一種固定翼無人機降落控制方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種固定翼無人機降落控制方法，包括：在下滑過程中，控制無人機上的螺旋槳反轉(zhuǎn)產(chǎn)生反推力，并通過調(diào)整舵面參數(shù)控制無人機以第一下滑角度減速下降；在無人機滑行速度達到第一速度，且通過機載定位裝置測得無人機距離地面為第一高度時，控制舵面使無人機進行180度翻轉(zhuǎn)，調(diào)整機體的重心位置；控制無人機以第二下滑角度減速下降；在無人機滑行速度達到第二速度，且通過機載定位裝置測得無人機距離地面為第二高度時，以第三下滑角度將無人機拉平，并控制螺旋槳停止工作；控制無人機經(jīng)過平飄、接地和著陸滑行過程后降落至地面。實現(xiàn)無人機的快速降落，降低無人機著陸控制的復(fù)雜度，并進一步保護無人機的搭載設(shè)備。
【專利說明】
一種固定翼無人機降落控制方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及航空飛行器設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種固定翼無人機降落控制方 法。
【背景技術(shù)】
[0002] 無人機一般分為固定翼與旋轉(zhuǎn)翼兩種類型，常規(guī)的固定翼無人機雖然具有速度 快、航程遠的優(yōu)點，但是起飛著陸有場地要求，同時無法進行空中定點懸浮;而旋翼無人機 可垂直起降，對起飛場地沒有要求，并可在空中懸停來執(zhí)行任務(wù)。
[0003] 其中，現(xiàn)有的小型無尾式固定翼無人機著陸過程一般分為五個階段:下滑，拉平， 平飄，接地和著陸滑行。目前，現(xiàn)有技術(shù)主要通過推低油門等手段逐漸減速并降低高度，降 落曲線皆接近一條斜線，其缺點是降落過程較長;降落階段無人機難以平穩(wěn)降落;易對安裝 于機身底部的設(shè)備如云臺，相機等造成碰撞傷害。
[0004] 由于現(xiàn)有的小型無尾式電動固定翼無人機巡航速度一般為20m/s左右，降落過程 中即使降低油門，其要使無人機減速至〇m/s所需的時間較長，且無人機難以平穩(wěn)降落;而螺 旋槳反轉(zhuǎn)的推力效能也無正轉(zhuǎn)的推力大，僅依靠螺旋槳反轉(zhuǎn)將使得無人機推力不足；即使 再配合襟翼控制減速、增加阻力、調(diào)整下降的角度，但需要控制無人機在一個比較緩慢的速 度下，一邊向前飛行，一邊下降，還要避免失速，期間還要伴隨風(fēng)向風(fēng)速進行調(diào)整，因此無人 機著陸控制過程非常復(fù)雜，現(xiàn)有的這些無人機著陸控制手段還需優(yōu)化。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是，提供一種固定翼無人機降落控制方法，實現(xiàn)無人 機的快速降落，降低無人機著陸控制的復(fù)雜度，并進一步保護無人機的搭載設(shè)備。
[0006] 為解決以上技術(shù)問題，本發(fā)明實施例提供一種固定翼無人機降落控制方法，包括：
[0007] 在下滑過程中，控制無人機上的螺旋槳反轉(zhuǎn)產(chǎn)生反推力，并通過調(diào)整舵面參數(shù)控 制所述無人機以第一下滑角度減速下降；
[0008] 在所述無人機滑行速度達到第一速度，且通過機載定位裝置測得所述無人機距離 地面為第一高度時，控制舵面使所述無人機進行180度翻轉(zhuǎn)，調(diào)整機體的重心位置；
[0009] 控制所述無人機以第二下滑角度減速下降;所述第二下滑角度大于所述第一下滑 角度；
[0010]在所述無人機滑行速度達到第二速度，且通過機載定位裝置測得所述無人機距離 地面為第二高度時，以第三下滑角度將所述無人機拉平，并控制所述螺旋槳停止工作;所述 第二速度小于所述第一速度;所述第二高度小于第一高度，所述第三下滑角度小于所述第 一下滑角度；
[0011] 控制所述無人機經(jīng)過平飄、接地和著陸滑行過程后降落至地面。
[0012] 在一種可實現(xiàn)的方式中，所述控制舵面使所述無人機進行180度翻轉(zhuǎn)，調(diào)整機體的 重心位置，包括:輸入無人機的預(yù)設(shè)滾轉(zhuǎn)角，將所述預(yù)設(shè)滾轉(zhuǎn)角輸入至PID系統(tǒng)中產(chǎn)生第一 輸出控制信號;檢測所述第一輸出控制信號是否為有效信號;并在所述第一輸出控制信號 為有效信號時，將所述第一輸出控制信號輸入到舵機，由舵機控制舵面的轉(zhuǎn)動，從而改變無 人機的航向和控制無人機的滾轉(zhuǎn)。
[0013] 優(yōu)選地，當所述第一輸出控制信號不超出滾轉(zhuǎn)角的速率限幅和舵面限幅時，所述 第一輸出控制信號為有效信號;反之，所述第一輸出控制信號為無效信號。
[0014] 進一步地，所述控制舵面使所述無人機進行180度翻轉(zhuǎn)，調(diào)整機體的重心位置，還 包括:通過陀螺儀實時監(jiān)測所述無人機的實際滾轉(zhuǎn)角度和實際滾轉(zhuǎn)角速度信號，對所述預(yù) 設(shè)滾轉(zhuǎn)角進行調(diào)節(jié)，以減小所述無人機的滾轉(zhuǎn)誤差。
[0015] 再進一步地，所述控制舵面使所述無人機進行180度翻轉(zhuǎn)，調(diào)整機體的重心位置， 還包括:通過將所述無人機進行180度翻轉(zhuǎn)，將機體的重心位置從機體的下部位置調(diào)整為機 體的上部位置，并將無人機的上單翼氣動布局相應(yīng)調(diào)整為下單翼氣動布局。
[0016] 優(yōu)選地，所述的固定翼無人機降落控制方法，還包括：
[0017] 根據(jù)所述無人機的各個下滑角度，實時調(diào)整無人機的俯仰角，并將所述俯仰角輸 入至PID系統(tǒng)中產(chǎn)生第二輸出控制信號;檢測所述第二輸出控制信號是否為有效信號;將所 述第二輸出控制信號輸入到舵機，通過所述舵機控制舵面的轉(zhuǎn)動，改變無人機的升力大小， 以形成無人機抬頭或低頭的姿態(tài)。
[0018] 其中，所述第二輸出控制信號不超出俯仰角的速率限幅和舵面限幅時，所述第二 輸出控制信號為有效信號;反之，所述第二輸出控制信號為無效信號。
[0019] 進一步地，根據(jù)所述無人機的各個下滑角度，實時調(diào)整無人機的俯仰角，還包括： 通過陀螺儀實時監(jiān)測所述無人機的實際俯仰角度和實際俯仰角速度信號，對各個下滑角度 進行調(diào)節(jié)，以減小所述無人機抬頭或低頭的擺動誤差。
[0020] 本發(fā)明實施例提供的固定翼無人機降落控制方法，在無人機下滑降落過程中，通 過螺旋槳反轉(zhuǎn)產(chǎn)生反推力，控制舵面使無人機以一定的斜率或下滑角度減速下降，在無人 機下滑至距離地面一定高度時，控制舵面使無人機翻轉(zhuǎn)180度，將無人機的上單翼氣動布局 改變?yōu)橄聠我聿季?；因上單翼布局的無人機，重心在機體下方，機體較為穩(wěn)定;而下單翼布 局的無人機，重心在機體上方，機體靈活，機動性強；因氣動布局的改變，氣流流經(jīng)機體上下 表面的流速與動壓分布改變(機身上表面的流速較下表面的流速快，機身上表面的壓強較 下表面的壓強小)等相應(yīng)改變，由動壓差產(chǎn)生的升力與阻力也隨之改變。以上整個過程的綜 合作用是增加了無人機的擾流阻力和減小了升力；因無人機受的阻力變大，從而速度下降 更快，減少了降落滑行距離，并能起到進一步保護搭載設(shè)備的作用。
【附圖說明】
[0021] 圖1是本發(fā)明提供的一種固定翼無人機降落控制方法的一個實施例的過程示意 圖。
[0022] 圖2是本發(fā)明提供的無人機地面坐標系與各個角度的關(guān)系示意圖。
[0023] 圖3是本發(fā)明提供的調(diào)整無人機滾轉(zhuǎn)角或俯仰角的一種實現(xiàn)方式的過程示意圖。
【具體實施方式】
[0024]下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進行清楚、完 整地描述。
[0025] 參見圖1，是本發(fā)明提供的一種固定翼無人機降落控制方法的一個實施例的過程 示意圖。
[0026] 具體實施時，本實施例提供的固定翼無人機降落控制方法，具體包括以下過程：
[0027] 步驟SI:在下滑過程中，控制無人機上的螺旋槳反轉(zhuǎn)產(chǎn)生反推力，并通過調(diào)整舵面 參數(shù)控制所述無人機以第一下滑角度91減速下降；
[0028] 步驟S2 :在所述無人機滑行速度達到第一速度^，且通過機載定位裝置測得所述 無人機距離地面為第一高度出時，控制舵面使所述無人機進行180度翻轉(zhuǎn)，調(diào)整機體的重心 位置；
[0029] 步驟S3:控制所述無人機以第二下滑角度θ2減速下降;所述第二下滑角度θ2大于所 述第一下滑角度θ 1;
[0030] 步驟S4:在所述無人機滑行速度達到第二速度^，且通過機載定位裝置測得所述 無人機距離地面為第二高度出時，以第三下滑角度θ 3將所述無人機拉平，并控制所述螺旋槳 停止工作;所述第二速度V2小于所述第一速度V 1;所述第二高度H2小于第一高度H1，所述第 三下滑角度θ3小于所述第一下滑角度Q 1;
[0031] 步驟S5:控制所述無人機經(jīng)過平飄、接地和著陸滑行過程后降落至地面。
[0032] 參看圖2,是本發(fā)明提供的無人機地面坐標系與各個角度的關(guān)系示意圖。在圖2中， 0為俯仰角，Φ為偏航角，Φ為滾轉(zhuǎn)角。
[0033] 具體地，在無人機下滑過程中，螺旋槳反轉(zhuǎn)產(chǎn)生反推力，可以通過舵機控制舵面使 無人機以斜率或下滑角度S1(優(yōu)選10°~15°)減速下降；在下滑一段距離后至無人機下降到 距離地面Hi = 75米(可通過機載GPS實時測定)時，控制空速下降至Vi = 10~15米/秒，開始控 制舵面(滾轉(zhuǎn)角Φ)使無人機進行180°翻轉(zhuǎn)，在此過程中螺旋槳繼續(xù)反轉(zhuǎn)，無人機繼續(xù)保持 比較大的下滑角度θ 2(優(yōu)選15°~20°);完成此過程時，無人機空速可下降Sv2= 10米/秒，距 地高度H2約為10~15米;此后以較小的下滑角度θ3(優(yōu)選5°~10°)進行無人機拉平，螺旋槳 可停止工作;然后控制無人機平飄，接地與滑行，最終降落至地面。
[0034] 舵機是一種位置(角度)伺服的驅(qū)動器，適用于需要角度不斷變化并可以保持的控 制系統(tǒng);在本實施例中，由于舵機是控制舵面轉(zhuǎn)動的驅(qū)動裝置，舵面的限幅可以通過調(diào)整舵 機內(nèi)部參數(shù)(例如調(diào)整舵機脈沖的高電平時間為1.0ms可使舵機轉(zhuǎn)動45°)，并配合合理的安 裝進行實現(xiàn)。
[0035] 參看圖3,是本發(fā)明提供的調(diào)整無人機滾轉(zhuǎn)角或俯仰角的一種實現(xiàn)方式的過程示 意圖。
[0036] 其中，在本實施例的步驟S2中，所述控制舵面使所述無人機進行180度翻轉(zhuǎn)，調(diào)整 機體的重心位置，具體包括：
[0037]步驟S21 :輸入無人機的預(yù)設(shè)滾轉(zhuǎn)角Φ 〇,將所述預(yù)設(shè)滾轉(zhuǎn)角Φ 〇輸入至PID (Proportional Integral Derivative，比例-積分-微分控制器)系統(tǒng)中產(chǎn)生第一輸出控制 信號ul;
[0038]步驟S22:檢測所述第一輸出控制信號U1是否為有效信號；具體地，當所述第一輸 出控制信號ul不超出滾轉(zhuǎn)角Φ的速率限幅和舵面限幅時，所述第一輸出控制信號m為有效 信號;反之，所述第一輸出控制信號m為無效信號。
[0039] 步驟S23:并在所述第一輸出控制信號m為有效信號時，將所述第一輸出控制信號 m輸入到舵機，由舵機控制舵面的轉(zhuǎn)動，從而改變無人機的航向和控制無人機的滾轉(zhuǎn)。
[0040] 具體實施時，本實施例還包括對滾轉(zhuǎn)角以及滾轉(zhuǎn)角速度的反饋調(diào)制的過程，所述 控制舵面使所述無人機進行180度翻轉(zhuǎn)，調(diào)整機體的重心位置，還包括：
[0041] 步驟S24:通過陀螺儀實時監(jiān)測所述無人機的實際滾轉(zhuǎn)角度和實際滾轉(zhuǎn)角速度信 號，對所述預(yù)設(shè)滾轉(zhuǎn)角進行調(diào)節(jié)，以減小所述無人機的滾轉(zhuǎn)誤差。
[0042] 優(yōu)選地，所述控制舵面使所述無人機進行180度翻轉(zhuǎn)，調(diào)整機體的重心位置，具體 為:通過將所述無人機進行180度翻轉(zhuǎn)，將機體的重心位置從機體的下部位置調(diào)整為機體的 上部位置，并將無人機的上單翼氣動布局相應(yīng)調(diào)整為下單翼氣動布局。
[0043] 在降落過程中，由于氣動布局的改變，氣流流經(jīng)機體上下表面的流速與動壓等相 應(yīng)發(fā)生變化；因上下表面的動壓分布改變(機身上表面的流速較下表面快，上表面的壓強較 下表面的壓強?。?，由動壓差產(chǎn)生的升力與阻力也隨之改變，這個過程綜合作用是為無人機 增加了擾流阻力，減小了升力；因無人機受的阻力變大，從而速度下降更快。此外，因上單翼 氣動布局的無人機的重心位于機體的下部位置，機體較穩(wěn)定；當無人機調(diào)整為下單翼氣動 布局，重心在機體的上部位置，機體更加靈活，機動性強。
[0044] 與圖3中調(diào)整無人機滾轉(zhuǎn)角的方式類似，本發(fā)明實施例還可以進一步調(diào)整無人機 的俯仰角，以實現(xiàn)對無人機的轉(zhuǎn)彎，航向以及滾轉(zhuǎn)等控制。
[0045] 具體地，所述的固定翼無人機降落控制方法，還包括：
[0046] 在所述步驟S21中，進一步地，根據(jù)所述無人機的各個下滑角度(0^02,03)，實時調(diào) 整無人機的俯仰角，并將所述俯仰角輸入至PID系統(tǒng)中產(chǎn)生第二輸出控制信號u2;
[0047] 在所述步驟S22中，進一步地，檢測所述第二輸出控制信號u2是否為有效信號；具 體地，所述第二輸出控制信號u2不超出俯仰角的速率限幅和舵面限幅時，所述第二輸出控 制信號u2為有效信號;反之，所述第二輸出控制信號u2為無效信號。
[0048] 在所述步驟S23中，進一步地，將所述第二輸出控制信號u2輸入到舵機，通過所述 舵機控制舵面的轉(zhuǎn)動，改變無人機的升力大小，以形成無人機抬頭或低頭的姿態(tài)。
[0049] 此外，本實施例還包括對俯仰角和俯仰角速度的反饋調(diào)制的過程。具體地，根據(jù)所 述無人機的各個下滑角度，實時調(diào)整無人機的俯仰角，還包括：
[0050] 在所述步驟S24中，進一步地，通過陀螺儀實時監(jiān)測所述無人機的實際俯仰角度和 實際俯仰角速度信號，對各個下滑角度進行調(diào)節(jié)，以減小所述無人機抬頭或低頭的擺動誤 差。
[0051] 將測出的滾轉(zhuǎn)角或俯仰角信號反饋到進行PID運算之前，對比當前的實際滾轉(zhuǎn)角/ 俯仰角與期望的滾轉(zhuǎn)角/俯仰角，進行運算得出需要變化或調(diào)節(jié)的滾轉(zhuǎn)角/俯仰角度值，再 進行PID運算，減少誤差。同樣地，實際的滾轉(zhuǎn)角速度/俯仰角速度也需反饋到舵機伺服器， 與滾轉(zhuǎn)角速率限幅/俯仰角速率限幅一起進行運算得出舵面的轉(zhuǎn)動速率，再輸入到舵機中 對無人機進行控制。
[0052]滾轉(zhuǎn)角控制原理與俯仰角控制原理基本相同，兩者主要區(qū)別在于:與滾轉(zhuǎn)角相對 應(yīng)的姿態(tài)參數(shù)為無人機的轉(zhuǎn)彎，航向，及對無人機進行滾轉(zhuǎn)控制;而與俯仰角相對應(yīng)的姿態(tài) 參數(shù)為無人機的升力，抬頭/低頭的趨勢。
[0053]在PID運算過程中，由無人機的動力學(xué)方程(總外力矩=總慣性力矩，姿態(tài)的變化 率，角速度分量與無人機的旋轉(zhuǎn)運動的動力學(xué)方程聯(lián)系在一起)及運動學(xué)方程，可以通過以 下多個微分方程計算出用于控制無人機姿態(tài)的相應(yīng)參數(shù)，即PID參數(shù)，包括以下微分運算： [0054] 1)在計算無人機在地面坐標系中的線速度時，可以通過對無人機的各個方向的位 移P進行對時間的微分運算獲得：
[0056] 其中，上式（1)中的下標參數(shù)g表示地面坐標系;Vxg，Vyg，Vzg為地面坐標系三個方向 的線速度，P xg，Pyg，Pzg為無人機在地面坐標系三個方向上的位移。
[0057] 2)通過對無人機的本體坐標系b各個方向的線速度進行微分運算，可以獲得以下 關(guān)系式：
[0059]其中，上式(2)中的下標參數(shù)b表示無人機的本體坐標系;Vxb，Vyb，V zb為無人機本體 坐標系三個方向的線速度，《xb，Wyb，COzb為無人機在本體坐標系三個方向上的角速度;Fxb， Fyb，F(xiàn)zb為無人機本體坐標系三個方向的力，m為無人機的質(zhì)量。
[0060] 3)對無人機的在本體坐標系各個方向的角度進行微分運算：
[0062] 其中，上式(3)中的下標參數(shù)b表示無人機的本體坐標系；coxb，coyb，cozb為無人機 在本體坐標系三個方向上的角速度;Θ為無人機的俯仰角，φ為無人機的偏航角，φ為無人機 的滾轉(zhuǎn)角?？梢酝ㄟ^式子(3)計算出無人機相應(yīng)的俯仰角或滾轉(zhuǎn)角等角度/方向參數(shù)。
[0063] 4)計算出無人機的在本體坐標系各個方向的角速度：
[0064]
[0065] 其中，上式(4)中的下標參數(shù)b表示無人機的本體坐標系；coxb，coyb，cozb為無人機 在本體坐標系三個方向上的角速度;I為轉(zhuǎn)動慣量，M為力矩;Ρε為無人機的電機功率。
[0066] 在本實施例中，由期望的爬升斜率、滾轉(zhuǎn)方向及速度，根據(jù)以上四組運動(微分)方 程，可計算出所對應(yīng)的俯仰角度、滾轉(zhuǎn)角度。
[0067] 在無人機的控制系統(tǒng)中，把預(yù)設(shè)的或期望的滾轉(zhuǎn)角/俯仰角度輸入PID系統(tǒng)，根據(jù) 以上四組微分方程其可轉(zhuǎn)化成對應(yīng)的輸出控制信號，再考慮滾轉(zhuǎn)角/俯仰角的變化速率的 限制（由舵機性能決定)和舵面的轉(zhuǎn)動幅度限制(輸出控制信號不能超出俯仰角的速率限幅 和舵面限幅），就可以把輸出控制信號u輸入到舵機，由舵機控制舵面的轉(zhuǎn)動從而使無人機 升力、航向等參數(shù)改變，實現(xiàn)無人機的180度翻轉(zhuǎn)。具體實施時，進一步通過陀螺儀測出實際 的俯仰角及其對應(yīng)的俯仰角速度，以及，實際的滾轉(zhuǎn)角及其對應(yīng)的滾轉(zhuǎn)角速度，將實際監(jiān)測 獲得的角度以及角速度反饋至PID中進行調(diào)節(jié)，以減小誤差。
[0068] 本發(fā)明實施例提供的固定翼無人機降落控制方法，在無人機下滑降落過程中，通 過螺旋槳反轉(zhuǎn)產(chǎn)生反推力，控制舵面使無人機以一定的斜率或下滑角度減速下降，在無人 機下滑至距離地面一定高度時，控制舵面使無人機翻轉(zhuǎn)180度，將無人機的上單翼氣動布局 改變?yōu)橄聠我聿季郑灰蛏蠁我聿季值臒o人機，重心在機體下方，機體較為穩(wěn)定;而下單翼布 局的無人機，重心在機體上方，機體靈活，機動性強；因氣動布局的改變，氣流流經(jīng)機體上下 表面的流速與動壓分布改變等相應(yīng)改變，由動壓差產(chǎn)生的升力與阻力也隨之改變。以上整 個過程的綜合作用是增加了無人機的擾流阻力和減小了升力；因無人機受的阻力變大，從 而速度下降更快，減少了降落滑行距離，并能起到進一步保護搭載設(shè)備的作用。
[0069] 以上所述是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應(yīng)當指出，對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員 來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也視為 本發(fā)明的保護范圍。
【主權(quán)項】
1. 一種固定翼無人機降落控制方法，其特征在于，包括： 在下滑過程中，控制無人機上的螺旋槳反轉(zhuǎn)產(chǎn)生反推力，并通過調(diào)整舵面參數(shù)控制所 述無人機以第一下滑角度減速下降； 在所述無人機滑行速度達到第一速度，且通過機載定位裝置測得所述無人機距離地面 為第一高度時，控制舵面使所述無人機進行180度翻轉(zhuǎn)，調(diào)整機體的重心位置； 控制所述無人機以第二下滑角度減速下降；所述第二下滑角度大于所述第一下滑角 度； 在所述無人機滑行速度達到第二速度，且通過機載定位裝置測得所述無人機距離地面 為第二高度時，以第三下滑角度將所述無人機拉平，并控制所述螺旋槳停止工作;所述第二 速度小于所述第一速度;所述第二高度小于第一高度，所述第三下滑角度小于所述第一下 滑角度； 控制所述無人機經(jīng)過平飄、接地和著陸滑行過程后降落至地面。2. 如權(quán)利要求1所述的固定翼無人機降落控制方法，其特征在于，所述控制舵面使所述 無人機進行180度翻轉(zhuǎn)，調(diào)整機體的重心位置，包括： 輸入無人機的預(yù)設(shè)滾轉(zhuǎn)角，將所述預(yù)設(shè)滾轉(zhuǎn)角輸入至PID系統(tǒng)中產(chǎn)生第一輸出控制信 號； 檢測所述第一輸出控制信號是否為有效信號； 并在所述第一輸出控制信號為有效信號時，將所述第一輸出控制信號輸入到舵機，由 舵機控制舵面的轉(zhuǎn)動，從而改變無人機的航向和控制無人機的滾轉(zhuǎn)。3. 如權(quán)利要求2所述的固定翼無人機降落控制方法，其特征在于，當所述第一輸出控制 信號不超出滾轉(zhuǎn)角的速率限幅和舵面限幅時，所述第一輸出控制信號為有效信號;反之，所 述第一輸出控制信號為無效信號。4. 如權(quán)利要求2所述的固定翼無人機降落控制方法，其特征在于，所述控制舵面使所述 無人機進行180度翻轉(zhuǎn)，調(diào)整機體的重心位置，還包括： 通過陀螺儀實時監(jiān)測所述無人機的實際滾轉(zhuǎn)角度和實際滾轉(zhuǎn)角速度信號，對所述預(yù)設(shè) 滾轉(zhuǎn)角進行調(diào)節(jié)，以減小所述無人機的滾轉(zhuǎn)誤差。5. 如權(quán)利要求2所述的固定翼無人機降落控制方法，其特征在于，所述控制舵面使所述 無人機進行180度翻轉(zhuǎn)，調(diào)整機體的重心位置，還包括： 通過將所述無人機進行180度翻轉(zhuǎn)，將機體的重心位置從機體的下部位置調(diào)整為機體 的上部位置，并將無人機的上單翼氣動布局相應(yīng)調(diào)整為下單翼氣動布局。6. 如權(quán)利要求1所述的固定翼無人機降落控制方法，其特征在于，還包括： 根據(jù)所述無人機的各個下滑角度，實時調(diào)整無人機的俯仰角，并將所述俯仰角輸入至 PID系統(tǒng)中產(chǎn)生第二輸出控制信號； 檢測所述第二輸出控制信號是否為有效信號； 將所述第二輸出控制信號輸入到舵機，通過所述舵機控制舵面的轉(zhuǎn)動，改變無人機的 升力大小，以形成無人機抬頭或低頭的姿態(tài)。7. 如權(quán)利要求6所述的固定翼無人機降落控制方法，其特征在于，所述第二輸出控制信 號不超出俯仰角的速率限幅和舵面限幅時，所述第二輸出控制信號為有效信號;反之，所述 第二輸出控制信號為無效信號。8.如權(quán)利要求6所述的固定翼無人機降落控制方法，其特征在于，根據(jù)所述無人機的各 個下滑角度，實時調(diào)整無人機的俯仰角，還包括： 通過陀螺儀實時監(jiān)測所述無人機的實際俯仰角度和實際俯仰角速度信號，對各個下滑 角度進行調(diào)節(jié)，以減小所述無人機抬頭或低頭的擺動誤差。
【文檔編號】G05D1/10GK105923147SQ201610399702
【公開日】2016年9月7日
【申請日】2016年6月7日
【發(fā)明人】李宛隆, 柯宗澤, 吳寬, 趙麗麗, 黃澤棟, 陳業(yè)宏, 林曉鑫, 曾祥輝, 翁文輝, 歐陽可誠, 江俊奇
【申請人】廣東泰高新技術(shù)發(fā)展有限公司, 廣東泰一高新技術(shù)發(fā)展有限公司