一种具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机

1.本发明属于低初速固定翼空投无人机技术领域，具体涉及一种具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机。


背景技术：

2.随着航空技术的发展，固定翼无人机已广泛应用于战场侦察打击、抢险救灾等军事或民用领域。然而，传统固定翼无人机大多采用地面起飞的方式，受起飞场地、续航时间等因素的约束，难以在复杂地理环境或者远程任务下使用。空投固定翼无人机是借助低速空中搭载平台(比如热气球、飞艇、飞行器等)投放作业的飞行器，可突破场地、续航时间等约束，有效解决该问题。
3.然而，当直接从空中平台投放时，固定翼无人机由于初速度远低于失速速度从而进入螺旋状态。主要原因是过低的初速度导致气流无法在副翼产生足够升力，致使无人机难以建立稳定的控制状态。这些因素导致固定翼空投无人机难以通过气动控制解除螺旋状态。
4.目前实现固定翼无人机空投并解除螺旋的手段主要是通过额外辅助装置来解决这一问题，例如伞降投放法和外力助推投放法。伞降投放法的实现方式是将多个装有无人机的集装箱装载在运输机舱内，随运输机运输至作战区域。当飞到预定位置时投出集装箱，之后打开箱体自带的降落伞等气动力阻尼设备。通过这些设备调整箱体姿态,待其平稳后箱门打开，自动滑出无人机，实现无人机的空中投放(无人机他力发射技术综述，指挥与控制学报，2018.3(4)；201520253127.4一种折叠式空投无人机)。但是该方法在空投过程中耗费长，目标大，并且受气象环境影响大，这些因素约束了该方案的应用领域。
5.外力助推投放法的实现方式是在空中投放平台安装发射机构，通过发射机构中的弹射器或者无人机内部的助推器为无人机提供起飞所需的助推力(cn212313885u一种蜂群无人机空中发射装置；cn109229410a一种旋转式无人机空中发射方法及装置；空投型无人子系统研究与设计，计算机测量与控制，2022.30(5))。但是这种投放方式需要在空投平台中安装复杂的发射机构。不但额外占据运输平台空间和载重，而且对空投平台的安全性产生影响。


技术实现要素：

6.为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供了一种具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机。本发明要解决的技术问题通过以下技术方案实现：
7.本发明提供了一种具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机，包括：无人机机体、飞控系统、动力装置和自主平衡装置，其中，
8.所述飞控系统、所述动力装置和所述自主平衡装置均安装在所述无人机机体上；
9.所述动力装置，用于为无人机提供飞行动力；
10.所述飞控系统，用于控制所述无人机实现飞行任务；
11.所述自主平衡装置，用于为无人机提供解旋时所需的反角动量。
12.在本发明的一个实施例中，所述自主平衡装置与所述无人机机体捷联安装；所述自主平衡装置包括姿态传感器、主控制器、电机组件和动量轮组件；
13.其中，所述动量轮组件包括三个镂空正交梁型的动量轮，所述三个镂空正交梁型的动量轮对应位于机体坐标系的x、y、z三个轴向方向，所述三个镂空正交梁型的动量轮组合形成中空的立方体结构；
14.所述姿态传感器、所述主控制器和所述电机组件均位于所述立方体结构内部；
15.所述姿态传感器用于测量所述无人机当前的姿态数据；
16.所述电机组件包括三个电机，所述三个电机与所述三个镂空正交梁型动量轮对应连接；
17.所述主控制器根据所述无人机的当前的姿态数据与预设的目标姿态数据，计算得到矫正当前无人机姿态所需的动量轮组件的转速，并驱动所述电机组件转动以带动所述动量轮组件转动产生反角动量，实现对所述无人机的姿态矫正。
18.在本发明的一个实施例中，所述姿态数据包括无人机的滚转角、俯仰角和偏航角。
19.在本发明的一个实施例中，所述自主平衡装置还包括电机转速控制器和三个电机编码器，其中，
20.所述三个电机编码器对应安装所述三个电机上，用于测量每个电机对应的实际转速，并将所述实际转速发送至所述电机转速控制器；
21.所述电机转速控制器，用于根据所述实际转速与每个电机对应的目标转速，计算得到每个电机对应的转动误差，并将所述转动误差发送至所述主控制器；
22.相应地，所述主控制器还用于根据所述转动误差驱动相应的电机转动，以对所述电机的转动误差进行矫正。
23.在本发明的一个实施例中，所述无人机机体的飞机翼展满足以下设计条件：
[0024][0025]
其中，jw表示自主平衡装置的动量轮的转动惯量，w表示无人机的质量，b表示飞机翼展，k
x
为统计系数，βf表示无人机机体的角加速度、βw表示动量轮的角加速度。
[0026]
在本发明的一个实施例中，所述自主平衡装置还包括外部壳体，所述外部壳体呈流线型设计，所述姿态传感器、所述主控制器、所述电机组件和所述动量轮组件均位于所述外部壳体内部。
[0027]
本发明提供了一种低初速空投固定翼无人机的自主解旋方法，适用于上述任一项实施例所述的具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机，包括：
[0028]
姿态传感器实时测量得到无人机当前的姿态数据，所述姿态数据包括无人机的滚转角、俯仰角和偏航角；
[0029]
主控制器根据所述无人机的当前的姿态数据与预设的目标姿态数据之间的差值，计算得到矫正当前无人机姿态所需的动量轮组件的转速，利用pid控制算法计算生成pwm波；
[0030]
电机组件根据接收的所述pwm波转动，带动与所述电机组件连接的动量轮组件转
动产生反角动量，实现对所述无人机的实时姿态矫正；
[0031]
其中，在实时姿态矫正过程中，动力装置为所述无人机提供飞行动力直至所述无人机在任务方向提高空速至目标速度，实现无人机解旋。
[0032]
在本发明的一个实施例中，在无人机解旋完成后，控制自主平衡装置从无人机机体上脱落以减轻无人机重量；
[0033]
或者，在无人机解旋完成后，在后续无人机的飞行任务执行过程中利用自主平衡装置辅助飞控系统实现对无人机的姿态调节。
[0034]
与现有技术相比，本发明的有益效果在于：
[0035]
1.本发明的具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机，不需外部设备实现解旋，而是通过设置的自主平衡装置产生的反角动量抑制无人机的螺旋状态，实现无人机的自主解旋，而且无人机空中姿态调整时间更短，相比于传统伞降空投方法目标更小；
[0036]
2.本发明的具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机，无需辅助装置可实现自由高空投放，对空投平台要求不高，在同等载重量空投平台下可装载的无人机数量更多，而且可以在低初速初始状态下空投，可用于热气球、飞艇等高空悬停的投放平台中；
[0037]
3.本发明的具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机，自主平衡装置与无人机机体捷联安装，在无人机解除螺旋后，可抛弃自主平衡装置，有效减少载重，增加无人机的巡航时间，提升无人机集群对作战区域的压制能力。
[0038]
上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其他目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举较佳实施例，并配合附图，详细说明如下。
附图说明
[0039]
图1是本发明实施例提供的一种具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机的结构框图；
[0040]
图2是本发明实施例提供的一种具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机的结构示意图；
[0041]
图3是本发明实施例提供的一种自主平衡装置的结构框图；
[0042]
图4是本发明实施例提供的一种自主平衡装置的控制过程示意图；
[0043]
图5是本发明实施例提供的一种动量轮组件的结构示意图；
[0044]
图6是本发明实施例提供的一种镂空正交梁型的动量轮的结构示意图。
[0045]
图7是本发明实施例提供的一种不同螺旋角加速度下扭矩和最大翼展关系图。
具体实施方式
[0046]
为了进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效，以下结合附图及具体实施方式，对依据本发明提出的一种具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机进行详细说明。
[0047]
有关本发明的前述及其他技术内容、特点及功效，在以下配合附图的具体实施方式详细说明中即可清楚地呈现。通过具体实施方式的说明，可对本发明为达成预定目的所采取的技术手段及功效进行更加深入且具体地了解，然而所附附图仅是提供参考与说明之
用，并非用来对本发明的技术方案加以限制。
[0048]
实施例一
[0049]
请结合参见图1和图2，图1是本发明实施例提供的一种具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机的结构框图；图2是本发明实施例提供的一种具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机的结构示意图。如图所示，本实施例的具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机，包括：无人机机体1、飞控系统4、动力装置2和自主平衡装置3。其中，飞控系统4、动力装置2和自主平衡装置3均安装在无人机机体1上。动力装置2用于为无人机提供飞行动力；飞控系统4用于控制无人机实现飞行任务；自主平衡装置3用于为无人机提供解旋时所需的反角动量。
[0050]
其中，无人机机体1、飞控系统4、动力装置2是现有技术中固定翼无人机装置的通用装置，在此不做赘述。
[0051]
可选地，自主平衡装置3与无人机机体1捷联安装，方便在无人机完成自主解旋后，控制自主平衡装置3从无人机机体1上脱落，抛弃自主平衡装置，有效减少无人机载重，增加无人机的巡航时间，提升无人机集群对作战区域的压制能力。
[0052]
在本实施例中，自主平衡装置3用于为空投无人机提供解旋时所需的反角动量。自主平衡装置3输出的角动量与无人机螺旋方向相反时，可抑制并解除无人机的螺旋状态。
[0053]
当无人机空投后进入螺旋状态时，飞控系统4控制自主平衡装置3实时提供解旋时所需的反角动量，同时，根据无人机姿态稳定情况调整无人机舵面，减少无人机气动对反角动量的衰减。该过程周而复始，直至无人机姿态逐渐稳定，同时调整无人机朝向，并启动动力装置完成从空投、解旋到巡航的过程。
[0054]
结合参见图3、所示的本发明实施例提供的一种自主平衡装置的结构框图，本实施例的自主平衡装置3包括姿态传感器、主控制器、电机组件和动量轮组件。如图5所示，动量轮组件包括三个镂空正交梁型的动量轮，三个镂空正交梁型的动量轮对应位于机体坐标系的x、y、z三个轴向方向，三个镂空正交梁型的动量轮组合形成中空的立方体结构。
[0055]
由于自主平衡装置3主要靠电机驱动动量轮产生抑制螺旋的反角动量。而设计用于无人机的动量轮时，一方面考虑无人机总体载荷能力，另一方面需要考虑动量轮的电机驱动能力。因此需要动量轮具有质量轻、转动惯量大的特点。在本实施例中，动量轮采取如图6所示的镂空正交梁型的结构，相比于圆盘形、凹形动量轮，相同质量下可提供更高的转动惯量。以质量为50g，外径10cm的动量轮为例，采用镂空正交梁型结构的动量轮转动惯量相比圆盘形可提高约3倍。
[0056]
在一个可选地实施方式中，姿态传感器、主控制器和电机组件均位于立方体结构内部。
[0057]
其中，姿态传感器用于测量无人机当前的姿态数据，姿态数据包括无人机的滚转角、俯仰角和偏航角。电机组件包括三个电机，三个电机与三个镂空正交梁型动量轮对应连接。
[0058]
在一个可选地实施方式中，主控制器根据无人机的当前的姿态数据与预设的目标姿态数据，计算得到矫正当前无人机姿态所需的动量轮组件的转速，并驱动电机组件转动以带动动量轮组件转动产生反角动量，实现对无人机的姿态矫正。
[0059]
在本实施例中，目标姿态数据是无人机在目标方向的滚转角、俯仰角和偏航角。
[0060]
在一个可选地实施方式中，自主平衡装置还包括电机转速控制器和三个电机编码器。其中，三个电机编码器对应安装三个电机上，用于测量每个电机对应的实际转速，并将实际转速发送至电机转速控制器；电机转速控制器用于根据实际转速与每个电机对应的目标转速，计算得到每个电机对应的转动误差，并将转动误差发送至主控制器；相应地，主控制器还用于根据转动误差驱动相应的电机转动，以对电机的转动误差进行矫正。
[0061]
在本实施例中，每个电机对应的目标转速，也就是主控制器计算得到的矫正当前无人机姿态所需的每个动量轮的转速对应连接的电机的转速。
[0062]
请结合参见图4所示的自主平衡装置的控制过程示意图，可选地，主控制器的控制算法是基于现有的pid(proportional integral derivative)控制算法。以无人机当前的姿态数据与目标方向的姿态数据之间的差值作为误差，通过多次实验调节比例增益、积分增益、微分增益后，实现对无人机姿态的平稳控制。对于电机转速控制，通过电机编码器反馈求得当前电机转速，以电机目标转速和当前转速之间的差值作为误差，调节比例增益、积分增益、微分增益，实现对电机转速的精准控制。
[0063]
在一个可选地实施方式中，自主平衡装置3还包括外部壳体，姿态传感器、主控制器、电机组件和动量轮组件均位于外部壳体内部，可选地，外部壳体呈流线型设计，可以减少风阻。
[0064]
对于空投无人机来说，当无人机螺旋时的角加速度一定时，无人机翼展越长，自主平衡装置3要抵消的转动惯量就越大，与动量轮相连接的电机所需的扭矩也就越大。故自主平衡装置3的设计需要考虑舵面归零后，无人机翼展对机体转动惯量的影响，由无人机转动惯量估算方法得如式1的经验公式：
[0065]jfx
＝w(k
x
b)2ꢀꢀꢀ
(1)；
[0066]
其中，j
fx
为无人机机体转动惯量，w为飞机质量，b为飞机翼展，k
x
为统计系数，取k
x
为0.1，根据式(1)得无人机机体的飞机翼展满足以下设计条件：
[0067][0068]
其中，jw表示自主平衡装置的动量轮的转动惯量，w表示无人机的质量，b表示飞机翼展，k
x
为统计系数，βf表示无人机机体的角加速度、βw表示动量轮的角加速度。
[0069]
值得注意的是，翼展方向是滚转角这个轴上的翻转，与它直接相关的是滚转角这个方向上的动量轮，因为翼展面积大，而且长度长，所以要抵消的力矩最大的螺旋是在滚转角方向上的，只要翼展满足滚转角方向上的要求，其他两个方向(俯仰角和偏航角方向)也会满足。
[0070]
示例性地，如图7所示的不同螺旋角加速度下扭矩和最大翼展关系图，由图可知，当空投无人机翼展小于0.6m时，可通过扭矩为0.4n
·
m时的电机可解除x轴向和y轴向的2rad/s2角加速度的螺旋。
[0071]
需要说明的是，在本实施例中，自主平衡装置与无人机之间不是简单的集成关系。而是在无人机机体层面、飞行控制算法层面和无人机系统供电层面存在耦合设计。
[0072]
在无人机机体层面，需要考虑自主平衡装置输出旋转力矩能够最大化转化为无人机的反角动量，实现方法是将外挂自主平衡装置接近无人机的气动焦点，使自主平衡装置
与无人机重心匹配。
[0073]
在飞行控制算法层面，自主平衡装置的输出的旋转利于与无人机气动控制互相耦合。在无人机处于失速尾旋状态时，无人机主要通过自主平衡装置抑制尾旋状态。同时，无人机气动控制用于控制舵面稳定在归零状态，降低尾旋状态时气流对姿态调整的影响。即舵面所处的状态与动量轮输出反角动量相协调，有利于快速克服湍流产生的螺旋角动量。
[0074]
在无人机系统供电层面，由于自主平衡装置启动和工作时瞬间损耗大，因此无人机系统的母线电压难以维持自主平衡装置工作用电。因此，供电设计上自主平衡装置与无人机系统的用电需要解耦设计，可通过在母线中并联充电电池的方式实现。
[0075]
本实施例的具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机，不需外部设备实现解旋，而是通过设置的自主平衡装置产生的反角动量抑制无人机的螺旋状态，实现无人机的自主解旋，而且无人机空中姿态调整时间更短，相比于传统伞降空投方法目标更小。该具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机，无需辅助装置可实现自由高空投放，对空投平台要求不高，在同等载重量空投平台下可装载的无人机数量更多，而且可以在低初速初始状态下空投，可用于热气球、飞艇等高空悬停的投放平台中。
[0076]
实施例二
[0077]
本实施例提供了一种低初速空投固定翼无人机的自主解旋方法，适用于上述实施例一所述的具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机，该自主解旋方法，包括：
[0078]
姿态传感器实时测量得到无人机当前的姿态数据，姿态数据包括无人机的滚转角、俯仰角和偏航角；
[0079]
主控制器根据无人机的当前的姿态数据与预设的目标姿态数据之间的差值，计算得到矫正当前无人机姿态所需的动量轮组件的转速，利用pid控制算法计算生成pwm波；
[0080]
电机组件根据接收的pwm波转动，带动与电机组件连接的动量轮组件转动产生反角动量，实现对无人机的实时姿态矫正；
[0081]
其中，在实时姿态矫正过程中，动力装置为无人机提供飞行动力直至无人机在任务方向提高空速至目标速度，实现无人机解旋。
[0082]
在无人机解旋完成后，可选地，控制自主平衡装置从无人机机体上脱落以减轻无人机重量；或者，在后续无人机的飞行任务执行过程中利用自主平衡装置辅助飞控系统实现对无人机的姿态调节。
[0083]
需要说明的是，在无人机解旋完成后，可根据无人机任务需求决定是否抛弃自主平衡装置。
[0084]
进一步地，对无人机通过载机平台进行零初速空投后，系统控制的过程进行具体说明：
[0085]
首先，无人机通过载机平台进行零初速空投后，进入姿态修正与稳定控制过程：
[0086]
由姿态传感器检测到各个轴上的角度、角速度等姿态数据，主控制器由此可计算得出当前无人机所受力矩的方向、大小，计算当前姿态和目标姿态之间的差值。随后，根据此差值用pid控制算法计算生成合适占空比的pwm波，从而控制连接动量轮组件的电机组件的转速，动量轮组件产生反作用于机体的力矩将无人机姿态修正至任务方向。此时，自主平衡装置进入姿态稳定阶段，可计算出当前机体所受力矩后，由动量轮生成反向同等大小的力矩即可实现机体姿态稳定，无人机在任务方向逐步提高空速，直至无人机在任务方向提
高空速至目标速度，最终实现无人机解旋。
[0087]
具体地，对姿态传感器获取无人机姿态数据的过程理论推导如下：
[0088]
设无人机各方面的运动状态参数见表1、表2所示。
[0089]
表1地面坐标系下运动状态参数
[0090][0091]
表2机体坐标系下运动状态参数
[0092][0093]
设无人机质量为m，无人机飞行过程中包含平动(上下、左右、前进)和转动(滚转、俯仰、偏航)共6种自由度。
[0094]
地面坐标系到机体坐标系的具体转换形式为地面坐标系先绕x轴旋转角度，绕y轴旋转θ角度，再绕z轴旋转ψ角度。气流坐标系到机体轴坐标系的转换形式为：气流坐标系绕z轴转-β角度，再绕y轴旋转α角度。经过地面、气流坐标系转换为机体坐标系后，其在机体坐标系下的平动方程(3)和转动方程(4)为：
[0095][0096][0097]
[0098][0099]
方程中的力与力矩和欧拉角强相关，因此还需利用dp/dt，dq/dt，dr/dt得出所需的姿态角φ、θ、ψ，姿态角可由式(5)求出：
[0100][0101]
其中，式(5)用于实现四元数与姿态角的互相转换，四元数为q0、q1、q2、和q3。
[0102]
随后，当自主平衡装置中动量轮朝着无人机螺旋相同方向旋转时，由于整个系统角动量守恒，此时动量轮对无人机机体产生与螺旋方向相反的反角动量，由式(3)，最终实现对无人机姿态的矫正，其中m为力矩，j为转动惯量，为无人机由该力矩所产生的各方向上的角加速度。
[0103][0104]
在无人机解旋完成后，可根据无人机任务需求决定是否抛弃自主平衡装置以减轻无人机重量，若不抛弃自主平衡装置，该自主平衡装置可在后续飞行任务执行过程中配合飞控系统进行精确的姿态调节。
[0105]
设自主平衡装置质量为ww，无人机系统总质量为w
t
，则当无人机抛弃自主平衡装置后无人机系统剩余质量wf为：
[0106]
wf＝w
t-ww(7)；
[0107]
由无人机转动惯量估算方法计算得此时机翼轴向转动惯量j
fx
为：
[0108]jfx
＝wf(k
x
b2)(8)；
[0109]
式中，b为飞机翼展，k
x
为统计系数。
[0110]
若在无人机完成解旋后不抛弃自主平衡装置，无人机由动力装置提供推力，无人机处于巡航阶段，此时无人机姿态调节主要由舵面实现，自主平衡装置起到辅助调节的作用。
[0111]
设无人机由于气动原因所产生的力矩为ma，由自主平衡装置所产生的力矩为mw，易得此时无人机所受总力矩m
t
为：
[0112]mt
＝ma+mw(9)。
[0113]
需要说明的是，本实施例的自主解旋方法可适用于其他固定翼空投无人机，根据公式(2)和各个无人机的翼展和转动惯量等参数，设计相应的自主惯性装置。同时，无人机气动控制和自主惯性装置控制算法可根据公式(7)(8)(9)设计。
[0114]
应当说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的物品或者设备中还存在另外的相同要素。“连接”或者“相连”等类似的词语并非限定于物理的或者机械的连接，而是可以包括电性的连接，不管是直接的还是间接的。“上”、“下”、“左”、“右”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。
[0115]
以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

技术特征：
1.一种具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机，其特征在于，包括：无人机机体、飞控系统、动力装置和自主平衡装置，其中，所述飞控系统、所述动力装置和所述自主平衡装置均安装在所述无人机机体上；所述动力装置，用于为无人机提供飞行动力；所述飞控系统，用于控制所述无人机实现飞行任务；所述自主平衡装置，用于为无人机提供解旋时所需的反角动量。2.根据权利要求1所述的具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机，其特征在于，所述自主平衡装置与所述无人机机体捷联安装；所述自主平衡装置包括姿态传感器、主控制器、电机组件和动量轮组件；其中，所述动量轮组件包括三个镂空正交梁型的动量轮，所述三个镂空正交梁型的动量轮对应位于机体坐标系的x、y、z三个轴向方向，所述三个镂空正交梁型的动量轮组合形成中空的立方体结构；所述姿态传感器、所述主控制器和所述电机组件均位于所述立方体结构内部；所述姿态传感器用于测量所述无人机当前的姿态数据；所述电机组件包括三个电机，所述三个电机与所述三个镂空正交梁型动量轮对应连接；所述主控制器根据所述无人机的当前的姿态数据与预设的目标姿态数据，计算得到矫正当前无人机姿态所需的动量轮组件的转速，并驱动所述电机组件转动以带动所述动量轮组件转动产生反角动量，实现对所述无人机的姿态矫正。3.根据权利要求2所述的具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机，其特征在于，所述姿态数据包括无人机的滚转角、俯仰角和偏航角。4.根据权利要求2所述的具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机，其特征在于，所述自主平衡装置还包括电机转速控制器和三个电机编码器，其中，所述三个电机编码器对应安装所述三个电机上，用于测量每个电机对应的实际转速，并将所述实际转速发送至所述电机转速控制器；所述电机转速控制器，用于根据所述实际转速与每个电机对应的目标转速，计算得到每个电机对应的转动误差，并将所述转动误差发送至所述主控制器；相应地，所述主控制器还用于根据所述转动误差驱动相应的电机转动，以对所述电机的转动误差进行矫正。5.根据权利要求2所述的具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机，其特征在于，所述无人机机体的飞机翼展满足以下设计条件：其中，j
w
表示自主平衡装置的动量轮的转动惯量，w表示无人机的质量，b表示飞机翼展，k
x
为统计系数，β
f
表示无人机机体的角加速度、β
w
表示动量轮的角加速度。6.根据权利要求2所述的具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机，其特征在于，所述自主平衡装置还包括外部壳体，所述外部壳体呈流线型设计，所述姿态传感器、所述主控制器、所述电机组件和所述动量轮组件均位于所述外部壳体内部。
7.一种低初速空投固定翼无人机的自主解旋方法，其特征在于，适用于上述权利要求1-6任一项所述的具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机，包括：姿态传感器实时测量得到无人机当前的姿态数据，所述姿态数据包括无人机的滚转角、俯仰角和偏航角；主控制器根据所述无人机的当前的姿态数据与预设的目标姿态数据之间的差值，计算得到矫正当前无人机姿态所需的动量轮组件的转速，利用pid控制算法计算生成pwm波；电机组件根据接收的所述pwm波转动，带动与所述电机组件连接的动量轮组件转动产生反角动量，实现对所述无人机的实时姿态矫正；其中，在实时姿态矫正过程中，动力装置为所述无人机提供飞行动力直至所述无人机在任务方向提高空速至目标速度，实现无人机解旋。8.根据权利要求7所述的低初速空投固定翼无人机的自主解旋方法，其特征在于，在无人机解旋完成后，控制自主平衡装置从无人机机体上脱落以减轻无人机重量；或者，在无人机解旋完成后，在后续无人机的飞行任务执行过程中利用自主平衡装置辅助飞控系统实现对无人机的姿态调节。

技术总结
本发明涉及一种具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机，包括：无人机机体、飞控系统、动力装置和自主平衡装置，其中，飞控系统、动力装置和自主平衡装置均安装在无人机机体上；动力装置，用于为无人机提供飞行动力；飞控系统，用于控制无人机实现飞行任务；自主平衡装置，用于为无人机提供解旋时所需的反角动量。本发明的具有自主解旋功能的低初速空投固定翼无人机，不需外部设备实现解旋，而是通过设置的自主平衡装置产生的反角动量抑制无人机的螺旋状态，实现无人机的自主解旋，而且无人机空中姿态调整时间更短，相比于传统伞降空投方法目标更小。投方法目标更小。投方法目标更小。


技术研发人员：李博 谢楷 陈泉至 徐为政 赵勇 周亚飞 吴明兴 徐晗 权磊 刘艳 张宝
受保护的技术使用者：西安电子科技大学
技术研发日：2023.01.29
技术公布日：2023/6/14