一种小型尾座式双翼四桨无人机及控制方法

1.本发明属于空中无人机器人控制领域，具体涉及一种小型尾座式双翼四桨无人机及控制方法。


背景技术：

2.由于无人机具有体型小、成本低、使用方便等优势，并且随着时代的进步与技术的飞速发展，无人机的性能不断增强、类型不断增多，使其在军用领域和民用领域中的应用需求不断增大，为了满足新时代下军、民对无人机的更高的需求追求，越来越多的公司和科研机构开始研发新型无人机。
3.无人机通常分为固定翼无人机与旋转翼无人机。从技术特征来说，固定翼无人机依靠发动机产生推力，使固定翼无人机可以在空中高速飞行，固定翼无人机通过气动性产生升力，来克服其本身的重力，气动性与固定翼无人机的速度存在一定的正相关关系，固定翼无人机的速度越大，固定翼无人机的气动性越大，但是发动机无法产生垂直于固定翼无人机的推力，导致固定翼无人机只能水平飞行，且速度的变化需要一定时间，导致固定翼无人机需要很长的跑道来使速度达到某一特定值；旋转翼无人机通过气动性使旋转翼绕自身轴线自转，旋转翼自转时与空气产生相对运动获得升力，旋转翼无人机起飞无需具有水平飞行速度，即不再依赖跑道，克服了固定翼无人机依赖较长跑道的缺点。但是由于旋转翼提供的主要是升力，旋转翼无人机获得的平行于机身轴线的水平推力较小，所以水平飞行速度较慢，并且由于电池的限制导致其续航时间不长。
4.垂直起降固定翼无人机包括了固定翼本身的气动布局和垂直起降实现方式两大类特征。但是操纵面偏转角度和所产生的操纵力并不呈线性关系，这些问题给无人机的稳定和控制带来了一定的挑战。
5.如专利公开号为cn202111057558的专利文献中公开的一种尾座式垂直起降固定翼无人机，包括机身、机翼、起降驱动组件、巡航驱动组件和尾翼组件，主旋翼用于为机身提供升降和悬停的升力，副旋翼用于为机身提供平飞时的推力，副旋翼还用于为机身提供升降时的俯仰力；但该设计导致无人机过于复杂，且该无人机的主旋翼与副旋翼之间会产生气动干扰，不利于无人机在空中姿态变化的控制。


技术实现要素：

6.本发明为解决现有固定翼、旋翼无人机可控性和飞行稳定性较差问题，提供了一种小型尾座式双翼四桨无人机及控制方法，可以兼顾固定翼无人机和多旋翼无人机的优势，利用多旋翼完成垂直起降，解决了固定翼无人机对场地的要求，利用固定翼使无人机在空中平飞，有效的延长续航时间，并采用双环控制方法提高了无人机的飞行稳定性，使无人机处于期望姿态下进行飞行任务。
7.为了实现上述目的，本发明的第一方面提出一种小型尾座式双翼四桨无人机，包括用于空中平飞的固定翼机构和用于垂直起降的旋翼装置，所述固定翼装置包括两个内部
设置空腔的固定翼，两个所述固定翼平行设置，两个固定翼之间设置有连接机构，两个固定翼通过连接机构固定，所述固定翼的上端两侧对称设置旋翼装置，固定翼的底端设置有起落架，所述起落架与旋翼装置对应设置；
8.连接机构上部设置有壳体，所述壳体内设置控制模块；
9.所述控制模块包括mcu芯片和检测单元，所述检测单元用于检测机体姿态，检测单元的输出端与mcu芯片的输入端连接，mcu芯片的输出端连接有伺服驱动模块，mcu芯片通信连接有遥控器；
10.伺服驱动模块用于驱动旋翼装置。
11.双翼结构具备固定翼无人机飞行速度快、飞行高度高、续航能力强的特点，针对固定翼无人机起飞和降落需要一定的场地空间限制，以及不可悬停于空中的缺点，设置四旋翼结构，实现垂直起飞、降落并且实现悬停。尾座式双翼四旋翼无人机垂直起、降时，四旋翼结构产生向上的升力或向前的拉力，达到预定高度后旋翼装置带整机开始绕机翼轴朝前倾转，逐渐增加向前的水平拉力，配合另外两个旋翼在维持飞行高度的同时使无人机产生前进的速度，当平飞速度达到固定翼飞行的要求之后，旋翼装置完全转成水平位置，无人机开始进入固定翼模式飞行，极大地增大飞行速度，航程和留空时间。降落阶段与起飞阶段类似，在到达降落区域上空后，无人机开始减速，旋翼装置逐渐由水平改为垂直。转换成多旋翼模式，垂直降落。
12.进一步地，所述固定翼包括平直翼和两个侧翼，两个所述侧翼对称设置于平直翼两侧，平直翼和两个侧翼组合后呈从前端到尾部逐渐收缩的曲面结构，平直翼内部设置空腔，平直翼中部设置连接机构，
13.所述连接机构包括连接部、刚性连接管、和两根柔性连接管，所述连接部，为倒置的山字形板体结构，连接部的竖直段与平直翼可拆卸连接；
14.对应两个所述固定翼，连接部数量为两个，两个所述连接部的水平段中部位置分别与刚性连接管的两端固定，水平段的边缘位置对称设置柔性连接管，且柔性连接管两端分别与两个连接部固定。
15.对于单机翼，双旋翼飞机来说，无人机在空中的姿态不好控制，飞机容易炸机，而用双固定翼四旋翼其在空中的稳定性更好，更容易控制，在进行模式转化的过程中，鲁棒性好。无人机在过渡模式中双固定翼中部易产生扭矩，用柔性连接管能保证飞机不在空中解体，提高飞行稳定性。
16.进一步地，刚性连接管的中部固定设置壳体，所述壳体为内部中空的方形结构，壳体内部设置伺服驱动模块和控制模块，壳体与刚性连接管固定。
17.进一步地，所述平直翼的内腔设置有固定平台，所述固定平台为回字形板体，固定平台的底面与平直翼固定，固定平台的内侧设置能源模块和两个电池卡槽，所述电池卡槽为柔性材质制成的弧形结构，两个电池卡槽对称设置；
18.固定平台靠近连接部的侧壁开设有方形缺口，对应所述方形缺口连接部的竖直段进入平直翼内腔且与所述凹口卡接。
19.采用可拆卸结构，一方面使无人机便于携带，另一方面结构简单，连接可靠，装卸方便。
20.进一步地，伺服驱动模块包括伺服电机，所述旋翼装置包括旋翼和固定架，所述固
定架呈阶梯圆柱状结构，固定架一侧与伺服电机的输出轴固定，另一侧与旋翼固定。
21.进一步地，所述起落架为梯形片体结构，起落架与平直翼为一体化结构。
22.进一步地，所述控制模块设置有位置环控制器和姿态环控制器，所述检测单元包括陀螺仪传感器、加速度传感器、超声波传感器、气压传感器与gps模块。
23.本发明的第二方面提出一种小型双翼四旋翼无人机的控制方法，包括：
24.步骤1：在遥控器中输入起飞命令与期望运动姿态；
25.步骤2：通过检测单元检测机体姿态，通过控制模块使伺服驱动模块工作，旋翼装置作业，机体垂直上升；
26.步骤3：将实时检测的当前机体姿态输入姿态环控制器，通过位置环控制器和姿态环控制器完成机体姿态调整测算，并输出调节信号至伺服驱动模块；
27.步骤4：伺服驱动模块调节旋翼装置使机体处于期望运动姿态，机体由过渡模式转变至平飞模式；
28.步骤5：检测单元检测机体姿态，并将姿态参数传送至遥控器，遥控器将调节后的姿态参数与期望运动姿态进行对比分析，确认机体是否达到期望运动姿态；
29.若达到期望运动姿态，通过遥控器发出完成预定飞行任务信号；
30.若未达到期望运动姿态，通过遥控器发出降落指令，伺服驱动模块驱动旋翼装置完成降落。
31.进一步地，所述位置控制器用于对无人机的期望位置进行跟踪，并用于产生角速度指令，位置控制器将所述角速度指令传递至姿态控制器，所述姿态控制器用于对角速度指令进行跟踪；
32.位置控制器采用积分滑模控制，积分项用于消除气动影响时存的稳态、静态误差，姿态控制器采用反步滑模控制；
33.位置控制器中设计的积分滑模面如公式(1)表示：
[0034][0035]
其中，ze为位置偏差，α，β为正实数，i＞j＞0为正整数；
[0036]
位置控制器的趋近律如公式(2)表示：
[0037][0038]
其中，λ为指数项的系数，用于控制系统以较大速度趋近于滑动模态，为等速趋近项系数，用于控制趋近速度不为0；
[0039]
位置控制器的控制律如公式(3)表示：
[0040][0041]
其中，h1为系统系数矩阵，ui为系统的位置，系统的位置为当前无人机的x，y，z坐标，即无人机在空中的高度与水平的x-y位置。
[0042]
姿态控制器的输入姿态角如公式(5)和(6)表示：
[0043]
φ＝sin-1
(sinψuy+cosψu
x
)
ꢀꢀꢀ
(5)；
[0044]
θ＝sin-1
((sinψuy+cosψu
x
)cosφ)
ꢀꢀꢀ
(6)；
[0045]
其中，φ为尾座式双翼四旋翼无人机的滚转角，θ为尾座式双翼四旋翼无人机的俯
仰角，ψ为尾座式双翼四旋翼无人机的偏航角，u
x
，uy为尾座式双翼四旋翼无人机的位置；
[0046]
姿态控制器采用反步滑模控制，基于李雅普诺夫函数如公式(7)表示：
[0047][0048]
其中，ωe为姿态角偏差；
[0049]
设计虚拟控制项如公式(8)
[0050][0051]
其中1，pe为速度误差，p为实际速度，ωd为期望的姿态角；
[0052]
基于李雅普诺夫函数进行二次设计，如公式(9)表示；
[0053][0054]
姿态控制器如公式(10)表示；
[0055][0056]
其中，m为作用在尾座式双翼四旋翼无人机上的力矩，h2，h3为尾座式双翼四旋翼无人机的常数矩。
[0057]
进一步地，小型尾座式双翼四旋翼无人机有三种变换模式，分别为四旋翼模式、过渡模式与水平飞行模式；
[0058]
步骤2所述姿态参数包括陀螺仪传感器、加速度传感器、超声波传感器、气压传感器与gps模块测得无人机的姿态信息、速度信息和加速度信息；
[0059]
步骤5所述运动任务包括滚转、俯仰、偏航方向的空间三维旋转运动。
[0060]
通过上述技术方案，本发明的有益效果为：
[0061]
1.本发明的尾座式双翼四旋翼无人机结合了固定翼无人机与旋转翼无人机的特点，同时将能源模块与控制模块设置于双固定翼装置内部，有效的提高了无人机的空间利用率，并减小了无人的配重，克服了现有技术中无人机对场地的要求或水平飞行速度较慢的问题。
[0062]
2、本发明所设计的双环滑模变结构控制器结合伺服驱动模块使在小型尾座式双翼四旋翼无人机受到参数扰动和外来阵风干扰的时候具有不变性，具有控制结构简单、鲁棒性好的优点。双环滑模变结构控制器能够有效实现期望运动位置与姿态的跟踪控制，具有准确的控制性能。
附图说明
[0063]
图1是本发明一种小型尾座式双翼四桨无人机的结构示意图之一；
[0064]
图2是本发明一种小型尾座式双翼四桨无人机的结构示意图之二；
[0065]
图3是本发明一种小型尾座式双翼四桨无人机的结构示意图之三；
[0066]
图4是本发明一种小型尾座式双翼四桨无人机及控制方法的流程图；
[0067]
图5是本发明一种小型尾座式双翼四桨无人机及控制方法的系统原理框图。
[0068]
附图标号：1为固定翼，2为起落架，3为壳体，4为连接部，6为刚性连接管，7为柔性连接管，8为固定平台，9为电池卡槽，10为伺服电机，11为旋翼，12为固定架，101为平直翼，
102为侧翼。
具体实施方式
[0069]
下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步说明：
[0070]
实施例1
[0071]
如图1～5所示，一种小型尾座式双翼四桨无人机，包括用于空中平飞的固定翼机构和用于垂直起降的旋翼装置，所述固定翼1装置包括两个内部设置空腔的固定翼1，两个所述固定翼1平行设置，两个固定翼1之间设置有连接机构，两个固定翼1通过连接机构固定，所述固定翼1的上端两侧对称设置旋翼装置，固定翼1的底端设置有起落架2，所述起落架2与旋翼装置对应设置；
[0072]
连接机构上部设置有壳体3，所述壳体3内设置控制模块；
[0073]
所述控制模块包括mcu芯片和检测单元，所述检测单元用于检测机体姿态，检测单元的输出端与mcu芯片的输入端连接，mcu芯片的输出端连接有伺服驱动模块，mcu芯片通信连接有遥控器；
[0074]
伺服驱动模块用于驱动旋翼装置。
[0075]
如图2所示，优选的为提高小型尾座式双翼四旋翼无人机的稳定性，所述固定翼1包括平直翼101和两个侧翼102，两个所述侧翼102对称设置于平直翼101两侧，平直翼101和两个侧翼102组合后呈从前端到尾部逐渐收缩的曲面结构，平直翼101内部设置空腔，平直翼101中部设置连接机构，
[0076]
所述连接机构包括连接部4、刚性连接管6、和两根柔性连接管7，所述连接部4，为倒置的山字形板体结构，连接部4的竖直段与平直翼101可拆卸连接；
[0077]
对应两个所述固定翼1，连接部4数量为两个，两个所述连接部4的水平段中部位置分别与刚性连接管6的两端固定，水平段的边缘位置对称设置柔性连接管7，且柔性连接管7两端分别与两个连接部4固定。工作时，通过遥控器设置小型尾座式双翼四旋翼无人机的期望姿态，通过位置控制器和姿态控制器控制伺服电机10模块使其改变旋翼装置的旋转速度从而实现小型尾座式双翼四旋翼无人机的垂直起降，在空中时，其平直翼101与侧翼102通过气动性保证无人机飞行，其位置控制器和姿态控制器通过对控制量的切换使系统状态沿着滑模面滑动，使系统在受到参数扰动和阵风干扰的时候具有不变性，实现空中稳定作业。
[0078]
优选的，刚性连接管6的中部固定设置壳体3，所述壳体3为内部中空的方形结构，壳体3内部设置伺服驱动模块和控制模块，壳体3与刚性连接管6固定。
[0079]
如图3所示，优选的为了便于电源配置，并且最优化配置电源，所述平直翼101的内腔设置有固定平台8，所述固定平台8为回字形板体，固定平台8的底面与平直翼101固定，固定平台8的内侧设置能源模块和两个电池卡槽9，所述电池卡槽9为柔性材质制成的弧形结构，两个电池卡槽9对称设置；
[0080]
固定平台8靠近连接部4的侧壁开设有方形缺口，对应所述方形缺口连接部4的竖直段进入平直翼101内腔且与所述凹口卡接。
[0081]
优选的为了实现伺服驱动模块驱动旋翼装置，伺服驱动模块包括伺服电机10，所述旋翼装置包括旋翼11和固定架12，所述固定架12呈阶梯圆柱状结构，固定架12一侧与伺服电机10的输出轴固定，另一侧与旋翼11固定。
[0082]
优选的，所述起落架2为梯形片体结构，起落架2与平直翼101为一体化结构。
[0083]
起落架2设置在机体的下部，采用尾座式无人机起飞特点，使起飞过程更加平稳。
[0084]
优选的，所述控制模块设置有位置环控制器和姿态环控制器，所述检测单元包括陀螺仪传感器、加速度传感器、超声波传感器、气压传感器与gps模块。
[0085]
工作时，通过遥控器设置小型尾座式双翼四旋翼无人机的期望姿态，通过位置控制器和姿态控制器控制伺服电机10使其改变旋翼装置的旋转速度从而实现小型尾座式双翼四旋翼无人机的垂直起降，在空中时，其平直翼101与侧翼102通过气动性保证无人机飞行，其位置控制器和姿态控制器通过对控制量的切换使系统状态沿着滑模面滑动，使系统在受到参数扰动和阵风干扰的时候具有不变性，实现空中稳定作业。
[0086]
实施例2
[0087]
本发明的第二方面提出一种小型双翼四旋翼无人机的控制方法，如图4和5所示，具体的：
[0088]
步骤1：在遥控器中输入起飞命令与期望运动姿态；
[0089]
步骤2：通过检测单元检测机体姿态，通过控制模块使伺服驱动模块工作，旋翼装置作业，机体垂直上升；
[0090]
步骤3：将实时检测的当前机体姿态输入姿态环控制器，通过位置环控制器和姿态环控制器完成机体姿态调整测算，并输出调节信号至伺服驱动模块；
[0091]
步骤4：伺服驱动模块调节旋翼机构使机体处于期望运动姿态，机体由过渡模式转变至平飞模式；
[0092]
步骤5：检测单元检测机体姿态，并将姿态参数传送至遥控器，遥控器将调节后的姿态参数与期望运动姿态进行对比分析，确认机体是否达到期望运动姿态；
[0093]
若达到期望运动姿态，通过遥控器发出完成预定飞行任务信号；
[0094]
若未达到期望运动姿态，通过遥控器发出降落指令，伺服驱动模块驱动旋翼机构完成降落。
[0095]
优选的，所述位置控制器用于对无人机的期望位置进行跟踪，并用于产生角速度指令，位置控制器将所述角速度指令传递至姿态控制器，所述姿态控制器用于对角速度指令进行跟踪；
[0096]
位置控制器采用积分滑模控制，积分项用于消除气动影响时存的稳态、静态误差，姿态控制器采用反步滑模控制；
[0097]
位置控制器中设计的积分滑模面如公式(1)表示：
[0098][0099]
其中，ze为位置偏差，α，β为正实数，i＞j＞0为正整数；
[0100]
位置控制器的趋近律如公式(2)表示：
[0101][0102]
其中，λ为指数项的系数，用于控制系统以较大速度趋近于滑动模态，为等速趋近项系数，用于控制趋近速度不为0；
[0103]
位置控制器的控制律如公式(3)表示：
[0104][0105]
其中，h1为系统系数矩阵，ui为系统的位置；
[0106]
姿态控制器的输入姿态角如公式(5)和(6)表示：
[0107]
φ＝sin-1
(sinψuy+cosψu
x
)
ꢀꢀꢀ
(5)；
[0108]
θ＝sin-1
((sinψuy+cosψu
x
)cosφ)
ꢀꢀꢀ
(6)；
[0109]
其中，φ为尾座式双翼四旋翼无人机的滚转角，θ为尾座式双翼四旋翼无人机的俯仰角，ψ为尾座式双翼四旋翼无人机的偏航角，u
x
，uy为尾座式双翼四旋翼无人机的位置；
[0110]
姿态控制器采用反步滑模控制，基于李雅普诺夫函数如公式(7)表示：
[0111][0112]
其中，ωe为姿态角偏差；
[0113]
设计虚拟控制项如公式(8)
[0114][0115]
其中1，pe为速度误差，p为实际速度，ωd为期望的姿态角；
[0116]
基于李雅普诺夫函数进行二次设计，如公式(9)表示；
[0117][0118]
姿态控制器如公式(10)表示；
[0119][0120]
其中，m为作用在尾座式双翼四旋翼无人机上的力矩，h2，h3为尾座式双翼四旋翼无人机的常数矩。
[0121]
10.根据权利要求8所述的一种小型尾座式双翼四桨无人机的控制调节方法，其特征在于，小型尾座式双翼四旋翼无人机有三种变换模式，分别为四旋翼模式、过渡模式与水平飞行模式；
[0122]
步骤2所述姿态参数包括陀螺仪传感器、加速度传感器、超声波传感器、气压传感器与gps模块测得无人机的姿态信息、速度信息和加速度信息；
[0123]
步骤5所述运动任务包括滚转、俯仰、偏航方向的空间三维旋转运动。
[0124]
以上所述之实施例，只是本发明的较佳实施例而已，并非限制本发明的实施范围，故凡依本发明专利范围所述的构造、特征及原理所做的等效变化或修饰，均应包括于本发明申请专利范围内。

技术特征：
1.一种小型尾座式双翼四桨无人机，包括用于空中平飞的固定翼机构和用于垂直起降的旋翼装置，其特征在于，所述固定翼(1)装置包括两个内部设置空腔的固定翼(1)，两个所述固定翼(1)平行设置，两个固定翼(1)之间设置有连接机构，两个固定翼(1)通过连接机构固定，所述固定翼(1)的上端两侧对称设置旋翼装置，固定翼(1)的底端设置有起落架(2)，所述起落架(2)与旋翼装置对应设置；连接机构上部设置有壳体(3)，所述壳体(3)内设置控制模块；所述控制模块包括mcu芯片和检测单元，所述检测单元用于检测机体姿态，检测单元的输出端与mcu芯片的输入端连接，mcu芯片的输出端连接有伺服驱动模块，mcu芯片通信连接有遥控器；伺服驱动模块用于驱动旋翼装置。2.根据权利要求1所述的一种小型尾座式双翼四桨无人机，其特征在于，所述固定翼(1)包括平直翼(101)和两个侧翼(102)，两个所述侧翼(102)对称设置于平直翼(101)两侧，平直翼(101)和两个侧翼(102)组合后呈从前端到尾部逐渐收缩的曲面结构，平直翼(101)内部设置空腔，平直翼(101)中部设置连接机构，所述连接机构包括连接部(4)、刚性连接管(6)、和两根柔性连接管(7)，所述连接部(4)，为倒置的山字形板体结构，连接部(4)的竖直段与平直翼(101)可拆卸连接；对应两个所述固定翼(1)，连接部(4)数量为两个，两个所述连接部(4)的水平段中部位置分别与刚性连接管(6)的两端固定，水平段的边缘位置对称设置柔性连接管(7)，且柔性连接管(7)两端分别与两个连接部(4)固定。3.根据权利要求2所述的一种小型尾座式双翼四桨无人机，其特征在于，刚性连接管(6)的中部固定设置壳体(3)，所述壳体(3)为内部中空的方形结构，壳体(3)内部设置伺服驱动模块和控制模块，壳体(3)与刚性连接管(6)固定。4.根据权利要2所述的一种小型尾座式双翼四桨无人机，其特征在于，所述平直翼(101)的内腔设置有固定平台(8)，所述固定平台(8)为回字形板体，固定平台(8)的底面与平直翼(101)固定，固定平台(8)的内侧设置能源模块和两个电池卡槽(9)，所述电池卡槽(9)为柔性材质制成的弧形结构，两个电池卡槽(9)对称设置；固定平台(8)靠近连接部(4)的侧壁开设有方形缺口，对应所述方形缺口连接部(4)的竖直段进入平直翼(101)内腔且与所述凹口卡接。5.根据权利要1所述的小型尾座式双翼四旋翼无人机，其特征在于，伺服驱动模块包括伺服电机(10)，所述旋翼装置包括旋翼(11)和固定架(12)，所述固定架(12)呈阶梯圆柱状结构，固定架(12)一侧与伺服电机(10)的输出轴固定，另一侧与旋翼(11)固定。6.根据权利要求2所述的一种小型尾座式双翼四桨无人机，其特征在于，所述起落架(2)为梯形片体结构，起落架(2)与平直翼(101)为一体化结构。7.根据权利要求1所述的一种小型尾座式双翼四桨无人机，其特征在于，所述控制模块设置有位置环控制器和姿态环控制器，所述检测单元包括陀螺仪传感器、加速度传感器、超声波传感器、气压传感器与gps模块。8.根据权利要求1～7任一项所述的一种小型尾座式双翼四桨无人机的控制方法，其特征在于，包括：步骤1：在遥控器中输入起飞命令与期望运动姿态；
步骤2：通过检测单元检测机体姿态，通过控制模块使伺服驱动模块工作，旋翼装置作业，机体垂直上升；步骤3：将实时检测的当前机体姿态输入姿态环控制器，通过位置环控制器和姿态环控制器完成机体姿态调整测算，并输出调节信号至伺服驱动模块；步骤4：伺服驱动模块调节旋翼装置使机体处于期望运动姿态，机体由过渡模式转变至平飞模式；步骤5：检测单元检测机体姿态，并将姿态参数传送至遥控器，遥控器将调节后的姿态参数与期望运动姿态进行对比分析，确认机体是否达到期望运动姿态；若达到期望运动姿态，通过遥控器发出完成预定飞行任务信号；若未达到期望运动姿态，通过遥控器发出降落指令，伺服驱动模块驱动旋翼装置完成降落。9.根据权利要求8所述的一种小型尾座式双翼四桨无人机的控制方法，其特征在于，所述位置控制器用于对无人机的期望位置进行跟踪，并用于产生角速度指令，位置控制器将所述角速度指令传递至姿态控制器，所述姿态控制器用于对角速度指令进行跟踪；位置控制器采用积分滑模控制，积分项用于消除气动影响时存的稳态、静态误差，姿态控制器采用反步滑模控制；位置控制器中设计的积分滑模面如公式(1)表示：其中，z
e
为位置偏差，α，β为正实数，i＞j＞0为正整数；位置控制器的趋近律如公式(2)表示：其中，λ为指数项的系数，用于控制系统以较大速度趋近于滑动模态，为等速趋近项系数，用于控制趋近速度不为0；位置控制器的控制律如公式(3)表示：其中，h1为系统系数矩阵，u
i
为系统的位置；姿态控制器的输入姿态角如公式(5)和(6)表示：φ＝sin-1
(sinψu
y
+cosψu
x
)
ꢀꢀꢀ
(5)；θ＝sin-1
((sinψu
y
+cosψu
x
)cosφ)
ꢀꢀꢀ
(6)；其中，φ为尾座式双翼四旋翼无人机的滚转角，θ为尾座式双翼四旋翼无人机的俯仰角，ψ为尾座式双翼四旋翼无人机的偏航角，u
x
，u
y
为尾座式双翼四旋翼无人机的位置；姿态控制器采用反步滑模控制，基于李雅普诺夫函数如公式(7)表示：其中，ω
e
为姿态角偏差；设计虚拟控制项如公式(8)
其中1，p
e
为速度误差，p为实际速度，ω
d
为期望的姿态角；基于李雅普诺夫函数进行二次设计，如公式(9)表示；姿态控制器如公式(10)表示；其中，m为作用在尾座式双翼四旋翼无人机上的力矩，h2，h3为尾座式双翼四旋翼无人机的常数矩。10.根据权利要求8所述的一种小型尾座式双翼四桨无人机的控制调节方法，其特征在于，小型尾座式双翼四旋翼无人机有三种变换模式，分别为四旋翼模式、过渡模式与水平飞行模式；步骤2所述姿态参数包括陀螺仪传感器、加速度传感器、超声波传感器、气压传感器与gps模块测得无人机的姿态信息、速度信息和加速度信息；步骤5所述运动任务包括滚转、俯仰、偏航方向的空间三维旋转运动。

技术总结
本发明涉及一种小型尾座式双翼四桨无人机及控制方法，包括用于空中平飞的固定翼机构和用于垂直起降的旋翼装置，固定翼装置包括两个固定翼，两个固定翼之间设置有连接机构，固定翼的上端两侧对称设置旋翼装置，固定翼的底端设置有起落架，连接机构上部设置有壳体，壳体内设置控制模块；控制模块包括MCU芯片和检测单元。本发明采用的双翼四旋翼无人机具有较高的飞行效率,较大的载重量，较好的机动性的特性，并且可以兼顾固定翼无人机和多旋翼无人机的优势，利用多旋翼完成垂直起降，解决了固定翼无人机对场地的要求，利用固定翼使无人机在空中平飞，有效的延长续航时间。有效的延长续航时间。有效的延长续航时间。


技术研发人员：张镭 姚兴宇 蒋萌迪 吴丹
受保护的技术使用者：河南大学
技术研发日：2022.12.30
技术公布日：2023/6/7