一种可悬停扑翼式飞行器及其飞行姿态控制方法

1.本发明涉及飞行器技术领域，特别是涉及一种可悬停扑翼式飞行器及其飞行姿态控制方法。


背景技术：

2.扑翼式飞行器是一类基于鸟或昆虫仿生原理的高效飞行器，这类飞行器与固定翼和旋翼式飞行器相比，具有灵活升降，空中悬停，隐蔽飞行等独特的优点，在军事和民用领域都有很大的应用前景。当前固定翼和旋翼式飞行设备在结构设计与飞行控制方面的发展都已较为成熟，相比之下新型扑翼式飞行器的研究虽为热点但实用化发展尚在起步，针对扑翼式飞行器的高性能应用一个较大的问题是其灵活的飞行运动控制，而高效的飞行姿态控制又是飞行控制的基础。由此需要更多创新性的工作，结合飞行器的关键结构设计及其控制方法设计，实现更灵活且稳定的扑翼式飞行器的飞行姿态控制。
3.当前扑翼式飞行器主要有两大类，一类模仿一般鸟类的飞行方式，可结合扑翼式飞行和滑翔两种飞行方式，有利于低能耗长续航；另一类模仿部分昆虫及蜂鸟的飞行方式，可以实现垂直升降、稳定悬停以及更灵活的空中运动。针对后者稳定悬停及灵活转向既是其显著优势，又对飞行器的飞行姿态控制提出更高的要求。现有的采用常规电机驱动的可悬停扑翼式飞行器通常采用的姿态控制设计大多采用扭转翅翼平面的方式提供与竖直方向呈一定角度的升力，为机体提供调整飞行姿态的力矩，为实现翅翼的扭转通常需要在翅翼结构或其驱动机构处进行针对性设计，由此会增加扑翼式飞行器主体结构的复杂度，同时存在较大控制机构对翅翼驱动机构的影响，不利于飞行器的飞行及控制稳定
4.申请号为202010132810.8的专利《可悬停八翼扑翼飞行器及其飞行控制方法》和申请号为2201910826225.5的专利《一种微型四扑翼飞行器控制系统》各提出了一种可悬停的仿生扑翼飞行器及其控制方法，飞行器采用电机驱动，通过齿轮连杆机构使翅翼相对于竖直初始平面进行扑动运动，以提供升力实现其飞行动作，控制方面均采用舵机带动翅翼根部扭转以改变翅翼扑动时与空气的作用角度，为机体提供所需的转动力矩，实现对飞行器姿态的控制。这种控制方法可以高效地产生并调节机体的各转动力矩，但其扭转控制设置在翅翼驱动机构处，增加了飞行器主体结构的复杂度，也不利于飞行器的飞行及控制稳定。申请号为202010783527.1的专利《一种仿生微型扑翼飞行器偏航控制方法和机构》采用相似的飞行器结构及驱动方式，在控制设计方面将实施翅翼扭转的位置从翅翼根部改变为翅翼侧边，更多利用对翅翼张紧程度的控制来调节各翅翼提供的升力从而提供所需的转动力矩，由此减小了控制机构对翅翼驱动机构的影响，但只通过调节翅翼张紧度控制机体姿态在灵活性与精确度上有所局限。


技术实现要素：

5.本发明的目的是提供一种可悬停扑翼式飞行器及其飞行姿态控制方法，以解决上述现有技术存在的问题，通过结合飞行器翅翼差动和尾翼偏转实现对可悬停扑翼式飞行器
的灵活高效姿态控制。
6.为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
7.本发明提供了一种可悬停扑翼式飞行器，包括机体和动力机构，所述动力机构包括翅翼单元和尾翼单元；所述翅翼单元包括第一驱动装置、翅翼传动机构和两个轴对称设置的翅翼，所述翅翼包括翅翼横杆、翅翼面和翅翼控制杆，所述翅翼面呈三角形，所述翅翼面的一个侧边与所述翅翼横杆固连，所述翅翼面远离所述翅翼横杆的角与所述翅翼控制杆的一端固连，所述翅翼面为柔性面，所述第一驱动装置能够通过所述翅翼传动机构驱动两个所述翅翼横杆分别进行扑动；所述尾翼单元包括第二驱动装置、尾翼控制杆、尾翼竖杆和设置在所述尾翼竖杆上的尾翼面，所述第一驱动装置和所述第二驱动装置分别固设在所述机体上，所述翅翼控制杆的另一端和所述尾翼控制杆的一端分别与所述第二驱动装置的输出转轴固连，所述机体上固设有一连接部，所述尾翼竖杆的顶端固设有一滑动部，所述滑动部与所述连接部滑动连接，所述滑动部相对所述连接部滑动时还能够相对所述连接部转动，所述尾翼控制杆的另一端与所述尾翼竖杆转动连接。
8.优选的，所述第一驱动装置为电机，所述翅翼传动机构包括第一齿轮、第二齿轮、第三齿轮、第四齿轮、第五齿轮，所述第一齿轮固设在所述第一驱动装置的输出轴上，所述第二齿轮、所述第四齿轮和所述第五齿轮分别安装在所述机体上，所述第二齿轮与所述第一齿轮啮合，所述第三齿轮与所述第二齿轮一体成型且同轴设置，所述第三齿轮与所述第四齿轮啮合，所述第五齿轮与所述第四齿轮啮合；所述翅翼横杆与所述机体转动连接，所述第四齿轮的偏心处和所述第五齿轮的偏心处分别转动连接有一个连杆，两个所述连杆与两个所述翅翼横杆一一对应，所述连杆的另一端与对应的所述翅翼横杆转动连接。
9.优选的，所述翅翼横杆与所述机体的转动连接处较所述翅翼横杆与所述连杆的转动连接处靠近所述翅翼面。
10.优选的，所述滑动部为滑块，所述连接部为插杆，所述滑块中设置有一长槽，所述插杆穿设在所述长槽中。
11.优选的，所述机体上固设有一机身竖杆，所述第二驱动装置和所述连接部分别固设在所述机身竖杆上。
12.优选的，所述机身竖杆上还固设有一竖板，所述滑块一侧与所述竖板接触。
13.优选的，所述动力机构为两个，且两个所述动力机构对称设置。
14.优选的，同一个所述动力机构中的两个所述翅翼控制杆分别位于同一个所述动力机构中的所述第二驱动装置的两侧，所述尾翼控制杆位于同一个所述动力机构中的两个所述翅翼控制杆之间。
15.优选的，所述第二驱动装置为舵机；所述翅翼面采用具有高韧度的高分子聚合物薄膜制成，所述尾翼面采用具有弹性的高分子聚合物薄板制成，所述翅翼横杆和所述尾翼竖杆均具有弹性且分别采用金属材料制成；且所述翅翼横杆由靠近所述机体的一端至远离所述机体的一端的弹性逐渐增大。
16.本发明还提供一种基于上述的可悬停扑翼式飞行器的飞行姿态控制方法，包括以下步骤：
17.s1：启动飞行器；
18.s2：确定飞行器目标飞行姿态，并通过传感器检测飞行器当前飞行姿态数据；
19.s3：进行飞行器运动控制运算，得到所需机体各转动力矩调节指令；
20.s4：将飞行器机体各转动力矩调节指令转换得到飞行器翅翼差动及尾翼偏转的调节指令；
21.s5：产生驱动信号控制第一驱动装置及第二驱动装置，实现飞行器飞行姿态的调整；并返回步骤s2，形成飞行器飞行姿态的闭环控制，使扑翼式飞行器按目标飞行姿态进行平稳悬停或灵活运动。
22.本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：
23.本发明的可悬停扑翼式飞行器及其飞行姿态控制方法通过结合飞行器翅翼差动和尾翼偏转实现了对可悬停扑翼式飞行器的灵活高效姿态控制。本发明可悬停扑翼式飞行器结合飞行器的翅翼差动和尾翼偏转产生机体各转动力矩，用于飞行器的飞行姿态控制，通过控制两组驱动电机转速和两组尾翼舵机转角同时控制各翅翼升力和尾翼受力，扩大可产生机体转动力矩的范围，以增强飞行器飞行姿态调节的灵活性；以创新设计的两组尾翼面的同向偏转提供滚转力矩，反向偏转提供偏航力矩，同时可以将其产生的其它力矩抵消，增强飞行器在姿态控制中的稳定性；尤其以尾翼偏转来提供偏航力矩，避免了现有设计中需要通过扭转翅翼平面角度来提供偏航力矩从而对翅翼结构和翅翼运动稳定性造成的影响；尾翼的滑块机构设计放大了尾翼的偏转角度，以在有限的翅翼张弛调节范围内扩大尾翼偏转的调节范围，增强尾翼对飞行器飞行姿态的控制作用；尾翼面的扇形设计及其在尾翼竖杆上的部分固定设计，使飞行器在飞行中尾翼偏转时可产生尾翼面被动扭转变形，以同时获得三轴转动力矩，用于飞行器飞行姿态的高效控制。
附图说明
24.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
25.图1为本发明可悬停扑翼式飞行器的结构示意图；
26.图2为本发明可悬停扑翼式飞行器的部分结构示意图一；
27.图3为本发明可悬停扑翼式飞行器的部分结构示意图二；
28.图4为本发明可悬停扑翼式飞行器的部分结构示意图三；
29.图5为本发明可悬停扑翼式飞行器的飞行姿态及机体受力示意图；
30.图6为本发明可悬停扑翼式飞行器的飞行姿态控制方法的流程图；
31.其中：100、可悬停扑翼式飞行器；1、翅翼面；2、翅翼横杆；3、机体；4、第一驱动装置；5、尾翼面；6、第二驱动装置；7、第一齿轮；8、第二齿轮；9、第三齿轮；10、第四齿轮；11、第五齿轮；12、连杆；13、翅翼控制杆；14、尾翼控制杆；15、机身竖杆；16、滑块；17、竖板；18、尾翼竖杆；19、插杆；20、长槽。
具体实施方式
32.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于
本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有付出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
33.本发明的目的是提供一种可悬停扑翼式飞行器及其飞行姿态控制方法，以解决上述现有技术存在的问题，通过结合飞行器翅翼差动和尾翼偏转实现对可悬停扑翼式飞行器的灵活高效姿态控制。
34.为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
35.如图1至图6所示：本实施例提供了一种可悬停扑翼式飞行器100，包括机体3和两个对称设置的动力机构，每个动力机构均包括翅翼单元和尾翼单元。
36.翅翼单元包括第一驱动装置4、翅翼传动机构和两个轴对称设置的翅翼，第一驱动装置4固设在机体3上，翅翼包括翅翼横杆2、翅翼面1和翅翼控制杆13，翅翼面1呈三角形，翅翼面1的一个侧边与翅翼横杆2固连，翅翼面1远离翅翼横杆2的角与翅翼控制杆13的一端固连，翅翼面1为柔性面，翅翼面1采用具有高韧度的高分子聚合物薄膜制成，翅翼横杆2具有弹性且采用金属材料制成，且翅翼横杆2由靠近机体3的一端至远离机体3的一端的弹性逐渐增大。
37.第一驱动装置4能够通过翅翼传动机构驱动两个翅翼横杆2分别进行扑动。具体的，第一驱动装置4采用驱动电机，翅翼传动机构包括第一齿轮7、第二齿轮8、第三齿轮9、第四齿轮10、第五齿轮11，第一齿轮7固设在第一驱动装置4的输出轴上，第二齿轮8、第四齿轮10和第五齿轮11分别安装在机体3上，第二齿轮8与第一齿轮7啮合，第三齿轮9与第二齿轮8一体成型且同轴设置，第三齿轮9与第四齿轮10啮合，第五齿轮11与第四齿轮10啮合；翅翼横杆2与机体3转动连接，第四齿轮10的偏心处和第五齿轮11的偏心处分别转动连接有一个连杆12，两个连杆12与两个翅翼横杆2一一对应，连杆12的另一端与对应的翅翼横杆2转动连接；翅翼横杆2与机体3的转动连接处较翅翼横杆2与连杆12的转动连接处靠近翅翼面1。
38.第一驱动装置4工作时，带动第一齿轮7转动，第一齿轮7带动第二齿轮8转动，第二齿轮8带动第三齿轮9转动，第三齿轮9带动第四齿轮10转动，第四齿轮10带动第五齿轮11转动，第四齿轮10和第五齿轮11分别带动对应的连杆12进行偏心摆动，连杆12带动翅翼横杆2以翅翼横杆2与机体3的转动连接处为轴进行不断地扑动。
39.尾翼单元包括第二驱动装置6、尾翼控制杆14、尾翼竖杆18和设置在尾翼竖杆18上的尾翼面5，机体3上固设有一机身竖杆15，第二驱动装置6固设在机身竖杆15上，翅翼控制杆13的另一端和尾翼控制杆14的一端分别与第二驱动装置6的输出转轴固连，机身竖杆15上固设有一连接部，尾翼竖杆18的顶端固设有一滑动部，滑动部与连接部滑动连接，滑动部相对连接部滑动时还能够相对连接部转动，尾翼控制杆14的另一端与尾翼竖杆18转动连接。
40.在本实施例中，滑动部为滑块16，连接部为插杆19，滑块16中设置有一长槽20，插杆19穿设在长槽20中。机身竖杆15上还固设有一竖板17，滑块16一侧与竖板17接触。第二驱动装置6采用舵机；尾翼面5采用具有弹性的高分子聚合物薄板制成，尾翼竖杆18具有弹性且采用金属材料制成；尾翼面5初始位于同组动力机构中两翅翼的对称平面上；尾翼面5内边为直线，外缘为曲线，尾翼面5呈上窄下宽的扇形；尾翼面5仅内边的上部固定在尾翼竖杆18上，内边的下部及外缘无约束，内边的固定比例大于50％。
41.初始状态尾翼控制杆14、尾翼竖杆18和尾翼面5均为竖直方向；各尾翼舵机可受控驱动固定的尾翼控制杆14和两个翅翼控制杆13同步在初始位置两侧偏转；初始状态各翅翼控制杆13与其连接的翅翼面1的外缘垂直，各翅翼控制杆13的偏转可改变其连接翅翼的张弛状态，主要作用区域靠近翅翼外缘；各尾翼控制杆14的偏转可带动尾翼竖杆18及尾翼面5偏转，且通过滑块16机构尾翼竖杆18及尾翼面5的偏转角度被放大，尾翼竖杆18相对初始竖直方向的偏转角度大于尾翼控制杆14的偏转角度，具体放大效果由尾翼结构设计中滑块16机构的位置优化决定。
42.在机体3上还固设有电池和控制电路板，第一驱动装置4和第二驱动装置6分别与控制电路板信号连接。
43.同一个动力机构中的两个翅翼控制杆13分别位于同一个动力机构中的第二驱动装置6的两侧，尾翼控制杆14位于同一个动力机构中的两个翅翼控制杆13之间。通过一个第二驱动装置6同时带动两个翅翼控制杆13和一个尾翼控制杆14偏转，两个翅翼控制杆13的偏转控制各自所连接的翅翼面1的张弛程度，一个翅翼面1松弛，另一个翅翼面1张紧，翅翼面1张紧使其在扑动时能够获得更大升力，通过两个翅翼面1由张弛度差异获得的升力差产生机体3的转动力矩；尾翼控制杆14带动尾翼竖杆18和尾翼面5向一侧偏转，向一侧偏转的尾翼面5与翅翼的扑动中心平面呈一定倾角，尾翼面5受到翅翼扑动产生气流作用，尾翼面5的扇形面受力向下扭转变形，即尾翼面5的内边与尾翼竖杆18固定的部分无变形位移，尾翼面5的内边未固定的部分的向下变形位移从尾翼竖杆18底端到尾翼面5的内边底端逐渐增大，尾翼面5外缘的向下变形位移从上端到扇面弧顶逐渐增大，整个尾翼面5呈向下扭转倾斜的扇叶状，则尾翼同时受到三个轴向的分力作用，对应产生机体3三个轴向的转动力矩。由此本实施例可悬停扑翼式飞行器100可以同时结合飞行器的翅翼差动和尾翼偏转产生机体3各转动力矩，用于飞行器的飞行姿态控制；进一步的基于本发明尾翼机构的设计，一方面尾翼面5的偏转与两侧翅翼的张弛调节同步且具有确定比例关系，统一由尾翼舵机的偏转角控制，另一方面尾翼面5的偏转角度得到放大使其对飞行姿态的控制作用增强。
44.本实施例还提供一种上述可悬停扑翼式飞行器100的飞行姿态控制方法，包括以下步骤：
45.s1、启动飞行器，控制电路板上各模块正常运行；
46.控制电路板须水平固定安装在飞行器机身上，其上至少包括电源模块，传感模块，控制器模块，驱动模块，可选具有通信模块；电源模块连接电池，为其它各模块提供所需直流电压；传感模块至少包含检测飞行器俯仰、滚转和偏航姿态角的传感器，用于检测飞行器实时飞行姿态数据，输出的传感信号输入控制器模块；控制器模块包含微处理器，微处理器可采用dsp、ram等满足传感与控制运算需求的器件，用于采集并处理飞行器姿态信息并运算产生飞行器控制信号，输出的控制信号输入驱动模块；驱动模块包含匹配各第一驱动装置和各尾翼舵机(即第二驱动装置6)的驱动输出单元，用于接收控制信号转换为大功率驱动信号，输出的驱动信号接入对应电机以驱动其转动；通信模块包含无线数据传输器件，用于在有遥控需求时接收飞行姿态控制指令，输出的通信数据输入控制器模块，用于更新当前飞行器目标飞行姿态。
47.s2、确定飞行器目标飞行姿态，检测飞行器当前飞行姿态数据；
48.飞行器目标飞行姿态可通过控制器程序预设指令或遥控指令确定，包括飞行器机
体3的俯仰角、滚转角和偏航角，飞行器绕机体3坐标轴yb的旋转角度为俯仰角，绕机体3坐标轴xb的旋转角度为滚转角，绕机体3坐标轴zb的旋转角度为偏航角，例如在室内环境中设定飞行器保持空中悬停状态，则目标俯仰角与滚转角为0
°
，目标偏航角保持前步指令不变；飞行器当前飞行姿态数据由传感模块检测得到，包括当前飞行器机体3的俯仰角、滚转角和偏航角。
49.s3、进行飞行器运动控制运算，得到所需机体3各转动力矩调节指令；
50.将飞行器目标飞行姿态与检测得到的当前飞行姿态进行比较，机体3各姿态角偏差输入控制器程序中预设的姿态反馈控制程序，通过典型的pid等控制算法运算得到所需机体3俯仰力矩τ
p
、滚转力矩τr和偏航力矩τy的调节指令。
51.s4、依据本发明可悬停扑翼式飞行器100产生机体3各转动力矩的方法，将飞行器机体3各转动力矩调节指令转换得到飞行器翅翼差动及尾翼偏转的调节指令。
52.基于本发明可悬停扑翼式飞行器100的尾翼设计，本发明可悬停扑翼式飞行器100机体3产生各转动力矩的方法如下：
53.竖直飞行：飞行器两组第一驱动装置以相同的转速驱动两组翅翼以相同的频率扑动，对应两组尾翼舵机(即第二驱动装置6)保持中间位置，则四个翅翼获得相同的升力，且尾翼面5保持竖直方向不作用于机体3姿态，飞行器只获得竖直方向升力，不受转动力矩作用。
54.俯仰力矩：控制延xb轴的两组第一驱动装置以一定转速差运转，对应两组尾翼舵机(即第二驱动装置6)保持中间位置，则两组翅翼的扑动频率不同获得不同的升力，且尾翼面5始终延xbzb方向不作用于机体3姿态，由两组翅翼获得的升力差产生飞行器机体3绕yb轴的俯仰力矩，实现对机体3俯仰角的调节控制。
55.滚转力矩：控制延xb轴的两组第一驱动装置以相同的转速驱动两组翅翼以相同的频率扑动，对应两组尾翼舵机(即第二驱动装置6)同时转向yb轴正方向(yb轴负方向)：一方面将yb轴负方向(yb轴正方向)一侧两个翅翼张紧以获得更大的升力，产生绕xb轴的滚转力矩；另一方面两个尾翼面5同时向yb轴正方向(yb轴负方向)偏转，其受力对机体3产生同向的绕xb轴的滚转力矩，以及反向抵消的绕yb轴的俯仰力矩和绕zb轴的偏航力矩；两方面作用产生的滚转力矩同向叠加，实现对机体3滚转角的调节控制。
56.偏航力矩：控制延xb轴的两组第一驱动装置以相同的转速驱动两组翅翼以相同的频率扑动，对应两组尾翼舵机(即第二驱动装置6)分别转向yb轴负方向(yb轴正方向)和yb轴正方向(yb轴负方向)：一方面使呈对角分布的翅翼同时张紧或松弛，则xb轴及yb轴两侧翅翼由张弛差异造成升力差产生的滚转力矩和俯仰力矩各自抵消；另一方面两个尾翼面5分别向yb轴负方向(yb轴正方向)和yb轴正方向(yb轴负方向)偏转，其受力对机体3产生同向的绕zb轴的偏航力矩，以及反向抵消的绕yb轴的俯仰力矩和绕xb轴的滚转力矩；主要由尾翼偏转产生飞行器机体3绕zb轴的偏航力矩，实现对机体3偏航角的调节控制。
57.根据上述本发明可悬停扑翼式飞行器100产生机体3各转动力矩的方法，以及两组第一驱动装置转速及转速差和尾翼舵机(即第二驱动装置6)偏转角度与产生各转动力矩的映射关系，将飞行器机体3各转动力矩调节指令转换为飞行器两组第一驱动装置转速及两组尾翼舵机(即第二驱动装置6)偏转角的调节指令。
58.s5、产生驱动信号控制各第一驱动装置及尾翼舵机(即第二驱动装置6)，实现飞行
器飞行姿态的调整。
59.飞行器控制电路板中的控制器模块进行上述各步运算之后产生对应两组第一驱动装置和两组尾翼舵机(即第二驱动装置6)的控制信号，经驱动输出模块转换为匹配各第一驱动装置和尾翼舵机(即第二驱动装置6)的大功率驱动信号，实现各电机转动，调节各翅翼与尾翼运动，实现扑翼式飞行器飞行姿态的控制。
60.回到步骤s2，形成飞行器飞行姿态的闭环控制，使扑翼式飞行器按目标飞行姿态进行平稳悬停或灵活运动。
61.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“竖直”、“内”、“外”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。
62.本说明书中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。