[发明专利]一种载人涡喷飞行器的自平衡控制系统

摘要

本发明公开了一种载人涡喷飞行器的自平衡控制系统，包括：基于惯导信号输入外部手操杆信号输入以及涡喷发动机动力输出的闭环控制系统；自适应平衡调节器和自适应平衡调节器的控制算法；以及五个主涡喷发动机和两个副涡喷发动机，五个所述主涡喷发动机分布在飞行器中十字形支架的四个顶点和交叉中点，依次编号为主涡喷发动机一、主涡喷发动机二、主涡喷发动机三、主涡喷发动机四和主涡喷发动机五，两个所述副涡喷发动机分布在飞行器的两侧，依次编号为副涡喷发动机六和副涡喷发动机七；涡喷飞行器自平衡控制系统结构简单，电路板体积小，算法简单，最终的算法集成于系统内，作为一个嵌入式软硬件平台，可单独作为一个控制器。

主权项

1.一种载人涡喷飞行器的自平衡控制系统，其特征在于：包括：基于惯导信号输入外部手操杆信号输入以及涡喷发动机动力输出的闭环控制系统；自适应平衡调节器和自适应平衡调节器的控制算法；以及五个主涡喷发动机和两个副涡喷发动机，五个所述主涡喷发动机分布在飞行器中十字形支架的四个顶点和交叉中点，依次编号为主涡喷发动机一、主涡喷发动机二、主涡喷发动机三、主涡喷发动机四和主涡喷发动机五，两个所述副涡喷发动机分布在飞行器的两侧，依次编号为副涡喷发动机六和副涡喷发动机七；所述飞行器飞行时，所述主涡喷发动机一、所述主涡喷发动机二、所述主涡喷发动机三和所述主涡喷发动机四作为自动平衡动力，所述主涡喷发动机五作为起降动力，所述副涡喷发动机六和副涡喷发动机七作为偏航动力；所述自适应平衡调节器根据所述飞行器实际的偏航角输入需要迅速调节的主涡喷发动机一和主涡喷发动机二的动力差、所述主涡喷发动机三和所述主涡喷发动机四的动力差，或根据所述飞行器实际的偏航角输入需要迅速调节的主涡喷发动机一和主涡喷发动机四的动力差、所述主涡喷发动机二和所述主涡喷发动机三的动力差；所述闭环控制系统的硬件构成包括电源模块电路、主控芯片MCU、惯导模块电路、无线通讯模块、涡轮发动机EDU控制器以及摇杆模拟输入模块，所述电源模块电路为所述主控芯片供电，所述惯导模块通过所述主控芯片上的IIC接口与所述主控芯片通讯，所述无线通讯模块通过所述主控芯片MCU上的SPI接口与所述主控芯片通讯，所述主控芯片MCU通过所述主控芯片MCU上的PWM输出信号给涡喷发动机EDU控制器，所述摇杆模拟输入模块通过主控芯片MCU上的12位高精度ad采集通道采集手操杆数据；在所述自适应平衡调节器的控制算法下，建立的数学模型中地面惯性坐标系和飞行器的机体固连坐标系两者的坐标转换矩阵为：其中、、分别表示飞行器的偏航、俯仰、滚转角度；其中代表正弦，代表余弦；在所述自适应平衡调节器的控制算法下，同时使用飞行器的机体固连坐标系，并设所述主涡喷发动机一、所述主涡喷发动机二、所述主涡喷发动机三和所述主涡喷发动机四的升力为Fi（i=1,2,3,4），则飞行器受到的升力FB可表示为：其中为主涡喷发动机一、所述主涡喷发动机二、所述主涡喷发动机三和所述主涡喷发动机四的升力之和，为所述主涡喷发动机一的升力，为所述主涡喷发动机二的升力，为所述主涡喷发动机三的升力，为所述主涡喷发动机四的升力，飞行器受到的升力为矩阵的转秩矩阵；利用坐标转换矩阵R可得到地面惯性坐标系下的升力FE为：当忽略飞行器所受的空气阻力可得：其中为飞行器在笛卡尔坐标系下对应的三维姿态参数，为矩阵的转秩，即；令为飞行器三个轴上的转动惯量，为飞行器的滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩，并假设飞行器结构完全对称，忽略空气阻力和陀螺效应，飞行器做小角度运动有：其中为飞行器在笛卡尔坐标系下的三维角度惯量；为主涡喷发动机一、所述主涡喷发动机二、所述主涡喷发动机三和所述主涡喷发动机四的功率，为玻尔兹曼常量；最终得到所述自适应平衡调节器的控制算法中飞行器的简化数学模型为：其中为飞行器在笛卡尔坐标系下对应的三维姿态参数；其中为飞行器在笛卡尔坐标系下的三维角度惯量，为飞行器的质量，为重力加速度。