翼电机旋转轴相连，用于调整所述尾翼电动机的角度；

所述升降舵设于所述尾翼的尾部，用于控制无人机的升降；

所述第一垂直安定面、第二垂直安定面垂直固结与尾翼尾部的两端，后方分别设有第一方向舵、第二方向舵，方向舵控制无人机的横摆运动；

所述涡桨发动机安装在机身的头部，其动力输出端分别与所述离合器a和离合器b的输入端相连；

所述涡桨发动机减速机构的输入端与所述离合器a的输出端相连，输出端与所述主螺旋桨相连，用于降低涡桨发动机的转速；

所述离合器b的输出端与所述发电/电动一体机电气相连；

所述逆变器的一端与发电/电动一体机电气相连，另一端分别与所述左翼电动机、右翼电动机和蓄电池组电气相连，用于蓄电池组的电压进行调节；

所述油箱与涡桨发动机通过液压管路相连，用于给涡桨发动机供油；

所述荷电状态估计模块的输入端与蓄电池组电气相连，输出端与控制模块电气相连，用于计算蓄电池组的soc信号并传输到所述控制模块；

所述温度传感器和压力传感器均设置在所述机身上，温度传感器用于检测环境的温度并将环境温度信号传递给所述控制模块，压力传感器用于检测无人机所处位置的大气压强并将其大气压信号传递给所述控制模块；

所述控制模块分别与涡桨发动机、离合器a、离合器b、升降舵、第一方向舵、第二方向舵、左翼电动机、右翼电动机、左翼旋转电机、右翼旋转电机、发电/电动一体机、尾翼电动机、尾翼电机旋转电机、电机转向变换器、温度传感器和压力传感器电气相连，用于根据各传感器的信号控制各部件的工作。

进一步地，所述涡桨发动机为双转子涡桨发动机，对发动机转速和螺旋桨桨矩进行分离控制。

进一步地，所述左翼电动机a和右翼电动机a安装时保证与各自相连的螺旋桨轨迹圆与主螺旋桨轨迹圆无交点。

进一步地，所述左翼电动机a和右翼电动机a、左翼电动机b和右翼电动机b的转向均相反，用于抵消螺旋桨运动时产生的转矩保证无人机稳定运行。

进一步地，所述油箱有三个，分别为左翼油箱、右翼油箱及机身下腹油箱，分别布置在左机翼、右机翼和机身下腹内，保证无人机整体平衡性能的同时，加大载油量。

进一步地，所述左、右翼旋转电机分别与左、右机翼连接处设有套筒式空间结构，用于布置控制电路和输油管道。

进一步地，所述尾翼电机旋转轴设置时需保证尾翼电动机在任意角度转动时均不与机身和尾翼的尾部发生运动干涉。

进一步地，所述主螺旋桨和左、右翼螺旋桨的驱动方式均为拉进式，尾翼电动机在巡航驱动时为推进式。

进一步地，所述尾翼电动机在无人机巡航飞行时设定为正转，动力输出为推进式；进行垂直起降时，由电机转向变换器调整尾翼电动机的转向，尾翼电动机反转变为拉进式，保证尾翼电动机的动力输出与机翼各电动机的动力输出方向一致。

进一步地，所述尾翼为梯形结构，中间设有空间布置尾翼电动机，保证机翼旋转时不与尾翼发生运动干涉。

进一步地，所述蓄电池组分别设置在所述机身的尾部和所述尾翼的右半部分，一方面为保证蓄电池组拥有足够的蓄电量，另一方面保证无人机的质心能够落在机身的几何中心附近。

本发明还提供了一种旋转翼垂直起降混合动力无人机的控制方法，基于上述系统，包含以下步骤：

(1)无人机起飞控制；

(1.1)荷电状态估计模块估计蓄电池组的soc信号，将信号传递给控制模块，控制模块根据蓄电池的soc信号和设定的soc阈值，选择电动机供电方式；

(1.2)控制模块根据步骤(1.1)中的供电方式控制涡桨发动机的起停，若需要涡桨发动机带动发电/电动一体机发电为蓄电池组充电，则控制离合器a断开、离合器b闭合，启动发电/电动一体机带动涡桨发动机起动，同时根据启动环境对燃油流量进行修正；

(1.3)控制模块控制左、右翼旋转电机和尾翼电机旋转电机转动，将左翼电动机、右翼电动机和尾翼电动机转至垂直状态，并控制电机转向变换器将尾翼电动机转向调整为反转状态；

(1.4)启动左、右翼电动机和尾翼电动机，无人机起飞升空；

(2)无人机攀升控制；

(2.1)根据设置的垂直攀升高度阈值，当达到垂直攀升阈值后，若涡桨发动机处于运行状态，控制模块控制离合器a闭合，若涡桨发动机未启动则控制涡桨发动机启动，涡桨发动机启动后控制离合器a闭合，输出涡桨发动机动力带动主螺旋桨旋转，推进无人机前进；

(2.2)控制模块控制尾翼电动机停转，并控制尾翼电机旋转电机转动将尾翼电动机回位至平行于与机身的状态，同时控制电机转向变换器调整尾翼电动机为正转状态，启动尾翼电动机提高爬升动力；

(2.3)控制模块根据目标飞行高度得到需求的目标俯仰角，并根据目标俯仰角控制左、右翼旋转电机转动，调整无人机的俯仰角；

(2.4)当无人机攀升至目标高度后，控制模块控制左右翼旋转电机将左、右机翼调整到正常位置，此后的高度控制转为由左、右副翼控制；

(3)无人机巡航控制；

(3.1)低速巡航时，控制模块控制离合器a断开，离合器b闭合，根据蓄电池组的soc状态，选择涡桨发动机的工作状态，无人机仅由各电动机驱动；

(3.2)中速巡航时，控制模块控制离合器a闭合，并关闭所有电动机，根据蓄电池组的soc状态选择离合器b的状态，此时涡桨发动机工作驱动主螺旋桨，无人机仅由涡桨发动机驱动；

(3.3)高速巡航时，控制模块控制离合器a闭合，同时根据驱动功率需求选择启动电动机的数量，并根据蓄电池组的soc状态实时调整离合器b的状态和蓄电池组的充放电状态；

(3.4)超高速机动时，控制模块控制离合器a闭合，离合器b断开，涡桨发动机大功率输出，此时涡桨发动机和电动机全部工作，为保证最大动力输出，蓄电池组不进行充电只进行放电直至soc下降至阈值；

(4)无人机降落控制；

(4.1)控制模块控制尾翼电动机停转，并控制尾翼电机旋转电机转动，将尾翼电动机旋转至垂直于机身的位置，并控制电机转向变换器调整尾翼电动机为反转状态；

(4.2)控制模块控制离合器a断开，离合器b闭合，并根据蓄电池组的soc状态选择涡桨发动机的工作状态，此时无人机仅由电动机驱动；

(4.3)控制模块控制左、右翼旋转电机转动，并启动尾翼电动机保证无人机机身平衡，无人机降落至目标点。

进一步地，所述步骤(1.1)中soc估计方法采用kalman滤波电流积分法，并在其中引入相关修正系数对累积误差进行纠正，具体步骤如下：

(1.1.1)无人机启动时采用kalman滤波法对初始蓄电池组的soc进行估计得到初始荷电状态soc0，估计时基于二阶rc电路模型，选取状态变量为电池的soc、电容电压u1、u2，输入变量为端电流i，输出变量为端电压u，其离散状态空间模型和观测模型为：

u(k)＝g(soc(k))-u1(k)-u2(k)-r0i(k)+nm(k)

式中，其中：c1、c2分别为二阶rc电路的极化容值，r1、r2分别为二阶rc电路的极化电阻值δt为采样时间，nm(k)为量测噪声，ρ为充放电效率，n1(k)n2(k)n3(k)分别为过程噪声，g(soc(k))为拟合得到的ocv-soc关系函数；

将蓄电池组初始状态参数带入上述离散状态空间模型和观测模型，经计算后得到soc0；

(1.1.2)根据kalman滤波法计算得到的soc0，采用电流积分法对蓄电池组的soc进行估计，具体估计公式为：

η＝ksoc·kt·ko·ηc

式中，λ为放电倍率修正系数；c为放电倍率；η为实际库伦效率；ηc为理想情况下折算库伦系数；ksoc受soc状态影响的修正系数；kt为受温度影响的修正系数；ko为受电池老化程度影响的修正系数。

进一步地，所述步骤(1.1)中soc阈值选择为0.25和0.85，保证蓄电池组的工作电压不会因电量过低而出现较大的波动。

进一步地，所述步骤(1.1)中供电方式选择方法如下：

(1.1.3)当蓄电池组的soc>＝0.85时，控制模块控制离合器b处于闭合状态，根据涡桨发动机的运行状态将涡桨发动机的多余动力带动发电/电动一体机进行发电，此时电动机由发电/电动一体机机和蓄电池组同时供电，供电以蓄电池为主；

(1.1.4)当蓄电池组的0.25<s0c<0.85时，控制模块控制涡桨发动机转速保持，功率输出提高，主螺旋桨变矩保证动力输出的同时发动机转速恒定，同时控制发电/电动一体机中励磁电流提高发电量，发出的电量一部分用于蓄电池充电，一部分用于电动机供电，同时蓄电池组供电，供电以发电/电动一体机为主；

(1.1.5)当蓄电池组的soc<＝0.25时，控制模块控制涡桨发动机提高功率输出，电动机由发电/电动一体机发出的电量驱动或停机仅由发动机驱动，同时对蓄电池进行充电，蓄电池不输出电量，当soc＝0.85后再进行放电。

进一步地，所述步骤(1.2)中燃油流量修正公式如下：

q＝ζpζtζtg(nc)

式中，q为修正后的燃油流量；ζp为大气压力修正系数；ζt为大气温度修正系数；ζt为涡桨发动机热态修正系数；nc为涡桨发动机核心转速；g(nc)为涡桨发动机核心转速修正函数。

进一步地，所述步骤(3)和(4)中，根据soc状态进行具体控制时，控制方法同步骤(1.1.3)-(1.1.5)，离合器b在蓄电池组充电或启动涡桨发动机时闭合。

进一步地，上述步骤(1)、(2)、(3)和(4)中，对电动机具体控制步骤如下：

(a)控制模块对涡桨发动机和各电动机输出功率进行优化分配，并计算出各电动机的目标转速；

(b)对左翼电动机a、左翼电动机b、右翼电动机a、右翼电动机b采用单独控制，采用滑模鲁棒控制器，以电动机的目标转速和实际转速差为控制输入，输出为电机电压。

进一步地，所述无人机起飞/降落时的高度控制步骤如下：

(c)根据压力传感器和温度传感器检测到的温度和大气压信号，计算出无人机实际飞行高度；

(d)将无人机目标飞行高度与实际飞行高度作差，得到飞行高度差，以其为控制输入，无人机俯仰角为控制输出，再以目标俯仰角与无人机实际俯仰角作差作控制输入，以左、右翼旋转电机的转角为控制输出，采用滑模鲁棒控制器，对无人机飞行高度进行双重闭环控制，无人机起飞/降落时的飞行高度计算公式为：

式中，h为无人机所处飞行高度；r为常数，取8.51；ta为温度传感器检测温度；m为气体的分子质量；g为重力加速度；p0为标准大气压；pa为压力传感器检测的大气压力。

本发明的有益效果：

本发明采用涡桨发动机与电动机的混合模式，相较于活塞式发动机混合模式不仅能够减轻无人机的重量，因此设置了三个油箱能够携带更多的燃油，进一步提高无人机的续航能力；

本发明的混合动力无人机较活塞发动机混合模式能够拥有更高的巡航速度和巡航高度，同时动力更强，能够进一步提高无人机载重量和其机动性能，能够满足军事导弹挂载和机动灵活的需求

本发明采用可旋转机翼以及尾翼电动机可实现无人机的垂直起降，同时又保留了固定翼飞机的优点，实现固定翼无人机与旋翼无人机的优势互补，进一步提高了无人机的续航能力、巡航速度和高度、机动性能以及生存能力；

本发明的垂直起降机构在无人机离地后可进行旋转，转换为固定翼模式，进一步利用了垂直起降动力源的动力，不仅提高了无人机的飞行动力，也进一步的改善了无人机的空气动力特性。

附图说明

图1为本发明无人机的结构图；

图2为本发明控制方法的流程框图；

图3为本发明的蓄电池组的soc估计框图；

图4为本发明soc估计所用二阶rc电路模型；

图5为本发明中电动机供电选择框图；

图6为本发明中滑模鲁棒控制器控制原理图；

图7为本发明中飞行高度控制框图；

图中，1-左翼螺旋桨b，2-左翼电动机b，3-左翼螺旋桨a，4-左翼电动机a，5-温度传感器，6-主螺旋桨，7-涡桨发动机减速机构，8-离合器a，9-涡桨发动机，10-压力传感器，11-机身下腹油箱，12-右翼螺旋桨a，13-右翼电动机a，14-右翼螺旋桨b，15-右翼电动机b，16-左机翼，17-左副翼，18-左襟翼，19-左翼油箱，20-左翼旋转电机，21-机身，22-离合器b，23-控制模块，24-发电/电动一体机25-蓄电池组，26-逆变器，27-soc估计模块，28-右翼旋转电机，29-右翼油箱，30-右襟翼，31-右副翼，32-右机翼，33-第一垂直安定面、41-第二垂直安定面，34-第一方向舵、40-第二方向舵，35-升降舵，36-尾翼电机旋转电机，37-电机转向变换器，38-尾翼电动机，39-尾翼螺旋桨，42-尾翼，43-尾翼电机旋转轴。

具体实施方式

为了便于本领域技术人员的理解，下面结合实施例与附图对本发明作进一步的说明，实施方式提及的内容并非对本发明的限定。

参照图1所示，本发明的一种旋转翼垂直起降混合动力无人机，包括：机身21、左机翼16(相对于机头)、右机翼32、左副翼17、右副翼31、左襟翼18、右襟翼30、尾翼42、主螺旋桨6、左翼电动机、左翼螺旋桨、左翼旋转电机20、右翼电动机、右翼螺旋桨、右翼旋转电机28、尾翼电动机38、尾翼电机旋转电机36、尾翼电机旋转轴43、电机转向变换器37、第一垂直安定面33、第二垂直安定面41、升降舵35、第一方向舵34、第二方向舵40、涡桨发动机9、涡桨发动机减速机构7、离合器a8、离合器b22、逆变器26、发电/电动一体机24、蓄电池组25、油箱、温度传感器5、压力传感器10、荷电状态(soc)估计模块27和控制模块23；

所述左机翼16、右机翼30分别固定安装在所述机身21中部的相对于机头的左右两侧；

所述左机翼16上设置有左副翼17、左襟翼18及左翼螺旋桨；

所述右机翼30上设置有右副翼31、右襟翼30及右翼螺旋桨；

所述左副翼、右副翼用于无人机的转向，左襟翼、右襟翼用于提升无人机的升力；

所述左翼螺旋桨包括左翼螺旋桨a3和左翼螺旋桨b1；所述右翼螺旋桨包括右翼螺旋桨a12和右翼螺旋桨b14；

所述左翼电动机和右翼电动机分别安装在左机翼16和右机翼30上；左翼电动机包括左翼电动机a4、左翼电动机b2，右翼电动机包括右翼电动机a13、右翼电动机b15；所述左翼电动机a4和右翼电动机a13安装在靠近机身的一侧，左翼电动机b2和右翼电动机b15安装在远离机身的一侧，各电动机的动力输出端分别与所述左翼螺旋桨a、左翼螺旋桨b、右翼螺旋桨a、右翼螺旋桨b相连；所述左翼电动机a和右翼电动机a安装时保证与各自相连的螺旋桨轨迹圆与主螺旋桨轨迹圆无交点；所述左翼电动机a和右翼电动机a、左翼电动机b和右翼电动机b的转向均相反，用于抵消螺旋桨运动时产生的转矩保证无人机稳定运行；

所述左翼旋转电机20和右翼旋转电机28分别设置在所述左、右机翼与机身的连接处；所述左、右翼旋转电机分别与左、右机翼连接处设有套筒式空间结构，用于布置控制电路和输油管道。

所述尾翼42固定安装在所述机身21的尾部；所述尾翼为梯形结构，中间设有空间布置尾翼电动机38，保证机翼旋转时不与尾翼发生运动干涉；

所述尾翼电动机38安装在所述尾翼42的中部，并固结在所述尾翼电机旋转轴43上；所述尾翼电动机在无人机巡航飞行时设定为正转，动力输出为推进式；进行垂直起降时，由电机转向变换器调整尾翼电动机的转向，尾翼电动机反转变为拉进式，保证尾翼电动机的动力输出与机翼各电动机的动力输出方向一致；

所述电机转向变换器37的输入端与所述控制模块23电气相连，输出端与所述尾翼电机旋转电机36的输入端相连，用于调整尾翼电机旋转电机36的转向；

所述尾翼电机旋转电机36的输出端与所述尾翼电机旋转轴43相连，用于调整所述尾翼电动机38的角度；所述尾翼电机旋转轴43设置时需保证尾翼电动机38在任意角度转动时均不与机身和尾翼的尾部发生运动干涉；

所述升降舵35设于所述尾翼42的尾部，用于控制无人机的升降；

所述第一垂直安定面33、第二垂直安定面41垂直固结与尾翼42尾部的两端，后方分别设有第一方向舵34、第二方向舵40，方向舵控制无人机的横摆运动；

所述涡桨发动机9安装在机身的头部，其动力输出端分别与所述离合器a8和离合器b22的输入端相连；所述涡桨发动机9为双转子涡桨发动机，对发动机转速和螺旋桨桨矩进行分离控制。

所述涡桨发动机减速机构7的输入端与所述离合器a8的输出端相连，输出端与所述主螺旋桨6相连，用于降低涡桨发动机9的转速；所述主螺旋桨6和左、右翼螺旋桨的驱动方式均为拉进式，尾翼电动机38在巡航驱动时为推进式。

所述离合器b22的输出端与所述发电/电动一体机24电气相连；

所述逆变器26的一端与发电/电动一体机24电气相连，另一端分别与所述左翼电动机、右翼电动机和蓄电池组电气25相连，用于蓄电池组25的电压进行调节；所述蓄电池组25分别设置在所述机身的尾部和所述尾翼的右半部分，一方面为保证蓄电池组拥有足够的蓄电量，另一方面保证无人机的质心能够落在机身的几何中心附近。

所述油箱与涡桨发动机通过液压管路相连，用于给涡桨发动机9供油；所述油箱有三个，分别为左翼油箱19、右翼油箱27及机身下腹油箱11，分别布置在左机翼、右机翼和机身下腹内，保证无人机整体平衡性能的同时，加大载油量。

所述荷电状态估计模块27的输入端与蓄电池组电气相连，输出端与控制模块23电气相连，用于计算蓄电池组的soc信号并传输到所述控制模块23；

所述温度传感器5和压力传感器10均设置在所述机身21上，温度传感器用于检测环境的温度并将环境温度信号传递给所述控制模块23，压力传感器10用于检测无人机所处位置的大气压强并将其大气压信号传递给所述控制模块23；

所述控制模块23分别与涡桨发动机9、离合器a8、离合器b22、升降舵35、第一方向舵34、第二方向舵40、左翼电动机、右翼电动机、左翼旋转电机、右翼旋转电机、发电/电动一体机、尾翼电动机、尾翼电机旋转电机、电机转向变换器、温度传感器和压力传感器电气相连，用于根据各传感器的信号控制各部件的工作。

参照图2所示，一种旋转翼垂直起降混合动力无人机的控制方法，基于上述系统，包含以下步骤：

(1)无人机起飞控制；

(1.1)荷电状态估计模块估计蓄电池组的soc信号，将信号传递给控制模块，控制模块根据蓄电池的soc信号和设定的soc阈值，选择电动机供电方式；

(1.2)控制模块根据步骤(1.1)中的供电方式控制涡桨发动机的起停，若需要涡桨发动机带动发电/电动一体机发电为蓄电池组充电，则控制离合器a断开、离合器b闭合，启动发电/电动一体机带动涡桨发动机起动，同时根据启动环境对燃油流量进行修正；

(1.3)控制模块控制左、右翼旋转电机和尾翼电机旋转电机转动，将左翼电动机、右翼电动机和尾翼电动机转至垂直状态，并控制电机转向变换器将尾翼电动机转向调整为反转状态；

(1.4)启动左、右翼电动机和尾翼电动机，无人机起飞升空；

(2)无人机攀升控制；

(2.1)根据设置的垂直攀升高度阈值，当达到垂直攀升阈值后，若涡桨发动机处于运行状态，控制模块控制离合器a闭合，若涡桨发动机未启动则控制涡桨发动机启动，涡桨发动机启动后控制离合器a闭合，输出涡桨发动机动力带动主螺旋桨旋转，推进无人机前进；

(2.2)控制模块控制尾翼电动机停转，并控制尾翼电机旋转电机转动将尾翼电动机回位至平行于与机身的状态，同时控制电机转向变换器调整尾翼电动机为正转状态，启动尾翼电动机提高爬升动力；

(2.3)控制模块根据目标飞行高度得到需求的目标俯仰角，并根据目标俯仰角控制左、右翼旋转电机转动，调整无人机的俯仰角；

(2.4)当无人机攀升至目标高度后，控制模块控制左右翼旋转电机将左、右机翼调整到正常位置，此后的高度控制转为由左、右副翼控制；

(3)无人机巡航控制；

(3.1)低速巡航时，控制模块控制离合器a断开，离合器b闭合，根据蓄电池组的soc状态，选择涡桨发动机的工作状态，无人机仅由各电动机驱动；

(3.2)中速巡航时，控制模块控制离合器a闭合，并关闭所有电动机，根据蓄电池组的soc状态选择离合器b的状态，此时涡桨发动机工作驱动主螺旋桨，无人机仅由涡桨发动机驱动；

(3.3)高速巡航时，控制模块控制离合器a闭合，同时根据驱动功率需求选择启动电动机的数量，并根据蓄电池组的soc状态实时调整离合器b的状态和蓄电池组的充放电状态；

(3.4)超高速机动时，控制模块控制离合器a闭合，离合器b断开，涡桨发动机大功率输出，此时涡桨发动机和电动机全部工作，为保证最大动力输出，蓄电池组不进行充电只进行放电直至soc下降至阈值；

(4)无人机降落控制；

(4.1)控制模块控制尾翼电动机停转，并控制尾翼电机旋转电机转动，将尾翼电动机旋转至垂直于机身的位置，并控制电机转向变换器调整尾翼电动机为反转状态；

(4.2)控制模块控制离合器a断开，离合器b闭合，并根据蓄电池组的soc状态选择涡桨发动机的工作状态，此时无人机仅由电动机驱动；

(4.3)控制模块控制左、右翼旋转电机转动，并启动尾翼电动机保证无人机机身平衡，无人机降落至目标点。

其中，所述步骤(1.1)中soc估计方法采用kalman滤波电流积分法，如图3所示，并在其中引入相关修正系数对累积误差进行纠正，具体步骤如下：

(1.1.1)无人机启动时采用kalman滤波法对初始蓄电池组的soc进行估计得到初始荷电状态soc0，估计时基于二阶rc电路模型，如图4所示，选取状态变量为电池的soc、电容电压u1、u2，输入变量为端电流i，输出变量为端电压u，其离散状态空间模型和观测模型为：

u(k)＝g(soc(k))-u1(k)-u2(k)-r0i(k)+nm(k)

式中，其中：c1、c2分别为二阶rc电路的极化容值，r1、r2分别为二阶rc电路的极化电阻值δt为采样时间，nm(k)为量测噪声，ρ为充放电效率，n1(k)n2(k)n3(k)分别为过程噪声，g(soc(k))为拟合得到的ocv-soc关系函数；

将蓄电池组初始状态参数带入上述离散状态空间模型和观测模型，经计算后得到soc0；

(1.1.2)根据kalman滤波法计算得到的soc0，采用电流积分法对蓄电池组的soc进行估计，具体估计公式为：

η＝ksoc·kt·ko·ηc

式中，λ为放电倍率修正系数；c为放电倍率；η为实际库伦效率；ηc为理想情况下折算库伦系数；ksoc受soc状态影响的修正系数；kt为受温度影响的修正系数；ko为受电池老化程度影响的修正系数。

其中，所述步骤(1.1)中soc阈值选择为0.25和0.85，保证蓄电池组的工作电压不会因电量过低而出现较大的波动。

其中，参照图5所示，所述步骤(1.1)中电动机供电方式选择方法如下：

(1.1.3)当蓄电池组的soc>＝0.85时，控制模块控制离合器b处于闭合状态，根据涡桨发动机的运行状态将涡桨发动机的多余动力带动发电/电动一体机进行发电，此时电动机由发电/电动一体机机和蓄电池组同时供电，供电以蓄电池为主；

(1.1.4)当蓄电池组的0.25<s0c<0.85时，控制模块控制涡桨发动机转速保持，功率输出提高，主螺旋桨变矩保证动力输出的同时发动机转速恒定，同时控制发电/电动一体机中励磁电流提高发电量，发出的电量一部分用于蓄电池充电，一部分用于电动机供电，同时蓄电池组供电，供电以发电/电动一体机为主；

(1.1.5)当蓄电池组的soc<＝0.25时，控制模块控制涡桨发动机提高功率输出，电动机由发电/电动一体机发出的电量驱动或停机仅由发动机驱动，同时对蓄电池进行充电，蓄电池不输出电量，当soc＝0.85后再进行放电。

其中，所述步骤(1.2)中燃油流量修正公式如下：

q＝ζpζtζtg(nc)

式中，q为修正后的燃油流量；ζp为大气压力修正系数；ζt为大气温度修正系数；ζt为涡桨发动机热态修正系数；nc为涡桨发动机核心转速；g(nc)为涡桨发动机核心转速修正函数。

其中，所述步骤(3)和(4)中，根据soc状态进行具体控制时，控制方法同步骤(1.1.3)-(1.1.5)，离合器b在蓄电池组充电或启动涡桨发动机时闭合。

其中，上述步骤(1)、(2)、(3)和(4)中，对电动机具体控制步骤如下：

(a)控制模块对涡桨发动机和各电动机输出功率进行优化分配，并计算出各电动机的目标转速；

(b)对左翼电动机a、左翼电动机b、右翼电动机a、右翼电动机b采用单独控制，采用滑模鲁棒控制器，如图6所示，以电动机的目标转速和实际转速差为控制输入，输出为电机电压。

其中，参照图7所示，所述无人机起飞/降落时的高度控制步骤如下：

(c)根据压力传感器和温度传感器检测到的温度和大气压信号，计算出无人机实际飞行高度；

(d)将无人机目标飞行高度与实际飞行高度作差，得到飞行高度差，以其为控制输入，无人机俯仰角为控制输出，再以目标俯仰角与无人机实际俯仰角作差作控制输入，以左、右翼旋转电机的转角为控制输出，采用滑模鲁棒控制器，对无人机飞行高度进行双重闭环控制，无人机起飞/降落时的飞行高度计算公式为：

式中，h为无人机所处飞行高度；r为常数，取8.51；ta为温度传感器检测温度；m为气体的分子质量；g为重力加速度；p0为标准大气压；pa为压力传感器检测的大气压力。

本发明具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。