一种分布式动力结合燕尾的无人机及其着陆控制增强方法

技术领域

本发明属于无人机领域，具体涉及一种分布式动力结合燕尾的无人机及其着陆控制增强方法。

背景技术

低速大展弦比长航时无人机，尤其是超长航时的太阳能无人机，由于翼载荷很低，飞行过程中很容易受到风的干扰，导致飞行稳定性和飞行控制的精度下降。尤其是在着陆过程中，为了减小接地速度从而提高飞行安全性，无人机往往以小速度大迎角飞行，相比巡航飞行阶段的轨迹稳定性和姿态稳定性更弱，然而这时的无人机为了能够安全着陆到跑道上的指定位置，需要有更快的响应速度和更高的轨迹控制精度，因此，该类无人机在复杂环境中的安全着陆遇到了很大的挑战。

现有技术公开的无人机自动着陆控制方法，虽然在无人机的着陆飞行控制算法上做了大量工作，但是仍存在以下两大缺陷：(1)没有结合实际低速大迎角着陆飞行时的飞行动力学特性，评估飞行稳定性和操纵性的减弱对控制效果的影响，最终可能会导致无法满足着陆轨迹控制的快速性和精确性要求；(2)为了增强操纵性，如果只是在原有基础上增大、增多控制舵面，会增加全机的结构重量，从而影响无人机的长航时性能。

发明内容

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，本发明提供一种分布式动力结合燕尾的无人机及其着陆控制增强方法，该无人机将螺旋桨和垂尾进行离散化分布式处理，并分别相对无人机的对称面对称分布；当无人机开始下滑着陆时，通过初步确定燕尾的预置张角，从而起到着陆控制增强的目的。本发明解决了现有技术中低速大迎角着陆飞行时稳定性和操纵性较差的问题。

本发明的技术方案是：一种分布式动力结合燕尾的无人机，包括机身、沿展向安装于机身前端的多对螺旋桨、沿展向安装于机身后端的多对燕尾，所述螺旋桨和燕尾均成对使用，并分别关于无人机对称面对称分布；

所述燕尾的主气动面与无人机的对称面平行，其根部铰接于无人机机身的后端。

本发明的进一步技术方案是：每对所述螺旋桨位于与其对应的燕尾对的展向外侧。

本发明的进一步技术方案是：所述燕尾在无人机展向的相对位置R

本发明的进一步技术方案是：所述机身后端沿展向安装有多个平行于对称面的连接件，分别用于铰接各个燕尾。

本发明的进一步技术方案是：所述燕尾的截面为翼型。

一种分布式动力结合燕尾的无人机的着陆控制增强方法，具体步骤如下：

步骤1：获得燕尾和无人机动力系统的原始数据；

步骤2：计算不同燕尾张角在全机有侧向来流状态下的全机侧滑角与燕尾舵面偏角之差，得到不同燕尾的当地有效迎角，从而计算得到每个燕尾自身的气动力/力矩；

步骤3：将燕尾的气动力在机体坐标系中分解，求得燕尾相对全机力矩参考点的力矩，然后将其无量纲化，并针对全机的侧滑角求导，得到航向静稳定性导数；

步骤4：改变侧向来流的角度，重复步骤2-3，计算得到偏航力矩系数、航向静稳定性导数随侧滑角变化的曲线；

步骤5：改变燕尾的张角，重复步骤2-3，计算得到偏航力矩系数、航向静稳定性导数随侧滑角和燕尾张角变化的曲线，并计算得到全机的升力、阻力系数随燕尾张角变化的曲线；

步骤6：根据不同的飞行状态，计算得到动力系统的油门、螺旋桨的转速随燕尾张角变化的曲线；

步骤7：在不同的螺旋桨基准转速下，计算当无人机有偏航角速度时，不同站位的分布式螺旋桨的速度增量，从而计算得到分布式螺旋桨带来的附加航向阻尼导数，结合步骤6，得到无人机的附加航向阻尼导数随燕尾张角变化的曲线；

步骤8：根据步骤5，计算得到无人机长周期模态的阻尼和纵向轨迹稳定性随燕尾张角变化的曲线；

步骤9：基于步骤5-8的结果，选取使无人机的稳定性和操纵性恢复到巡航状态所需的燕尾张角，在无人机将要从平飞切换到着陆下滑状态时，初步确定燕尾的预置张角到该角度，从而起到着陆控制增强的目的。

本发明的进一步技术方案是：所述步骤1中，燕尾和无人机动力系统的原始数据包括燕尾的升力、阻力、力矩气动特性，大迎角/侧滑角状态下的特性，螺旋桨的拉力系数随前进比变化的关系曲线，螺旋桨的转速随功率变化的关系曲线。

本发明的进一步技术方案是：所述燕尾的张角预置到30-45度范围内时，无人机的航向静稳定性得到增强。

本发明的进一步技术方案是：所述燕尾张角从0度增大到45度时，长周期模态阻尼比从-0.02发散增大到0.05。

本发明的进一步技术方案是：所述螺旋桨的相对距离大于0.31倍的展向长度，能够增强航向阻尼，所述相对距离为螺旋桨到无人机对称面的相对距离。

有益效果

本发明的有益效果在于：采用本发明创造的技术，可以增强无人机着陆过程的航向飞行稳定性和操纵性，增强无人机的航向阻尼特性，增强无人机的长周期模态阻尼特性和纵向轨迹稳定性；

本发明从飞行动力学设计的角度出发，在引入飞行控制系统之前、在几乎不付出重量代价的情况下，以极简的方式，增强了无人机的航向和纵向稳定性和操纵性，尤其有利于增强低速大展弦比长航时无人机的着陆性能；

本发明无人机的燕尾和螺旋桨越多、相对重心的展向距离越大，尤其是着陆过程遭遇的侧风时，增强无人机的航向和纵向稳定性的效果越明显。

附图说明

图1为无人机外形示意图(俯视图)；

图2为燕尾同向偏转进行偏航操纵示意图(俯视图)；

图3为燕尾差动偏转进行增稳操纵示意图(俯视图)；

图4为燕尾的三维气动特性曲线；(a)升力系数；(b)阻力系数；(c)力矩系数；

图5为不同燕尾张角下全机偏航力矩系数随侧滑角变化关系曲线；

图6为不同燕尾张角带来的全机附加阻力系数；

图7为不同燕尾张角的长周期模态阻尼比；

图8为螺旋桨的拉力系数随前进比变化关系曲线；

图9为分布式螺旋桨带来的附加航向阻尼导数；

图10为分布式螺旋桨不同油门的偏航操纵效能；

图11为不张开燕尾的侧向着陆(风速2m/s)；(a)水平轨迹，(b)侧向位置偏差，(c)目标高度与实际高度偏差；

图12为燕尾张开45度的侧向着陆(风速7m/s)；(a)水平轨迹；(b)侧向位置偏差；(c)目标高度与实际高度偏差。

附图标记说明：1为无人机的机翼；21、22、23、24……为分布式的燕尾；31、32、33、34……分别为燕尾的气动中心；41、42、43、44……分别为燕尾与机身连接的铰链，燕尾可绕其转动；51、52、53、54……为分布式的螺旋桨；6为无人机的重心。

具体实施方式

下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

基于现有技术无法满足着陆轨迹控制的快速性和精确性要求的问题，及常规情况下通过在原有基础上增大、增多控制舵面，会增加全机的结构重量，从而影响无人机的长航时性能。本发明提供一种分布式动力结合燕尾的无人机及其着陆控制增强方法，其中无人机包括机身、沿展向安装于机身前端的多对螺旋桨、沿展向安装于机身后端的多对燕尾，所述螺旋桨和燕尾的数量一一对应，并分别关于无人机对称面对称分布；所述燕尾的主气动面与无人机的对称面平行，其根部铰接于无人机机身的后端。着陆控制增强方法为，开始下滑着陆时，将燕尾对称张开到设计角度作为基准状态，该角度根据燕尾的气动特性、无人机的航向静稳定性、航向操纵性、航向模态特性，以及长周期模态的稳定性和螺旋桨的拉力特性综合决定。采用本发明创造的技术，可以增强无人机着陆过程的航向飞行稳定性和操纵性，增强无人机的航向阻尼特性，增强无人机的长周期模态阻尼特性和纵向轨迹稳定性。具体技术方案如下：

(1)设计着陆控制增强装置

①根据无人机的总体特性要求，设计得到动力系统和垂尾/方向舵。将螺旋桨和垂尾进行离散化分布式处理，最终结果是形成一对或一对以上螺旋桨和燕尾，它们相对无人机的垂直对称面对称分布，如图1所示，螺旋桨在全机的前半部分，燕尾在全机的后半部分，相对机翼有一定的距离，主气动面与无人机的对称面平行，每一组螺旋桨和燕尾都可以独立控制，螺旋桨和燕尾距离对称面越远，增强稳定性和操纵性的作用越明显；

②燕尾的前缘与机身通过铰链连接，巡航飞行阶段为了减小阻力、增加航时，将燕尾的初始位置设为弦向与机体轴的x轴平行，飞行过程中可以根据需要同向左右摆动作为常规方向舵使用，左右机翼上分布式的螺旋桨的差动作为航向操纵增强装置使用(如图2所示)。在需要增强飞行的稳定性和操纵性时，尤其是在着陆飞行阶段，燕尾可以根据需要差动张开到指定位置作为基准状态，起到增强稳定性和操纵性的作用(如图3所示)；

(2)设计着陆控制增强方法

开始下滑着陆时，将燕尾对称张开到设计角度作为基准状态，该角度根据燕尾的气动特性、无人机的航向静稳定性、航向操纵性、航向模态特性，以及长周期模态的稳定性和螺旋桨的拉力特性综合决定。具体步骤为：

①获得燕尾和动力系统的原始数据：获得燕尾的升力、阻力、力矩气动特性，尤其是大迎角/侧滑角状态下的特性；获得螺旋桨的拉力系数随前进比变化的关系曲线，以及螺旋桨的转速随功率变化的关系曲线；

②将燕尾张开到不同的角度；

③在全机有侧向来流的状态下，通过计算全机侧滑角与燕尾舵面偏角之差来得到不同燕尾的当地有效迎角，从而计算得到每个燕尾自身的气动力/力矩，尤其关注低速大展弦比长航时无人机在着陆阶段更容易遭遇的大侧风、大侧滑引起的垂尾失速从而导致的偏航力矩突变问题；

④将燕尾的气动力在机体坐标系中分解，求得燕尾相对全机力矩参考点的力矩，然后将其无量纲化，并针对全机的侧滑角求导，得到航向静稳定性导数；

⑤改变侧向来流的角度，重复③-④步，计算得到偏航力矩系数、航向静稳定性导数随侧滑角变化的曲线；

⑥改变燕尾的张角，重复②-④步，计算得到偏航力矩系数、航向静稳定性导数随侧滑角和燕尾张角变化的曲线，并计算得到全机的升力、阻力系数随燕尾张角变化的曲线；

⑦根据不同的飞行状态(尤其关注速度、爬升/下滑角等)，计算得到动力系统的油门、螺旋桨的转速随燕尾张角变化的曲线；

⑧在不同的螺旋桨基准转速下，计算当无人机有偏航角速度时，不同站位的分布式螺旋桨的速度增量，从而计算得到分布式螺旋桨带来的附加航向阻尼导数，结合第⑦步，得到无人机的附加航向阻尼导数随燕尾张角变化的曲线；

⑨根据第⑥步，计算得到无人机长周期模态的阻尼和纵向轨迹稳定性随燕尾张角变化的曲线；

⑩根据第⑥-⑨步，尤其是第⑦步，重点关注从巡航平飞阶段切换到下滑着陆阶段时，在燕尾未张开时，由于螺旋的转速下降带来的航向阻尼和纵向轨迹稳定性下降，找到为了使无人机的稳定性和操纵性恢复到巡航状态所需的燕尾张角，在无人机将要从平飞切换到着陆下滑状态时，初步确定燕尾的预置张角到该角度，从而起到着陆控制增强的目的。

在大侧风着陆的情况下，结合不同燕尾张角、不同侧滑角的偏航力矩系数，综合考虑航向稳定性更大和开始出现非线性的侧滑角大小，以及第⑩步等因素，最终确定燕尾的预置张角，从而获得大侧风着陆条件下的着陆(1)附图。

以下结合附图对技术方案进行进一步说明。

参照图1所示为无人机外形示意图(俯视图)，1为无人机的机翼；21、22、23、24……为分布式的燕尾；31、32、33、34……分别为燕尾的气动中心；41、42、43、44……分别为燕尾与机身连接的铰链，燕尾可绕其转动；51、52、53、54……为分布式的螺旋桨；6为无人机的重心，也是全机力矩的作用点。

其中，分布式的每支燕尾和螺旋桨都可以独立操纵。燕尾的两种典型的操纵模式为同向偏转和差动偏转，分别如图2和图3所示。

(1)燕尾张角增大航向稳定性的实施方式

在图3中，β为侧滑角，定义气流从机体轴x

由图可见，在正侧滑的飞行条件下，左燕尾的气流角比右燕尾小。不一样的气流角带来了不一样的气动特性，为燕尾的飞行动力学增稳设计提供了基础。

其中，任意一支燕尾的当地有效迎角α

α

将燕尾在水平面内产生的气动力分解为升力和阻力，分别计为记和D，其中L沿着y

其中：Q为无人机的动压，S

燕尾的气动力在机体坐标系中的分解为：

其中：F

于是可以求得燕尾的气动力相对全机重心产生的偏航力矩为：

其中：R

将式代入式，并展开，得到燕尾的升阻力产生的对全机重心的偏航力矩为：

N＝R

燕尾的俯仰力矩产生的对全机重心的偏航力矩为：

N

其中：c

结合式和，得到第i支燕尾相对全机的偏航力矩系数为：

其中：S和b分别为全机的参考面积和展长。

其无量纲形式为：

其中：

为了更直观地获得燕尾对无人机航向稳定性的影响规律，对上式进行小扰动展开，当燕尾上的气流角变化量较小时，其升力、阻力和俯仰力矩的一阶近似计算公式为：

其中：C

于是，可以求得在初始侧滑角为0时全机偏航力矩系数对侧滑角的导数(航向静稳定性导数)为：

上式中的倒数第二项

具体来说，以位于全机右后方的燕尾为例，其位置为

同理，对于位于全机左后方的燕尾，将其后缘向左摆，可以获得和右后方的燕尾后缘向右摆同样的航向静稳定增强效果。这时总的燕尾是向外张开的，如图3所示，因此后文的燕尾张角指的是左燕尾向左、右燕尾向右一起摆动到该角度。

根据式，计算每一支燕尾不同的张角、侧滑角对应的偏航力矩系数，求和得到全机的偏航力矩系数，再对侧滑角进行求导，便可以得到更准确的不同的燕尾张角、不同的侧滑角状态对无人机航向静稳定性的影响规律。

实施例1：采用燕尾增大航向稳定性

一架已有的小型太阳能无人机，装配了一对分布式的燕尾，单片燕尾的经过三维修正之后的气动特性如下：

据此，分别预置燕尾张角δ

根据图5，首先观察小侧角状态，当燕尾张角为10、20度时，C

接下来观察中大侧角的状态：对于燕尾张角为0度的状态，当侧滑角大于11度时，由于燕尾的升力系数开始急剧减小，所以使C

也就是说，将分布式燕尾的张角预置到30-45度的范围内，可以延缓燕尾的失速特性，获得更强的航向静稳定性和抗侧风能力。

(2)燕尾张角增大长周期模态阻尼的实施方式

根据飞行动力学相关知识，飞机的长周期模态的阻尼比与基准状态的阻力系数近似成正比，所以随着燕尾张角增大，无人机的长周期模态的阻尼比增大，从而也改善了无人机的轨迹稳定性。

张开燕尾之后全机的阻力系数增量计算公式为：

其中：下标i代表第i支燕尾；ΔC

实施例2：采用燕尾增大长周期模态阻尼

根据图4可以计算得到第i支燕尾张开之后的阻力系数增量，然后再根据式，可以计算得到不同燕尾张角的全机阻力系数增量如图6所示：

由图6可见，当燕尾张角为45度时，全机的阻力系数增量约为0.07，相比0张角状态增大了接近一倍。进一步求得该样例无人机在巡航状态的长周期模态阻尼比与燕尾张角的关系如图7所示；

由图7可见，当燕尾张角从0增大到45度时，长周期模态阻尼比从-0.02(发散)增大到0.05，已经大于一级飞行品质要求，明显增强了长周期模态的飞行品质特性。

(3)分布式螺旋桨增大航向阻尼和航向操纵能力的实施方式

分布式螺旋桨偏离无人机的对称面之后，当无人机有偏航角速度r之后，其中一支螺旋桨转轴上的前向速度增量ΔV近似为：

ΔV＝-rR

其中：R

螺旋桨的前进比增量ΔJ为：

式中：n为螺旋桨的转速，D表示螺旋桨浆盘直径

这时由偏航角速度引起的螺旋桨拉力ΔT增量为：

其中：对于一般的螺旋桨，在巡航状态附近有

螺旋桨的拉力增量引起的附加偏航力矩ΔN为：

ΔN＝-ΔTR

将其无量纲化，得到：

进一步求得附加的偏航阻尼导数为：

由此可见，由于

实施例3：采用分布式螺旋桨增大航向阻尼

取与实施例1一致的无人机举例，该机在巡航状态燕尾张角为0度时由气动布局产生的航向阻尼系数约为-0.004。该机采用两个对称布置在左右机翼上的分布式螺旋桨。

该机的单个螺旋桨的拉力系数随前进比变化关系曲线如图8所示。

计算得到当分布式螺旋桨到无人机对称面的相对距离(y_rel＝2*R

同理，当两边机翼上的分布式螺旋桨差动控制时，可以产生明显大于燕尾同向偏转作为方向舵使用的偏航力矩，可获得显著的航向操纵能力。

(4)分布式螺旋桨和燕尾增大着陆过程航向操纵能力的实施方式

采用分布式螺旋桨差动进行偏航控制时，类比于方向舵，其操纵能力可以用

其中：δ

由此可见，分布式螺旋桨的偏航操纵效能与

实施例4：采用分布式螺旋桨和燕尾增大着陆过程航向操纵能力

根据图8和公式计算得到分布式螺旋桨在相同的飞行速度、不同的油门时的偏航操纵效能曲线如图10所示。

由此可见，相比燕尾不张开时的普通下滑飞行状态(油门约为0.1)，巡航状态(油门约为0.4)的偏航操纵效能增大了约5倍。因此，如果在着陆下滑飞行阶段张开燕尾，增大无人机的阻力，使油门恢复到接近巡航状态，还将可以增强无人机的偏航操纵能力，从而有利于控制增稳的实施。

(5)分布式螺旋桨和燕尾着陆控制增强的实施方式

实施例5：采用分布式螺旋桨和燕尾实施着陆控制增强

无人机在侧风着陆时，在风的干扰下会产生侧偏，从而影响着陆的安全性。为了最终验证本专利提出的采用分布式螺旋桨和燕尾实施着陆控制增强的效果，针对同一架大展弦比太阳能无人机分别开展了两次着陆控制。

第一次着陆时，侧风约2m/s，不张开燕尾，这时的着陆轨迹和侧向位置偏差如图11所示。

第二次着陆时侧风约7m/s，将燕尾张开45度，这时的着陆轨迹和侧向位置偏差如图11所示。

参照图12所示，对比两次着陆结果可知，在第二次着陆时，海拔和风速都更高，对飞行更不利，从图中也可以看到无人机在转弯对准跑道之后的高度和侧向轨迹的初始误差相对第一次更大，但是由于燕尾张开了45度，无人机在接下来的侧向位置偏差曲线更光滑、收敛得更快，侧向位置和高度的跟踪误差都能够更快地收敛到0，体现出了明显的着陆控制增强效果，验证了本专利所提出的采用分布式动力结合燕尾的无人机着陆控制增强方法的有效性。控制增强。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。