本發(fā)明涉及一種抗風(fēng)擾的非平面飛行器及控制方法。

背景技術(shù)：

旋翼式飛行器能夠支持搜索和救援行動(dòng)，這與其在任意空間的定位能力有極大關(guān)系，然而，大多數(shù)搜救行動(dòng)的環(huán)境往往極其惡劣，例如災(zāi)難現(xiàn)場(chǎng)，危險(xiǎn)的野外森林等，飛行器需要對(duì)瞬時(shí)氣動(dòng)環(huán)境變化做出快速響應(yīng)并迅速對(duì)抗劇烈干擾，尤其需要能夠抵抗來自任意方向的風(fēng)擾而正常工作。

目前已有的旋翼飛行器大都采用平面布局結(jié)構(gòu)，如平面四旋翼、六旋翼飛行器，其全部旋翼位于同一個(gè)平面或兩個(gè)平行平面內(nèi)且旋翼的轉(zhuǎn)軸都指向同一方向。平面式飛行器要對(duì)抗環(huán)境中的風(fēng)擾，必須朝著風(fēng)擾的方向傾斜整個(gè)機(jī)體，其平飛運(yùn)動(dòng)必須依靠姿態(tài)角的改變，由升力的水平分量提供平飛所需的驅(qū)動(dòng)力，由升力的垂直分量來克服飛行器機(jī)體的重力。由于各個(gè)旋翼產(chǎn)生的升力方向相同且相互耦合，平面式旋翼系統(tǒng)只能向飛行器提供一個(gè)可調(diào)的升力以及三個(gè)姿態(tài)控制力矩，使得平面式飛行器本質(zhì)上是一種欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)。

由于平面式飛行器只能通過姿態(tài)改變產(chǎn)生平動(dòng)飛行的力，其姿態(tài)轉(zhuǎn)動(dòng)和平動(dòng)運(yùn)動(dòng)間存在耦合，嚴(yán)重制約了其機(jī)動(dòng)能力，給飛行器的穩(wěn)定控制帶來了困難。此外，平面旋翼飛行器的控制方法復(fù)雜，姿態(tài)調(diào)整反應(yīng)慢導(dǎo)致了抗風(fēng)擾響應(yīng)慢，難以適應(yīng)惡劣的工作環(huán)境。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明針對(duì)上述現(xiàn)有技術(shù)存在的問題做出改進(jìn)，即本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是提供一種抗風(fēng)擾的非平面飛行器及控制方法，飛行器受到的扭矩可相互抵消，能在空間中獨(dú)立調(diào)節(jié)升力與力矩，具有多自由度獨(dú)立控制能力，可實(shí)現(xiàn)姿態(tài)轉(zhuǎn)動(dòng)和平動(dòng)運(yùn)動(dòng)的解耦，從本質(zhì)上消除了平面式飛行器的欠驅(qū)動(dòng)性；此外，該飛行器較平面式飛行器姿態(tài)調(diào)整快、抗風(fēng)擾響應(yīng)快、在惡劣環(huán)境中的存活率高，并且其控制方法簡(jiǎn)單，裝置成本低。

為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種抗風(fēng)擾的非平面飛行器，包括機(jī)體、多對(duì)支撐臂，支撐臂一端固定設(shè)置在機(jī)體上，另一端設(shè)有旋翼，旋翼的旋轉(zhuǎn)平面與機(jī)體平面的夾角為旋翼的傾轉(zhuǎn)角，0°<<90°，相鄰旋翼組成面-面或背-背旋翼對(duì)，其中面-面旋翼對(duì)的升力方向相對(duì)且均朝向旋翼對(duì)之間的空間，背-背旋翼對(duì)的升力方向相背且均遠(yuǎn)離旋翼對(duì)之間的空間，旋翼對(duì)中的旋翼傾轉(zhuǎn)角數(shù)值相等，旋轉(zhuǎn)方向相反，分別為順時(shí)針旋轉(zhuǎn)和逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)。

進(jìn)一步地，支撐臂的幾何中心線位于同一平面，相鄰支撐臂的夾角相等，一對(duì)支撐臂的幾何中心線位于同一直線。

進(jìn)一步地，支撐臂通過支撐臂夾緊裝置固定在機(jī)體上，支撐臂夾緊裝置的支撐臂安裝孔與支撐臂過盈配合，支撐臂安裝孔上標(biāo)有角度刻度線，支撐臂上標(biāo)有基準(zhǔn)線，基準(zhǔn)線沿支撐臂的方向，并與旋翼的旋轉(zhuǎn)平面平行，支撐臂安裝時(shí)，通過調(diào)節(jié)基準(zhǔn)線對(duì)應(yīng)的角度刻度線實(shí)現(xiàn)任意的旋翼傾轉(zhuǎn)角。

進(jìn)一步地，夾緊板上的角度刻度線標(biāo)有0°~90°和-90°~0°范圍內(nèi)的角度，其中0°刻度線垂直于機(jī)體平面。

進(jìn)一步地，支撐臂夾緊裝置包括兩個(gè)夾緊板，兩個(gè)夾緊板對(duì)接形成支撐臂安裝孔，兩個(gè)夾緊板均固定連接在機(jī)體上，通過螺紋連接實(shí)現(xiàn)兩個(gè)夾緊板間的固定連接以實(shí)現(xiàn)支撐臂的固定。

進(jìn)一步地，旋翼由各自的電機(jī)驅(qū)動(dòng)，電機(jī)通過電機(jī)固定裝置與支撐臂固定，電機(jī)固定裝置包括兩個(gè)固定板，兩個(gè)固定板對(duì)接形成支撐臂連接孔和電機(jī)安裝孔，支撐臂連接孔位于電機(jī)固定裝置的一端，電機(jī)安裝孔位于電機(jī)固定裝置的另一端，支撐臂與支撐臂連接孔過盈配合，通過螺紋連接實(shí)現(xiàn)兩個(gè)固定板間的固定連接以實(shí)現(xiàn)支撐臂與電機(jī)固定裝置的固定連接。

進(jìn)一步地，電機(jī)為直流無刷電機(jī)，機(jī)體底部設(shè)置彈性支架，機(jī)體內(nèi)部設(shè)有飛行器控制系統(tǒng)、傳感器以及電池。

進(jìn)一步地，支撐臂為三對(duì)，旋翼為六個(gè)，六個(gè)旋翼的位置矩陣p和姿態(tài)矩陣o如下：

其中，為旋翼距離機(jī)體中心的距離。

所述的抗風(fēng)擾的非平面飛行器的控制方法，控制非平面飛行器改變旋翼的拉力即調(diào)整旋翼轉(zhuǎn)速以對(duì)抗環(huán)境中的風(fēng)擾，首先，背-背旋翼對(duì)處于初始狀態(tài)e，面-面旋翼對(duì)處于初始狀態(tài)g，旋翼對(duì)中的兩個(gè)旋翼的升力相等，分別記為和；為了抵抗風(fēng)擾，分別調(diào)整旋翼的轉(zhuǎn)速使飛行器依然處于懸停狀態(tài)，背-背旋翼對(duì)處于調(diào)整后的狀態(tài)f、面-面旋翼對(duì)處于調(diào)整后的狀態(tài)h，旋翼對(duì)中的旋翼升力分別由、，對(duì)于面-面旋翼對(duì)，接近風(fēng)擾的旋翼轉(zhuǎn)速降低，遠(yuǎn)離風(fēng)擾的旋翼轉(zhuǎn)速增大；對(duì)于背-背旋翼對(duì)，接近風(fēng)擾的旋翼轉(zhuǎn)速增大，遠(yuǎn)離風(fēng)擾的旋翼轉(zhuǎn)速降低。

進(jìn)一步地，對(duì)抗風(fēng)擾的響應(yīng)時(shí)間為旋翼系統(tǒng)中升力一次改變的時(shí)間，為背-背旋翼對(duì)抵抗風(fēng)擾的時(shí)間，為面-面旋翼對(duì)抵抗風(fēng)擾的時(shí)間；

對(duì)于背-背旋翼對(duì)，

，；

對(duì)于面-面旋翼對(duì)，

，；

其中，fwind為風(fēng)擾的風(fēng)力，f10為處于初始狀態(tài)的旋翼對(duì)中的接近風(fēng)擾的旋翼的初始升力，f20為處于初始狀態(tài)的旋翼對(duì)中的遠(yuǎn)離風(fēng)擾的旋翼的初始升力，f11為處于調(diào)整后的狀態(tài)的旋翼對(duì)中的一個(gè)旋翼的升力，f21為處于調(diào)整后的狀態(tài)的旋翼對(duì)中的另一個(gè)旋翼的升力，g為重力加速度，m為旋翼對(duì)的質(zhì)量。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有以下有益效果：

（1）該非平面飛行器的成本低，控制簡(jiǎn)單，可以克服平面多旋翼飛行器的欠驅(qū)動(dòng)性，使姿態(tài)轉(zhuǎn)動(dòng)和平動(dòng)運(yùn)動(dòng)完全解耦，實(shí)現(xiàn)了飛行姿態(tài)的獨(dú)立控制，同時(shí)，其控制方法可以使非平面飛行器更快對(duì)干擾做出響應(yīng)，迅速抵抗氣動(dòng)環(huán)境變化，并能夠保持所處的空間位置，尤其提高了飛行器在有風(fēng)擾下的性能；

（2）本發(fā)明提出的抗風(fēng)擾的非平面飛行器承載能力大，飛行平穩(wěn)，具有全新的旋翼單元結(jié)構(gòu)布局，具有姿態(tài)調(diào)整反應(yīng)快，抗風(fēng)擾時(shí)間短的突出優(yōu)點(diǎn)；

（3）旋翼傾轉(zhuǎn)角可以進(jìn)行0°~90°內(nèi)任意角度調(diào)節(jié)，不同傾轉(zhuǎn)角使得飛行器中形成了多組面-面和背-背旋翼對(duì)，可以對(duì)非平面旋翼的傾轉(zhuǎn)角度進(jìn)行優(yōu)化，進(jìn)而提高旋翼對(duì)產(chǎn)生的升力，最大化控制非平面飛行器受到的氣動(dòng)干擾；

（4）此外，由于相鄰旋翼的轉(zhuǎn)向相反，每個(gè)旋翼對(duì)機(jī)體施加的反扭矩與旋翼轉(zhuǎn)向相反，因此機(jī)體受到的扭矩可以相互抵消；每個(gè)旋翼由各自的直流無刷電機(jī)直接驅(qū)動(dòng)，消除了傳動(dòng)系統(tǒng)的效率損失；每個(gè)旋翼與電機(jī)構(gòu)成一個(gè)驅(qū)動(dòng)單元，即非平面飛行器具有六個(gè)驅(qū)動(dòng)單元，可以保證在最多三個(gè)驅(qū)動(dòng)單元失效的情況下繼續(xù)執(zhí)行任務(wù)或至少可保證安全降落，極大地增加了系統(tǒng)的可靠性；非平面飛行器可以在x、y、z軸方向上獨(dú)立調(diào)節(jié)力與力矩，具有六自由度獨(dú)立控制能力，能夠?qū)崿F(xiàn)姿態(tài)轉(zhuǎn)動(dòng)和平動(dòng)運(yùn)動(dòng)的解耦，從本質(zhì)上消除平面式飛行器的欠驅(qū)動(dòng)性；

（5）非平面飛行器的顯著優(yōu)勢(shì)還主要體現(xiàn)在可以通過調(diào)整旋翼傾轉(zhuǎn)角產(chǎn)生任意方向的升力，相比于平面式飛行器，在不需要傾斜機(jī)體的情況下，只需改變一次旋翼升力的大小，即對(duì)旋翼轉(zhuǎn)速進(jìn)行調(diào)節(jié)便可對(duì)抗環(huán)境中的風(fēng)擾，非平面飛行器較平面式飛行器的抗風(fēng)擾響應(yīng)時(shí)間快，在惡劣環(huán)境中的存活率高，其控制方法和裝置得到大大簡(jiǎn)化；

（6）這種抗風(fēng)擾的非平面飛行器具有獨(dú)立執(zhí)行實(shí)際任務(wù)的能力，其控制方法在軍用和民用領(lǐng)域具有非常廣闊的應(yīng)用前景。

附圖說明

圖1為本發(fā)明實(shí)施例的抗風(fēng)擾的非平面飛行器的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本發(fā)明實(shí)施例的飛行器布局原理圖；

圖3為本發(fā)明實(shí)施例的圖1中面-面旋翼對(duì)的結(jié)構(gòu)圖；

圖4為本發(fā)明實(shí)施例的圖1中背-背旋翼對(duì)的結(jié)構(gòu)圖；

圖5為本發(fā)明實(shí)施例的飛行器立體圖；

圖6為本發(fā)明實(shí)施例的飛行器俯視圖；

圖7為本發(fā)明實(shí)施例的飛行器主視圖；

圖8為本發(fā)明實(shí)施例的圖1中支撐臂夾緊裝置的結(jié)構(gòu)圖；

圖9為本發(fā)明實(shí)施例的圖8中夾緊板的結(jié)構(gòu)圖；

圖10為本發(fā)明實(shí)施例的旋翼傾轉(zhuǎn)角調(diào)整示意圖；

圖11為本發(fā)明實(shí)施例的圖1中電機(jī)固定裝置7結(jié)構(gòu)圖；

圖12為本發(fā)明實(shí)施例的圖11中固定板的結(jié)構(gòu)圖；

圖13為現(xiàn)有技術(shù)中平面飛行器的旋翼對(duì)抵抗風(fēng)擾過程；

圖14為本發(fā)明實(shí)施例的非平面飛行器中背-背旋翼對(duì)抵抗風(fēng)擾過程；

圖15為本發(fā)明實(shí)施例的非平面飛行器中面-面旋翼對(duì)抵抗風(fēng)擾過程。

圖中：1-機(jī)體，2-支撐臂，3-旋翼，4-支撐臂夾緊裝置，5-彈性支架，6-電機(jī)，7-電機(jī)固定裝置，401-夾緊板，402-螺釘一，403-螺母一，4011-支撐臂夾緊裝置固定孔，4012-支撐臂安裝孔，4013-夾緊板連接孔，701-固定板，702-螺釘二，703-螺母二，7011-電機(jī)安裝孔，7012-固定板連接孔，7013-支撐臂連接孔。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施方式對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)的說明。

一種抗風(fēng)擾的非平面飛行器，包括機(jī)體、多對(duì)支撐臂，支撐臂一端固定設(shè)置在機(jī)體上，另一端設(shè)有旋翼，旋翼的旋轉(zhuǎn)平面與機(jī)體平面的夾角為旋翼的傾轉(zhuǎn)角，0°<<90°，相鄰旋翼組成面-面或背-背旋翼對(duì)，其中面-面旋翼對(duì)的升力方向相對(duì)且均朝向旋翼對(duì)之間的空間，背-背旋翼對(duì)的升力方向相背且均遠(yuǎn)離旋翼對(duì)之間的空間，旋翼對(duì)中的旋翼傾轉(zhuǎn)角數(shù)值相等，旋轉(zhuǎn)方向相反，分別為順時(shí)針旋轉(zhuǎn)和逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)。

進(jìn)一步地，支撐臂的幾何中心線位于同一平面，相鄰支撐臂的夾角相等，一對(duì)支撐臂的幾何中心線位于同一直線。

進(jìn)一步地，支撐臂通過支撐臂夾緊裝置固定在機(jī)體上，支撐臂夾緊裝置的支撐臂安裝孔與支撐臂過盈配合，支撐臂安裝孔上標(biāo)有角度刻度線，支撐臂上標(biāo)有基準(zhǔn)線，基準(zhǔn)線沿支撐臂的方向，并與旋翼的旋轉(zhuǎn)平面平行，支撐臂安裝時(shí)，通過調(diào)節(jié)基準(zhǔn)線對(duì)應(yīng)的角度刻度線實(shí)現(xiàn)任意的旋翼傾轉(zhuǎn)角。

進(jìn)一步地，夾緊板上的角度刻度線標(biāo)有0°~90°和-90°~0°范圍內(nèi)的角度，其中0°刻度線垂直于機(jī)體平面。

進(jìn)一步地，支撐臂夾緊裝置包括兩個(gè)夾緊板，兩個(gè)夾緊板對(duì)接形成支撐臂安裝孔，兩個(gè)夾緊板均固定連接在機(jī)體上，通過螺紋連接實(shí)現(xiàn)兩個(gè)夾緊板間的固定連接以實(shí)現(xiàn)支撐臂的固定。

進(jìn)一步地，旋翼由各自的電機(jī)驅(qū)動(dòng)，電機(jī)通過電機(jī)固定裝置與支撐臂固定，電機(jī)固定裝置包括兩個(gè)固定板，兩個(gè)固定板對(duì)接形成支撐臂連接孔和電機(jī)安裝孔，支撐臂連接孔位于電機(jī)固定裝置的一端，電機(jī)安裝孔位于電機(jī)固定裝置的另一端，支撐臂與支撐臂連接孔過盈配合，通過螺紋連接實(shí)現(xiàn)兩個(gè)固定板間的固定連接以實(shí)現(xiàn)支撐臂與電機(jī)固定裝置的固定連接。

進(jìn)一步地，電機(jī)為直流無刷電機(jī)，機(jī)體底部設(shè)置彈性支架，機(jī)體內(nèi)部設(shè)有飛行器控制系統(tǒng)、傳感器以及電池。

參照?qǐng)D1~4，一種抗風(fēng)擾的非平面飛行器，包括機(jī)體1、六根支撐臂2、六個(gè)旋翼3、支撐臂夾緊裝置4、彈性支架5、六個(gè)直流無刷電機(jī)6以及電機(jī)固定裝置7，其中機(jī)體內(nèi)部包括飛行器控制系統(tǒng)、傳感器以及電池；支撐臂夾緊裝置4將支撐臂2與機(jī)體固定，用來調(diào)節(jié)支撐臂2的安裝角度，進(jìn)而調(diào)整旋翼3的傾轉(zhuǎn)角；六根支撐臂2的幾何中心線位于同一平面，相鄰支撐臂的夾角相等；每個(gè)旋翼3由各自的直流無刷電機(jī)6驅(qū)動(dòng)；電機(jī)固定裝置7將電機(jī)6與支撐臂2進(jìn)行固定；相鄰旋翼分別做順時(shí)針和逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，并組成面-面或背-背旋翼對(duì)；六個(gè)旋翼圍繞機(jī)體中心均勻配置，每個(gè)旋翼的旋轉(zhuǎn)平面同機(jī)體平面成角（0°<<90°），即旋翼的傾轉(zhuǎn)角。

參照?qǐng)D5~7，抗風(fēng)擾的非平面飛行器中六個(gè)旋翼的位置矩陣p和姿態(tài)矩陣o如下：

其中，是支撐臂的長(zhǎng)度，即旋翼距離機(jī)體中心的距離，是旋翼旋轉(zhuǎn)平面與機(jī)體所在平面的傾轉(zhuǎn)角度。

參照?qǐng)D8~9，支撐臂夾緊裝置4由夾緊板401、螺釘一402和螺母一403組成，螺釘402經(jīng)由夾緊板連接孔4013與螺母403配合，將兩個(gè)夾緊板401進(jìn)行固定；支撐臂夾緊裝置4由螺絲經(jīng)由支撐臂夾緊裝置固定孔4011與機(jī)體1進(jìn)行固定；支撐臂與支撐臂安裝孔4012過盈配合，由螺釘一402和螺母一403的配合進(jìn)行固定。

參照?qǐng)D10，基準(zhǔn)線為支撐臂的方向，并與旋翼的旋轉(zhuǎn)平面平行，在夾緊板401上標(biāo)有0°~90°和-90°~0°范圍內(nèi)的角度，將基準(zhǔn)線對(duì)準(zhǔn)選定角度可以用來調(diào)整任意的旋翼傾轉(zhuǎn)角，用來組成面-面或背-背旋翼對(duì)。

參照?qǐng)D11~12，電機(jī)固定裝置7由固定板701、螺釘二702和螺母二703組成，螺釘二702經(jīng)由固定板連接孔7012與螺母二703配合，將兩個(gè)固定板701進(jìn)行固定；電機(jī)安裝孔7011用來固定直流無刷電機(jī)6；支撐臂與支撐臂連接孔7013過盈配合，由螺釘702和螺母703的配合進(jìn)行固定。

在飛行器控制方法方面，將平面式飛行器抵抗風(fēng)擾的響應(yīng)時(shí)間與非平面飛行器進(jìn)行對(duì)比。取一個(gè)二維平面為例，假設(shè)風(fēng)擾方向水平向右，飛行器只能在該平面上進(jìn)行平移和傾斜，使旋翼產(chǎn)生的升力矢量朝著有風(fēng)擾的方向，最終使飛行器整體受到的合力為零。

參照?qǐng)D13，對(duì)于平面式飛行器，當(dāng)有風(fēng)擾時(shí)，機(jī)體開始傾斜，最終傾斜到角來對(duì)抗風(fēng)擾。在不考慮任何控制器的情況下，飛行器首先處于初始狀態(tài)（a），旋翼的初始轉(zhuǎn)速為，兩個(gè)旋翼的升力相等，分別記為和；為了抵抗水平方向的風(fēng)擾，飛行器以最快的加速度調(diào)整旋翼轉(zhuǎn)速，旋翼升力分別由、，使機(jī)體平面與水平面的傾斜角為，并由狀態(tài)（b）過渡到狀態(tài)（c）；接著，飛行器降低最大加速度，旋翼升力分別由、，機(jī)體平面與水平面的傾斜角為，此時(shí)平面式飛行器處于懸停狀態(tài)（d），旋翼加速度降為零，旋翼轉(zhuǎn)速為，旋翼升力分別由、。平面式飛行器對(duì)抗風(fēng)擾總的響應(yīng)時(shí)間，包括旋翼系統(tǒng)中升力三次變化的時(shí)間以及機(jī)體傾斜到角的時(shí)間：

1.

，，

2.

，

3.

4.

其中，為旋翼系統(tǒng)的響應(yīng)時(shí)間，為機(jī)體的響應(yīng)時(shí)間，和為每個(gè)旋翼產(chǎn)生的升力，為機(jī)器人的轉(zhuǎn)速，為旋翼的傾轉(zhuǎn)角。

參照?qǐng)D14~15，對(duì)于非平面飛行器，只需控制非平面飛行器改變旋翼的拉力即調(diào)整旋翼轉(zhuǎn)速以對(duì)抗環(huán)境中的風(fēng)擾。在不考慮任何控制器的情況下，背-背或面-面旋翼對(duì)首先處于初始狀態(tài)（e）或（g），兩個(gè)旋翼的升力相等，分別記為和；為了抵抗水平方向的風(fēng)擾，分別調(diào)整兩個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速使飛行器依然處于懸停狀態(tài)（f）或（h），旋翼升力分別由、，對(duì)于面-面旋翼對(duì)，接近風(fēng)擾的旋翼轉(zhuǎn)速降低，遠(yuǎn)離風(fēng)擾的旋翼轉(zhuǎn)速增大；對(duì)于背-背旋翼對(duì)，接近風(fēng)擾的旋翼轉(zhuǎn)速增大，遠(yuǎn)離風(fēng)擾的旋翼轉(zhuǎn)速降低。

非平面飛行器對(duì)抗風(fēng)擾總的響應(yīng)時(shí)間僅為旋翼系統(tǒng)中升力一次改變的時(shí)間，可通過采樣獲得，為背-背旋翼對(duì)抵抗風(fēng)擾的時(shí)間，為面-面旋翼對(duì)抵抗風(fēng)擾的時(shí)間：

對(duì)于背-背旋翼對(duì)，

，

對(duì)于面-面旋翼對(duì)，

，

非平面飛行器無需旋轉(zhuǎn)機(jī)體到一定傾轉(zhuǎn)角，而且旋翼升力變化幅度較小且升力僅需改變一次，因此非平面飛行器抵抗風(fēng)擾總的響應(yīng)時(shí)間遠(yuǎn)少于平面式飛行器。

以上所述僅為本發(fā)明的較佳實(shí)施例，凡依本發(fā)明申請(qǐng)專利范圍所做的均等變化與修飾，皆應(yīng)屬本發(fā)明的涵蓋范圍。