一種可拆卸混合式驅(qū)動垂直起降無人機的控制方法與流程

本發(fā)明屬于飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計領(lǐng)域，涉及一種可拆卸混合式驅(qū)動垂直起降無人機的控制方法。

背景技術(shù)：

垂直起降飛行器指的是能夠以零速度進行起飛與著陸，具備定點懸停的能力，并能以固定翼飛機的方式水平巡航飛行的飛行器。飛行器的垂直起降技術(shù)的誕生背景來自于戰(zhàn)爭的需求。戰(zhàn)場上要求飛行器在跑道被破壞的情況下仍然能進行起飛降落，因此催生了固定翼飛機的垂直起降技術(shù)。

與傳統(tǒng)固定翼飛行器相比，垂直起降飛行器對跑道無依賴，且具有可懸停的優(yōu)勢。與傳統(tǒng)直升機或者多旋翼飛行器相比，垂直起降飛行器具有巡航功能，巡航段具有固定翼高速、省能源的特點，并具有更大的航程。正因為具備這些優(yōu)點，垂直起降飛行器尤其適用于需要懸?；?qū)ζ鸾祱龅赜刑厥庖蟮膱龊稀?/p>

目前常見的垂直起降無人機大致分為三類：一類是傾轉(zhuǎn)式旋翼機，一類是尾座式無人機，還有一類是矢量推進式。其中傾轉(zhuǎn)式旋翼機為了實現(xiàn)垂直模態(tài)到平飛模態(tài)的轉(zhuǎn)換，需要傾轉(zhuǎn)旋翼等動力機構(gòu)，控制結(jié)構(gòu)復(fù)雜；而尾座式無人機和矢量推進式無人機結(jié)構(gòu)外形簡單，但這樣的代價是對控制系統(tǒng)提出了極高的要求，而且飛行安全性與可靠性不能保證。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明針對現(xiàn)有垂直起降無人機控制結(jié)構(gòu)復(fù)雜、控制系統(tǒng)要求高等問題，提供了一種可拆卸混合式驅(qū)動垂直起降無人機的設(shè)計方案，并且設(shè)計了過渡模態(tài)下的參數(shù)不確定的魯棒控制律。

本發(fā)明針對機身吊艙可拆卸的無人機，提供了一種可拆卸混合式驅(qū)動垂直起降無人機的控制方法，用于控制無人機在垂直起降模式和平飛模式之間的轉(zhuǎn)換。所述無人機的機身吊艙的尾部固定連接尾推電機，在主翼上通過橫梁固定連接四個升力電機。所述控制方法包括：

(1)采用自適應(yīng)滑模控制方案對速度進行控制；

設(shè)速度控制指令為vd，控制誤差ev＝v-vd，v表示無人機的實際速度；取控制律如下：

其中，p′＝pcosα，p為尾推電機推力，α為攻角；kv、δv為正數(shù)，表示增益系數(shù)；cd為時變未知的阻力系數(shù)，是cd的標(biāo)稱值；q為動壓，q＝0.5ρv²，ρ表示空氣密度；s表示機翼參考面積；為估計的無人機質(zhì)量；μ為航跡傾角。

其中，通過自適應(yīng)的方法估計組裝不同機身吊艙的無人機的質(zhì)量，如下：

其中，系數(shù)γ為正數(shù)，g為重力加速度。

(2)采用如下舵偏角δe控制律對航跡傾角的進行控制：

參數(shù)變量：

其中，參數(shù)c1、c2、c3均為正數(shù)，q為俯仰角速率，ca為機翼參考長度，為攻角產(chǎn)生的升力系數(shù)，的標(biāo)稱值為為零攻角升力系數(shù)，的標(biāo)稱值為cmα為攻角產(chǎn)生的俯仰力矩系數(shù)，cmα的標(biāo)稱值為為升降舵產(chǎn)生的俯仰力矩系數(shù)，的標(biāo)稱值為iz為俯仰轉(zhuǎn)動慣量，iz的標(biāo)稱值為m的標(biāo)稱值為m0，μ的標(biāo)稱值為μ0；函數(shù)ε為一任意小的正數(shù)；|δ1|max為δ1的最大值，|δ3|max為δ3的最大值；l1(t)為四個升力電機在t時刻的總拉力。

本發(fā)明的優(yōu)點和積極效果在于：

(1)本發(fā)明使用的無人機結(jié)構(gòu)簡單，由于控制機構(gòu)冗余，平飛過程中有尾推電機進行速度控制，因此相對于傾轉(zhuǎn)旋翼機來說，過渡模態(tài)過程中機翼與機體之間無需相對轉(zhuǎn)動，不需要相應(yīng)控制部件。機身吊艙與機翼均可拆卸/組裝，功能豐富。機翼與橫梁、機翼與機身吊艙之間是通過可拆卸的連接方式。機身吊艙可以根據(jù)不同功能選擇不同外形與負載，比如航拍功能下，吊艙可以選擇為適合搭載相機的吊艙，并且吊艙下開孔；如運載功能下，吊艙體積可盡量做大，以滿足運載要求。機翼與橫梁之間可以拆卸，這樣方便于攜帶，節(jié)省運輸與儲存的空間。

(2)無人機控制方法簡單。在垂直起降狀態(tài)下，機體質(zhì)量主要分布在豎直方向，整機相當(dāng)于x型四旋翼，具有良好的對稱性，采用四個升力電機進行高度與姿態(tài)控制，控制簡單。在水平飛行狀態(tài)下，無人機則以普通固定翼方式飛行，飛行速度高，效率高，利用尾推電機進行速度控制，升降舵、方向舵進行姿態(tài)控制，控制方便。在過渡飛行狀態(tài)下，機體不需要進行轉(zhuǎn)動，整個控制策略為尾推電機進行航向速度控制，方向舵、升降舵進行姿態(tài)穩(wěn)定，保持俯仰角/航跡傾角的穩(wěn)定，與此同時，機翼升力逐漸增大，四個升力電機的拉力可逐漸減小為零。由于控制輸入有8個，分別是4個電機轉(zhuǎn)速和2個升降舵以及2個方向舵，使得整個無人機系統(tǒng)是一個冗余控制系統(tǒng)，因此控制操作簡單，便于實現(xiàn)。

(3)由于機身吊艙可拆卸，不同功能對應(yīng)的機身吊艙的尺寸、重量不同，這樣會對整個控制系統(tǒng)對于機體的重量、轉(zhuǎn)動慣量參數(shù)不確定的情況下的魯棒性提出了較高要求。本發(fā)明的控制方法實現(xiàn)了控制器對無人機結(jié)構(gòu)參數(shù)、氣動參數(shù)變化時具有較強的魯棒性與自適應(yīng)能力，可實現(xiàn)無人機長航時、長航程的運行。水平飛行模式下利用主機翼提供巡航時所需升力，僅需要一個尾推電機進行動力控制，提高了飛行效率，實現(xiàn)了長航時、長航程飛行和垂直起降。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的可拆卸混合式驅(qū)動垂直起降無人機(帶機身吊艙)的布局示意圖；

圖2是本發(fā)明的可拆卸混合式驅(qū)動垂直起降無人機的平面示意圖，其中，a為右視圖，b為俯視圖，c為后視圖；

圖3是本發(fā)明的垂直起降無人機的機體(不帶機身吊艙)布局示意圖；

圖4是本發(fā)明的可拆卸混合式驅(qū)動垂直起降無人機的機體(不帶機翼與機身吊艙)布局示意圖；

圖5是以航拍為例，展示本發(fā)明的可拆卸混合式驅(qū)動垂直起降無人機的機身吊艙示意圖；

圖6是本發(fā)明實施例中升力l1(t)控制指令的示意圖；

圖7是本發(fā)明實施例中速度vd(t)控制指令的示意圖；

圖8是本發(fā)明實施例中航跡傾角μd(t)控制指令的示意圖；

圖9是本發(fā)明實施例的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中速度狀態(tài)仿真示意圖；

圖10是本發(fā)明實施例的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中俯仰姿態(tài)角仿真示意圖；

圖11是本發(fā)明實施例的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中航跡傾角仿真示意圖；

圖12是本發(fā)明實施例的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中攻角仿真示意圖；

圖13是本發(fā)明實施例的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中無人機高度仿真示意圖；

圖14是本發(fā)明的混合式驅(qū)動垂直起降無人機的升力系數(shù)和攻角關(guān)系示意圖；

圖15是本發(fā)明的混合式驅(qū)動垂直起降無人機的阻力系數(shù)和攻角關(guān)系示意圖；

圖16是本發(fā)明的混合式驅(qū)動垂直起降無人機的俯仰力矩系數(shù)和攻角關(guān)系示意圖；

圖17是本發(fā)明的混合式驅(qū)動垂直起降無人機的升阻比和攻角關(guān)系示意圖。

圖中標(biāo)號：

1-翼梢小翼2-主翼3-機身吊艙4-尾推電機5-升力電機6-升降舵7-方向舵8-橫梁9-鏡頭10-相機電池11-鋰電池12-飛控板13-相機

具體實施方式

下面將結(jié)合附圖和實施方案對本發(fā)明作進一步的詳細說明。

本發(fā)明設(shè)計了一款可拆卸混合式驅(qū)動垂直起降無人機，混合式指的是動力推進部分包括兩部分。其中，動力部分包括兩部分，一部分是縱向四個電動機提供垂直起飛時的升力，另一部分是巡航段時的尾推電機?？刂撇糠职▋刹糠?，一部分是垂直起降段利用升力電機進行高度與姿態(tài)控制，另一部分是平飛段尾推電機進行速度控制，方向舵、升降舵進行姿態(tài)控制?？梢钥闯觯旌鲜津?qū)動垂直起降無人機集成了旋翼無人機和固定翼無人機的優(yōu)點。

綜合當(dāng)前垂直起降無人機來看，本發(fā)明提供的無人機設(shè)計難點有以下兩點：

一是外形結(jié)構(gòu)設(shè)計。機身吊艙可拆卸的外形結(jié)構(gòu)設(shè)計能夠擴展無人機的功能，滿足不同條件下的需求，這種可拆卸的結(jié)構(gòu)布局在現(xiàn)有的垂直起降無人機中是不具備的，因此這種可拆卸的外形結(jié)構(gòu)具有較強的任務(wù)適應(yīng)性。良好的氣動布局設(shè)計能夠使得無人機性能充分發(fā)揮出來，多冗余控制機構(gòu)能為控制系統(tǒng)的設(shè)計帶來方便。此外，為了攜帶方便性與存儲的節(jié)省空間，本無人機還采用機翼可拆卸結(jié)構(gòu)。

二是過渡模態(tài)的設(shè)計。垂直起降無人機的飛行模式包括三種，一種是垂直起降模式，一種是平飛模式，另一種是過渡模式。前兩種模式可以借鑒現(xiàn)有的成熟的多旋翼與固定翼的控制設(shè)計，而過渡模態(tài)要求水平速度由零加速到巡航速度，同時保持姿態(tài)穩(wěn)定，這就要求姿態(tài)控制與速度控制之間需要協(xié)調(diào)控制，實現(xiàn)滿足要求的過渡過程。此外，由于機身吊艙可拆卸，不同功能對應(yīng)的機身吊艙的尺寸、重量不同，這樣會對整個控制系統(tǒng)對于機體的重量、轉(zhuǎn)動慣量參數(shù)不確定的情況下的魯棒性提出了較高要求，對控制律的設(shè)計提出了較高要求。

本發(fā)明提供的可拆卸混合式驅(qū)動垂直起降無人機，機體與機身吊艙之間可拆卸組裝，機身吊艙可以根據(jù)不同功能選擇不同外形與負載。如圖1、圖2和圖3所示，為本發(fā)明實現(xiàn)的可拆卸混合式驅(qū)動垂直起降無人機的一種布局，包括翼梢小翼1，主翼2，機身吊艙3，尾推電機4，升力電機5，升降舵6和方向舵7。升力電機5指的是垂直起降階段為無人機提供升力的電機，尾推電機4指的是平飛過程中為無人機提供水平推力的電機。

在機身吊艙3的尾部固定連接尾推電機4。主翼2固定連接有橫梁8，且與橫梁8之間為可拆卸組裝。四個升力電機5與橫梁8固定連接。主翼2通過橫梁8固定連接四個升力電機5以及尾翼。四個升力電機5對稱布置在機身吊艙3的左右兩側(cè)，一側(cè)兩個升力電機5，其中位于同一側(cè)的兩個升力電機5布置在主翼2的前后兩側(cè)，同一側(cè)的升力電機5關(guān)于主翼2的中軸平面對稱。在主翼2的兩端固定連接有翼梢小翼1。無人機包含兩個方向舵面7和兩個升降舵面6。兩個方向舵面7通過舵機固定于縱向尾翼，兩個升降舵面6通過舵機固定于水平尾翼。其中，縱向尾翼與水平尾翼之間成π型連接，可以通過碳纖維3d制作成一體結(jié)構(gòu)。

主翼2為機體的主機翼，帶有一定的翼型，能夠保證巡航過程中產(chǎn)生足夠的升力。翼梢小翼1增加了機翼升力及向前推力，減小誘導(dǎo)阻力，提高氣動效果，提高飛行性能。主翼2機翼為碳纖維結(jié)構(gòu)，中空結(jié)構(gòu)，內(nèi)部布置有梁結(jié)構(gòu)，其中自動駕駛儀、電池與電機之間的連線從機翼的空間穿過。主翼2也是可拆卸的，可以方便攜帶，如圖4所示，為拆卸了主翼2的情形。

機身吊艙3為碳纖維結(jié)構(gòu)，與機翼之間可拆卸，如圖3所示，為從主翼2上拆卸下機身吊艙3的情形，可根據(jù)不同的功能設(shè)計不同的吊艙。如圖5所示，是一個航拍功能的吊艙，在機身吊艙3內(nèi)部還裝有相機13、鏡頭9、相機電池10和鋰電池11。機身吊艙3內(nèi)還裝有飛控板12、電機、電子調(diào)速器、自動駕駛儀、數(shù)據(jù)通信模塊等飛控設(shè)備。

無人機上還安裝有超聲波傳感器、攝像頭、紅外傳感器、攻角傳感器和速度傳感器等。超聲波傳感器用于測量無人機與外界物體的距離，避免撞上其它物體。攝像頭用于采集圖像，通過圖像識別軟件，實現(xiàn)辨識物體的功能和降落過程中的導(dǎo)航與定位功能。紅外傳感器用來探測溫度，解決具有一定溫度的問題，可用來實現(xiàn)避免碰觸動物或人體的功能。

無人機上，電機連接電子調(diào)速器，電子調(diào)速器與舵機的引線與自動駕駛儀連接。機載傳感器與自動駕駛儀連接，自動駕駛儀與數(shù)據(jù)通信模塊連接，電池為自動駕駛儀以及電機以及舵機供電。

四個升力電機5用于垂直起降段的姿態(tài)控制與高度控制；尾推電機4用于提供巡航段的動力，用于巡航段平飛時的進行速度控制。兩個升降舵6和兩個方向舵7均由舵機控制，升降舵與方向舵用于巡航段平飛時的姿態(tài)控制。

本發(fā)明可拆卸混合式驅(qū)動垂直起降無人機，其中垂直起降模式與平飛模式控制策略如下表1所示。

表1垂直起降無人機控制策略

表1中給出了無人機在垂直起降模式和平飛模式下，在各種狀態(tài)下的控制方式。例如在垂直起降模式下，控制策略與四旋翼類似；而在巡航平飛過程中，速度控制與固定翼無人機類似，但是姿態(tài)控制可以由兩種途徑進行控制，除了氣動舵面控制外，還可以靠四個升力電機的差動進行控制。

由于無人機的機身吊艙可拆卸、更換，這種形式的設(shè)計結(jié)構(gòu)帶來的最大的問題在于不同的機身吊艙會導(dǎo)致整個無人機的質(zhì)量、氣動參數(shù)以及轉(zhuǎn)動慣量發(fā)生變化，這對于控制器的性能要求很高。準(zhǔn)確地說，這種結(jié)構(gòu)要求控制器能夠針對無人機結(jié)構(gòu)參數(shù)、氣動參數(shù)變化時具有較強的魯棒性與自適應(yīng)能力。而本發(fā)明將充分考慮這些因素針對混合式驅(qū)動垂直起降無人機的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程設(shè)計魯棒自適應(yīng)控制器。

模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，一般假設(shè)飛行器只進行縱向運動，橫側(cè)向不進行機動。

縱向運動方程如下所示：

其中，m為無人機的質(zhì)量，v為無人機的速度，μ為航跡傾角，α為攻角，q為俯仰角速率，p為尾推電機推力，l為升力，xd為阻力，g為重力加速度，mz為俯仰控制力拒，iz為俯仰轉(zhuǎn)動慣量。

縱向運動方程，對于速度控制回路來說，是一個質(zhì)心(位置環(huán))動力學(xué)方程，對其影響最大的因素是無人機質(zhì)量與阻力系數(shù)；而對于航跡角控制回路來說，是一個姿態(tài)動力學(xué)方程，根據(jù)牛頓定理以及工程經(jīng)驗，在剛體的轉(zhuǎn)動運動中，平動慣量(質(zhì)量)的影響相對于轉(zhuǎn)動慣量的影響可以近似忽略，因此對姿態(tài)運動影響較大的是轉(zhuǎn)動慣量、升力系數(shù)以及俯仰力矩系數(shù)。

考慮到速度控制回路為一階系統(tǒng)，系統(tǒng)較為簡單，而且一般要求對速度控制的平滑性較高，而且不同吊艙質(zhì)量變化范圍較大，因此可以采用自適應(yīng)滑?？刂品桨?。對于姿態(tài)控制回路來說，由于控制系統(tǒng)為三階系統(tǒng)，較為復(fù)雜，采用參數(shù)自適應(yīng)控制器將更為復(fù)雜，宜適合采用基于反推方法加前饋控制的魯棒自適應(yīng)控制策略。

下面說明速度控制回路。

公式(2)中的升力l＝l1+l2，l1為四個升力電機總拉力，l2為機翼產(chǎn)生的升力。l1(t)為四個升力力電機在t時刻的總拉力，初值l1(t0)＝mg，表明在初始時刻t0處于懸停狀態(tài)，μ(t0)＝α(t0)＝q(t0)＝0，即初始時刻的航跡傾角、攻角和俯仰角速率都為0。在模態(tài)轉(zhuǎn)換的時候，速度不斷增大，機翼產(chǎn)生的升力l2不斷增大，此時可以在有限時間內(nèi)將l1(t)減小至零。值得注意的是，在此階段時間中，速度一直會增大至巡航速度v巡航。為了使控制指令平滑，采用以下設(shè)定控制指令如下：

μd(t)＝0(5)

其中，tμ1、tμ2和tv分別是人為選定的固定時間點，tv表示選定的速度切換時間，tμ1為一固定時間，表示該時刻之前l(fā)1(t)大小為mg，tμ2也為一固定時刻，在此時刻前后，l1(t)大小變化如(3)表示。vd(t)為在t時刻的速度控制指令，μd(t)為在t時刻的航跡傾角控制指令。

將公式(1)改寫為如下形式：

其中，p′＝pcosα，xd＝0.5ρv²scd＝cdqs，q＝0.5ρv²為動壓，ρ表示空氣密度，s表示機翼參考面積，cd為時變未知的阻力系數(shù)。設(shè)控制指令為vd，控制誤差ev＝v-vd，v為無人機的實際速度，則

取控制律為：

其中，是cd的標(biāo)稱值。sign為符號函數(shù)，kv、δv為正的增益系數(shù)，表示對質(zhì)量m的估計值。δvsign(ev)為滑模項。

控制器通過自適應(yīng)的方法估計安裝不同機身吊艙時無人機的質(zhì)量。取lyapunov函數(shù)其中γ為一個正的系數(shù)。對其vv沿著系統(tǒng)軌線(8)求導(dǎo)得：

取自適應(yīng)律：

則有：

由于阻力系數(shù)殘差一般來說是有界的，而動壓q也是有界的，參考面積s也是有界的，因此，選擇則有

由barbalat引理可得，limt→∞ev＝0，并且速度控制回路的閉環(huán)系統(tǒng)所有信號有界。

本發(fā)明根據(jù)公式(8)所述的控制律，根據(jù)求取的p′，轉(zhuǎn)換為尾推電機的推力p，實現(xiàn)對速度的控制。

對于姿態(tài)運動回路方程，對公式(2)所示方程組改寫如下：

其中，機翼產(chǎn)生的升力ρ為空氣密度，q＝0.5ρv²為動壓，s為機翼參考面積，為攻角產(chǎn)生的升力系數(shù)，為零攻角升力系數(shù)；

俯仰控制力拒ca為機翼參考長度，δe為升降舵的控制舵偏角，cmα為攻角產(chǎn)生的俯仰力矩系數(shù)，為升降舵產(chǎn)生的俯仰力矩系數(shù)。

由于期望飛行狀態(tài)為平飛加速，則有

記m的標(biāo)稱值為m0，其中m∈[m1,m2]，m1和m2為兩個正常數(shù)，的標(biāo)稱值為的標(biāo)稱值為cmα的標(biāo)稱值為的標(biāo)稱值為iz的標(biāo)稱值為將公式(14)化為標(biāo)稱形式：

其中，各中間參數(shù)所代表的公式如下，

由于控制目的在于控制航跡角μ＝0，則采用反步策略。下面首先介紹一個技術(shù)性引理。

引理：給定任意一個小的正數(shù)ε＞0，對于任何以下不等式成立，

記

首先取其中|δ1|max為δ1的最大值，參數(shù)c1為正數(shù)。定義z2/b1＝α-αd，則有：

取第一個lyapunov函數(shù)：vμ＝0.5μ²，求導(dǎo)得：

然后，有：

取定義b1z3＝q-qd，則有：

參數(shù)c2為正數(shù)。

取第二個lyapunov函數(shù)：求導(dǎo)得：

對z3求導(dǎo)得：

取控制律：

參數(shù)c3為正數(shù)。|δ3|max為δ3的最大值。

取第三個lyapunov函數(shù)：求導(dǎo)得：

取整個閉環(huán)姿態(tài)運動回路的lyapunov函數(shù)為v2＝vμ+vq+ve，求導(dǎo)得：

因此，整個姿態(tài)控制回路的系統(tǒng)控制誤差最終一致有界，且最終由：由于ε任意小，則控制結(jié)果滿足要求。

本發(fā)明基于反推方法加前饋控制的魯棒自適應(yīng)控制方案對姿態(tài)角進行控制。反推控制體現(xiàn)在公式(25)之后的設(shè)計方法體系。前饋控制如虛擬控制指令qd中項，其余類似。魯棒自適應(yīng)指的虛擬控制指令qd中的σ(z2)一項，稱為魯棒自適應(yīng)項。本發(fā)明根據(jù)公式(30)所示的控制律來對姿態(tài)角進行控制。

本發(fā)明的無人機在整個飛行階段的控制策略是：垂直起飛，達到預(yù)定高度后進行定點懸停，通過尾推電機加速，使得前向速度增大至巡航速度，升力電機減速至零，此過程中，保持高度不變，即保持航跡傾角為零，實現(xiàn)平飛巡航。在降落的時候，無人機尾推電機減速，升力電機加速至抵消重力，此過程中阻力會使得前向速度減弱至零，四個升力電機調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速并且保持姿態(tài)的穩(wěn)定，使得無人機降落。

本發(fā)明實施例中，取質(zhì)量、轉(zhuǎn)動慣量、氣動系數(shù)拉偏10％。根據(jù)控制目的的分析，取如下的控制指令：

μd(t)＝0(35)

其中，

對應(yīng)的控制指令示意圖如圖6～8所示，模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的狀態(tài)變化如圖9～13所示。通過仿真圖可以看出，在0到20s內(nèi)，由于l1的存在，航跡傾角幾乎為0，速度按照設(shè)定好的指令進行加速，因此可實現(xiàn)定高水平加速。在20s到40s內(nèi)，由于l1逐漸減小到0，由于此時速度已經(jīng)達到30m/s的巡航速度，氣動力足夠大，此時航跡傾角控制器作用逐漸明顯，此時攻角逐漸增大以增加升力滿足定高飛行，航跡傾角控制效果符合要求，在此過程中，高度損失約為0.2m，幾乎不變。在40s以后，飛機實現(xiàn)巡航飛行。

可以看出，本方法設(shè)計的控制器首先能夠?qū)崿F(xiàn)由定高懸停狀態(tài)(v(t0)＝μ(t0)＝α(t0)＝q(t0)＝0)到巡航定高平飛狀態(tài)(v(tf)＝v巡航，μ(tf)＝0，其他狀態(tài)隨動)的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程，另一方面對參數(shù)的不確定性具有較強的自適應(yīng)性與魯棒性。

對本發(fā)明的混合式驅(qū)動垂直起降無人機進行氣動數(shù)據(jù)仿真，計算狀態(tài)：海平面，飛行速度30m/s。半模計算，攻角-2°～16°。

氣動參數(shù)cfd計算結(jié)果如圖14～圖17所示。其中，alpha表示攻角，cl表示升力系數(shù)，cd表示阻力系數(shù)系數(shù)，mz表示俯仰力矩系數(shù)，k表示升阻比。

通過計算得到升降舵舵效縱向靜穩(wěn)定，縱向操穩(wěn)比約等于1。

本發(fā)明的垂直起降無人機，一方面不需要機場跑道，部署方便，可以部署于平原、山地等地形，甚至是汽車、艦艇等移動平臺；另一方面，無人機能夠進行巡航飛行，飛行效率相對于旋翼無人機大大提高，而控制方面由于控制機構(gòu)冗余，其控制難度相對于尾座式以及推力矢量式無人機來說將降低，而且飛行安全性與可靠性提高。此外，在結(jié)構(gòu)方面，由于目前的垂直起降無人機采用機身固定結(jié)構(gòu)，這樣機載能力以及無人機功能都是有限的，本發(fā)明突破這個局限，采用可拆卸機身吊艙結(jié)構(gòu)與可拆卸機翼結(jié)構(gòu)，一方面能夠?qū)崿F(xiàn)對于不同載荷的要求，另一方面能夠?qū)崿F(xiàn)對于不同功能的要求，并且易于攜帶，節(jié)省運輸與儲存的空間。