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龍圖騰網獲悉西北工業大學申請的專利一種分布式動力串列翼無人機的垂直起降控制方法獲國家發明授權專利權，本發明授權專利權由國家知識產權局授予，授權公告號為：CN119503176B 。

龍圖騰網通過國家知識產權局官網在2025-09-26發布的發明授權授權公告中獲悉：該發明授權的專利申請號/專利號為：202411754338.6，技術領域涉及：B64U10/20；該發明授權一種分布式動力串列翼無人機的垂直起降控制方法是由周洲;李琳方;謝宇航;朱越設計研發完成，并于2024-12-02向國家知識產權局提交的專利申請。

本一種分布式動力串列翼無人機的垂直起降控制方法在說明書摘要公布了：本發明一種分布式動力串列翼無人機的垂直起降控制方法，屬于無人機飛行控制技術領域；所述串列翼無人機前翼和后翼的前緣設置有無人機的內環動力單元和外環動力單元；后翼的兩端后緣對稱鉸接有升降副翼；并通過連接組件將前翼和后翼連接為具有空間高度差的串列翼；控制方法包括對躍起起飛、過渡飛行、巡航飛行、垂直著陸階段的控制，通過對躍起起飛、巡航飛行、垂直著陸的內環動力單元和外環動力單元進行油門量分配；對過渡飛行階段采用連續爬升過渡方式，過渡完成后控制飛行狀態轉為巡航平飛狀態。本發明實現了串列翼無人機的大角度躍起起飛、90度自主垂直著陸功能，并且對此無人機分布式動力進行了控制分配設計，提高能量利用率，延長續航時間。

本發明授權一種分布式動力串列翼無人機的垂直起降控制方法在權利要求書中公布了：1.一種分布式動力串列翼無人機的垂直起降控制方法，串列翼無人機包括以串列翼形式布置的前翼和后翼；其特征在于：所述前翼和后翼的前緣均沿展向設置有多個旋翼，位于前翼和后翼展向中間的四個旋翼分別在四邊形的四個頂點位置，構成無人機的內環動力單元，其余旋翼構成無人機的外環動力單元；后翼的兩端后緣對稱鉸接有升降副翼；并通過連接組件將前翼和后翼連接為具有空間高度差的串列翼； 所述垂直起降控制方法包括對躍起起飛、過渡飛行、巡航飛行、垂直著陸階段的控制，通過對躍起起飛階段、巡航飛行階段、垂直著陸階段的內環動力單元和外環動力單元進行油門量分配；對過渡飛行階段采用連續爬升過渡方式，過渡完成后控制飛行狀態轉為巡航平飛狀態； 所述串列翼無人機躍起起飛的控制方法為： 步驟1.1：無人機以45°停機角停在地面，在分布式動力和氣動力的作用下進行定點大角度起飛；離地初期，無人機在油門指令下進行增穩控制起飛，離地瞬間所有動力單元全油門，使無人機在動力單元拉力下離地；起飛階段，前后翼動力單元差動與升降副翼共同控制無人機以給定俯仰角加速拉起； 步驟1.2：起飛階段保持目標俯仰角指令θsp，將目標俯仰角與飛控系統測量出的真實俯仰角θ做差并經過比例環節，從而得到反饋控制信息，將此信息輸入到俯仰角速度控制回路，經過比例-積分環節輸出俯仰控制量，將俯仰控制量同時輸出給前后翼動力單元和升降副翼，實現定俯仰角躍起起飛；控制律形式如下： 其中，Kθ為俯仰角反饋比例系數，Kq1、KqI1、Kq2、KqI2為俯仰角速度比例和積分環節系數；δty為前后翼螺旋槳差動量；δae為升降副翼作為升降舵時的舵偏角； 設初始油門量為δt，前翼外環動力單元油門輸入量δtfront＝δt-δty，后翼外環動力單元油門輸入量δtbehind＝δt+δty； 步驟1.3：起飛階段，通過油門控制速度持續增加，將目標速度Vsp與飛控系統測量的實時空速V做差，得到自動油門反饋信號，將油門反饋信號輸入比例-積分控制回路，得到油門控制量，將油門控制量輸入8個動力單元，根據速度進行自動油門控制；速度控制律形式如下： Δδt＝KVVsp-V+KVI∫Vsp-Vdt 其中，KV、KVI分別為速度控制器的比例系數和積分系數，Δδt為油門值的改變量； 步驟1.4：無人機在定點拉起達到安全飛行高度后，轉入定常爬升階段，以45°爬升角9ms速度定常爬升；定常爬升目標高度指令Hsp，目標爬升角γsp，高度和速度具體指令形式為： Hsp＝H0+Vsinγsp·t-t1 其中，H0為初始爬升高度；t為當前爬升時間；t1為起始爬升時間； 目標高度指令與實時高度做差得到高度反饋信息，將高度反饋信息輸入比例-積分-微分環節生成目標俯仰角指令，俯仰角指令輸入步驟1.2中的俯仰角控制回路，控制無人機穩定爬升；爬升階段俯仰角控制律具體形式為： 其中，KH、KHI、KHD分別為高度控制回路的比例系數、積分系數和微分系數；H為當前高度； 步驟1.5：定常爬升階段自動油門控制回路不變，根據內外環動力單元前進比與效率曲線分配不同的基礎油門值，油門指令為基礎油門值加上自動油門指令值； 所述串列翼無人機過渡飛行的控制方法為： 步驟2.1：爬升到一定高度后接收地面過渡指令，定常爬升階段結束后無人機根據目標俯仰角指令和速度指令逐漸低頭并提高速度，目標俯仰角和速度指令形式為： 其中，θclimb、Vclimb分別為無人機定常爬升時的俯仰角和速度，θcruise、Vcruise為設計的巡航俯仰角和巡航速度，t2為過渡開始時刻，t3為過渡結束時刻； 步驟2.2：過渡階段自動油門控制指令只輸出到外環動力單元，通過這種分配方式降低能源消耗； 所述串列翼無人機巡航飛行的控制方法為： 步驟3.1：無人機完成過渡后接收地面發送的前飛切換指令，接收切換信號后飛控系統判斷當前狀態是否達到巡航狀態θcruise、Vcruise，若達到此狀態則切換至巡航控制器； 步驟3.2：巡航飛行階段使用總能量控制器控制無人機的高度和速度，用油門控制無人機的總能量，用升降副翼控制動能和勢能之間的能量轉換；總能量變化率差量為將總能量變化率差量輸入比例-積分環節，得到油門控制量，油門控制量輸入外環4個動力單元； 其中，和分別為總能量控制回路的比例系數和積分系數；為油門控制量； 能量分配律差量為能量分配律差量經過比例-積分環節得到巡航階段目標俯仰角指令，目標俯仰角指令經過俯仰角比例環節，俯仰角速度比例-積分環節輸出到升降副翼； 其中，和分別為能量分配控制回路的比例系數和積分系數； 當進行高度或速度控制時，補充以下控制律： 其中，Hsp為巡航階段的期望飛行高度，Vsp為期望飛行速度，KH和Ka分別為高度控制和速度控制的比例系數；V為當前飛行速度；g為重力加速度； 步驟3.3：無人機巡航階段的轉彎控制使用L1導引方法，在無人機期望路徑上選取一個參考點，無人機當前位置與參考點的連線為L1，基于無人機當前位置和參考點位置規劃出一段與無人機當前速度相切的圓弧，此圓弧即為無人機飛往參考點的期望軌跡；控制無人機以目標點與當前位置之間的圓弧軌跡轉彎；無人機轉彎指令形式為： 其中，as為無人機轉彎向心加速度，V為無人機飛行速度，R為轉彎半徑，R由L1決定，L1取無人機速度的六倍，η為無人機位置與目標位置連線與飛行速度方向之間的夾角，φsp為無人機滾轉角指令； 步驟3.4：無人機目標滾轉角指令與真實滾轉角做差得到滾轉角反饋信號，將滾轉角反饋信號輸入比例環節，得到滾轉角速度目標指令，目標滾轉角速度與真實滾轉角速度做差得到滾轉角速度反饋信號，將反饋信號輸入滾轉角速度控制回路，包括滾轉角速度比例-積分環節，輸出滾轉角速度控制量到升降副翼； 其中，Kφ為滾轉角比例系數，Kp、KpI分別為滾轉角速度比例系數和滾轉角速度積分系數；psp為期望滾轉角速度；φ為當前滾轉角；p為當前滾轉角速度； 所述串列翼無人機垂直著陸的控制方法： 步驟4.1：無人機接收著陸指令，首先由巡航控制器控制無人機下滑飛行至指定高度H0，由著陸點位置和下滑起始點解算出下滑段下滑角： 其中，H1為無人機下滑起始點高度，ΔL為著陸點與下滑起始點水平距離，H0為下滑結束高度； 下滑段的速度、高度指令分別為： 其中，Vsp為下滑目標速度，給定值為18ms，t4為下滑開始時刻，t5為下滑結束時刻；Hsetpoint為下滑高度指令，H1為起始下滑高度，t為當前時刻； 步驟4.2：無人機飛控系統判斷下滑至指定高度后，切換垂直著陸控制模式，控制無人機后向過渡，無人機姿態調整至垂直飛行狀態下落至著陸點；后向過渡控制模式與躍起起飛模式相同，俯仰角控制指令輸入到前后翼動力單元和升降副翼，滾轉角控制指令輸入到升降副翼，油門指令經分配后輸入到各動力單元； 控制無人機由下滑段俯仰角θslip拉起至目標俯仰角θland，指令形式為： 其中θland＝90°，t6為拉起開始時刻，t7為拉起結束時刻； 后向過渡過程速度線性減小，指令形式為： 其中，Vvertical＝0，后向過渡的結束狀態為垂直懸停飛行； 步驟4.3：無人機后向過渡完成后處于垂直懸停狀態，保持此狀態緩慢下落至地面；在垂直懸停狀態下將垂直機體坐標系定義為，以質心為原點，垂直于旋翼軸向的平面為XY平面，且X軸位于無人機中心對稱面上，X軸正向指向前翼的前方，旋翼軸向即為z軸方向；垂直飛行控制模式下無人機內環動力單元提供升力用以平衡重力，外環動力單元前后差動控制無人機俯仰姿態，使無人機前后運動，外環動力單元左右差動控制無人機滾轉姿態，使無人機左右運動，外環動力單元對角線差動控制無人機偏航姿態，使無人機繞機體軸轉動； 上下高度運動PD控制指令形式為： 其中，δt，inner表示內環油門指令；δt，base表示內環油門用以平衡重力的基礎值；KH、KHD分別表示高度控制的比例系數和微分系數；Hsp為懸停狀態期望高度；H為當前懸停高度； 水平面內的前后運動通過俯仰角運動實現，左右運動通過滾轉角運動實現，將目標位置指令轉換為俯仰角和滾轉角指令的過程如下： 其中，xsp、ysp為水平面內目標位置；x、y分別無人機當前位置坐標；usp、vsp分別為期望前后速度和左右移動速度；u、v分別為當前前后速度和左右移動速度；ax、ay分別為前后和左右運動方向期望加速度；θv，sp為垂直機體坐標系下的期望俯仰角；φv，sp為垂直機體坐標系下的期望滾轉角；ψv為當前垂直機體坐標系下的偏航角；g為重力加速度；Kx，Ku，Ky，Kv依次為x方向位置比例系數、x方向速度比例系數、y方向位置比例系數、y方向速度比例系數； 俯仰角控制的PI控制指令形式為： 其中，下標v表示垂直機體坐標系中的狀態量；θv表示垂直機體坐標系下的俯仰角，δty表示前后翼外環動力單元的差動量； 滾轉角控制的PI控制指令形式為： 其中，φv表示垂直機體坐標系下的滾轉角，δtx表示機翼左右兩側動力單元的差動量； 偏航運動的PI控制指令形式為： δtz＝Krrsp-r+KrI∫rsp-rdt 其中，δtz表示以機翼左前右后、右前左后各為一組的動力單元差動量；Kr表示偏航角速度比例系數；KrI表示偏航角速度積分系數；r為當前滾轉角速度； 步驟4.4：基于YOLO識別定位算法的定點著陸；垂直降落階段，無人機機載相機與計算設備將開啟識別模式，識別地面著陸標志，YOLO算法識別到地面標志后自動解算著陸點三維坐標信息，先導引無人機水平飛行至著陸點正上方，再垂直降落至著陸點；導引指令形式為導引軌跡上的三維坐標，輸入垂直飛行控制器使無人機一步一步著陸到目標點上。

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