本发明属于飞行器控制领域，尤其涉及到一种大型尾座式无人机其偏航控制系统及方法。
背景技术：
1、传统无人机的固有限制性约束了它们在更大规模场景中的应用。多旋翼无人机能够垂直起降并悬停，但其飞行效率低、航程有限。固定翼无人机具有更长的飞行航程和更高的飞行效率，然而，固定翼无人机需要跑道进行起降。因此，为了满足长航程和垂直起降的需求，长航程和垂直起降飞行器受到了广泛的研究关注。尾座式飞行器是一种长航程和垂直起降飞行器，尾座式飞行器通过将螺旋桨安装在机翼上，整机倾转，简化了机械结构，不需要额外的倾转机构和推进系统，从而减少了飞行器的重量。
2、然而大型飞行器的偏航控制一直是困扰学术界和工业界的一个挑战。对于具有显著转动惯量的大型无人机，即使电机达到饱和状态，也难以通过电机差速产生足够的偏航控制力矩，从而导致偏航响应速度慢、控制能力差的结果。通过斜装电机来增加偏航轴上的力矩虽然可以有效增强尾座式无人机的偏航能力，但需要牺牲一部分用于克服重力的推力，这对于动力裕度有限的大型尾座式无人机显然是不可行的。此外，大型尾座式无人机斜装电机也带来了结构设计的挑战。
3、同时，为了实现高效的偏航控制，需要准确地将所需控制力和控制力矩映射到执行器上，然而，执行器数量众多且执行器效率在不同飞行状态下变化显著，使得控制分配尤其具有挑战性。
4、现有技术方法的缺点总结如下：
5、1.对于无人机的偏航控制而言，现有研究通过将电机斜装来提供额外的偏航控制力矩，但是对于大型无人机来说，其动力裕度小，电机斜装导致的拉力损失对于大型无人机来说难以接受，此外，电机斜装对于大型无人机的结构设计也是一大挑战，因此难以应用于实际大型无人机中。
6、2.对于过驱动系统的控制分配而言，现有的控制分配方法主要包括伪逆法和菊花链算法。传统伪逆法往往无法考虑执行器的饱和约束，并且无法考虑不同执行器在不同飞行阶段效率的变化，菊花链算法无法考虑螺旋桨的非线性模型，也难以考虑执行器变化率约束或功率等约束。
技术实现思路
1、本发明的目的是提供一种大型尾座式无人机其偏航控制系统及方法，并提供至少后面将说明的优点。
2、本发明提出一种大型尾座式无人机，将过驱动百公斤级尾座式无人机的方向舵安装在螺旋桨的下方，利用螺旋桨转动产生的高速尾流，提高方向舵表面的流速，使得方向舵在飞机低速飞行状态下有较高的气动效率，产生更大的控制力矩，从而实现用方向舵偏转增强偏航控制能力的功能；
3、本发明提供一种大型尾座式无人机偏航控制系统及方法，结合计算流体力学仿真结果，考虑执行器各项约束、非线性模型和执行器在不同飞行阶段的效率变化情况，精确地将所需的力和力矩映射到所有执行器上。
4、本发明的技术方案如下：
5、大型尾座式无人机，其将方向舵安装在螺旋桨的下方。
6、大型尾座式无人机偏航控制系统，其适用于过驱动百公斤级尾座式无人机，其方向舵安装在螺旋桨的下方，包括：
7、轨迹规划器，其给出大型尾座式无人机的一条带时间戳的期望轨迹并将其输出至位置环控制器；
8、动力学模块，其建立大型尾座式无人机的动力学模型并计算得到当前实际姿态信息；
9、所述位置环控制器，其与所述轨迹规划器和所述动力学模块连接并根据期望轨迹与当前实际姿态信息计算得到期望姿态；
10、所述鲁棒姿态环控制器，其设置在所述位置环控制器和基于优化的控制分配模块之间，所述鲁棒姿态控制器根据位置环控制器计算的期望姿态与当前实际姿态信息计算出期望力矩和力；
11、和所述基于优化的控制分配模块，其将期望控制力矩与力映射为执行器的输入信号，执行器根据所述输入信号产生相应的控制力矩和力输入至动力学模块进而更新当前实际姿态信息。
12、优选的是，所述的大型尾座式无人机偏航控制系统中，所述基于优化的控制分配模块以执行器控制量增量作为待优化变量，将优化问题转化为标准qp问题，可采用许多qp求解器进行在线实时求解。
13、优选的是，所述的大型尾座式无人机偏航控制系统中，所述基于优化的控制分配模块的优化函数构造包括如下部分：
14、s1、控制分配模块优先最小化期望推力/力矩udes与实际推力/力矩unow之间的差异，优化函数的第一项为：
15、ju＝ku||udes-unow||2
16、s2、控制分配模块防止电机转速突然变化或方向舵急剧偏转，优化函数的第二项为：
17、jc＝kn||nnow-nlast||2+kδ||δnow-δlast||2
18、s3、将执行器的工作范围规范化到一个单位空间：
19、
20、引入||vb||2以反映方向舵在不同飞行条件下的效率；
21、较低飞行，方向舵和电机差速共同产生所需的力矩；
22、高速飞行，方向舵产生主要力矩：
23、
24、s4、将优化函数中执行器指令一阶近似，获取执行器指令增量形式的优化函数：
25、
26、s.t.
27、δn∈[nmin-nlast,nmax-nlast]
28、δδ∈[δmin-δlast,δmax-δlast]
29、
30、s5、化简增量形式的优化函数：
31、
32、优选的是，所述的大型尾座式无人机偏航控制系统中，所述动力学模块：
33、基于牛顿第二定律建立了大型尾座式无人机的动力学模型，结合计算流体力学方法考虑了螺旋桨的非线性模型和在不同飞行工况下效率的显著变化，将螺旋桨拉力系数和力矩系数拟合为进速比与转速的多项式函数：
34、
35、式中j和ni为进速比和螺旋桨转速，螺旋桨拉力，力矩和功率表示为：
36、
37、利用计算流体力学方法在18种不同的飞行条件下计算了方向舵平面的气流速度，采用多层感知器对上述仿真结果进行拟合，得到方向舵平面在螺旋桨不同转速和不同来流速度情况下不同位置处尾流速度：
38、vin＝f(w,n,p)
39、式中w和p为来流速度和方向舵平面位置坐标；
40、根据方向舵平面流速计算得到方向舵产生的偏航力矩。
41、优选的是，所述的大型尾座式无人机偏航控制系统中，，所述期望轨迹包含三维位置信息和参考偏航角。
42、大型尾座式无人机偏航控制方法，其包括以下步骤：
43、轨迹规划器给出一条带时间戳的期望轨迹，包含三维位置信息和参考偏航角；
44、动力学模块建立尾座式无人机的动力学模型并计算得到当前实际姿态信息；
45、位置环控制器根据期望轨迹与当前实际姿态信息计算出期望姿态；
46、鲁棒姿态控制器根据期望姿态与当前实际姿态信息计算出期望力矩和力；
47、基于优化的控制分配模块将期望力与力矩准确映射为执行器的输入信号；
48、执行器根据所述输入信号产生相应的控制力矩和力输入至动力学模块进而更新当前实际姿态信息。
49、优选的是，所述的大型尾座式无人机偏航控制方法中，建立大型尾座式无人机的动力学模型并将计算得到当前实际姿态信息，包括：
50、结合计算流体力学方法考虑了螺旋桨的非线性模型和在不同飞行工况下效率的显著变化，将螺旋桨拉力系数和力矩系数拟合为进速比与转速的多项式函数：
51、
52、式中j和ni为进速比和螺旋桨转速，螺旋桨拉力，力矩和功率表示为：
53、
54、利用计算流体力学方法在18种不同的飞行条件下计算了方向舵平面的气流速度，采用多层感知器对上述仿真结果进行拟合，得到方向舵平面在螺旋桨不同转速和不同来流速度情况下不同位置处尾流速度：
55、vin＝f(w,n,p)
56、式中w和p为来流速度和方向舵平面位置坐标。
57、优选的是，所述的大型尾座式无人机偏航控制方法中，基于优化的控制分配模块，以执行器控制量增量作为待优化变量，将优化问题转化为标准qp问题，可采用许多qp求解器进行在线实时求解。
58、优选的是，所述的大型尾座式无人机偏航控制方法中，基于优化的控制分配模块，考虑螺旋桨的非线性模型、螺旋桨在不同飞行工况下效率的显著差异以及执行器饱和限制、加速度限制、功率限制，将期望力与力矩准确映射为执行器的输入信号，优化函数构造包括如下部分：
59、s1、控制分配模块优先最小化期望推力/力矩udes与实际推力/力矩unow之间的差异，优化函数的第一项为：
60、ju＝ku||udes-unow||2
61、s2、控制分配模块防止电机转速突然变化或方向舵急剧偏转，优化函数的第二项为：
62、jc＝kn||nnow-nlast||2+kδ||δnow-δlast||2
63、s3、将执行器的工作范围规范化到一个单位空间：
64、
65、引入||vb||2以反映方向舵在不同飞行条件下的效率；
66、较低飞行，方向舵和电机差速共同产生所需的力矩；
67、高速飞行，方向舵产生主要力矩：
68、
69、s4、将优化函数中执行器指令一阶近似，获取执行器指令增量形式的优化函数：
70、
71、s.t.
72、δn∈[nmin-nlast,nmax-nlast]
73、δδ∈[δmin-δlast，δmax-δlast]
74、
75、s5、化简增量形式的优化函数：
76、
77、本发明具有以下有益效果：
78、1.本发明提供一款过驱动百公斤级尾座式无人机，通过将方向舵安装在螺旋桨的下方，利用螺旋桨转动产生的高速尾流，提高方向舵表面的流速，使得方向舵在飞机低速飞行状态下有较高的气动效率，产生更大的控制力矩，从而实现用方向舵偏转增强偏航控制能力的功能；
79、2.本发明解决了过驱动系统的控制分配难题，提出了基于优化的控制分配框架，该框架不仅准确地将所需的控制力和扭矩分配到各执行器上，还考虑了执行器的实际物理模型及其执行效率的变化；
80、3.本发明中控制方法和控制系统框架，结合计算流体力学仿真结果，考虑到了执行器在不同工作环境下的模型，设计了偏航控制方法，具有一定的鲁棒性。
81、本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。
1.大型尾座式无人机，其特征在于，将方向舵安装在螺旋桨的下方。
2.大型尾座式无人机偏航控制系统，其特征在于，适用于过驱动百公斤级尾座式无人机，其方向舵安装在螺旋桨的下方，包括：
3.如权利要求1所述的大型尾座式无人机偏航控制系统，其特征在于，所述基于优化的控制分配模块以执行器控制量增量作为待优化变量，将优化问题转化为标准qp问题，可采用许多qp求解器进行在线实时求解。
4.如权利要求2所述的大型尾座式无人机偏航控制系统，其特征在于，所述基于优化的控制分配模块的优化函数构造包括如下部分：
5.如权利要求3所述的大型尾座式无人机偏航控制系统，其特征在于，所述动力学模块：
6.如权利要求4所述的大型尾座式无人机偏航控制系统，其特征在于，所述期望轨迹包含三维位置信息和参考偏航角。
7.大型尾座式无人机偏航控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
8.如权利要求6所述的大型尾座式无人机偏航控制方法，其特征在于，建立大型尾座式无人机的动力学模型并计算得到当前实际姿态信息，包括：
9.如权利要求7所述的大型尾座式无人机偏航控制方法，其特征在于，基于优化的控制分配模块，以执行器控制量增量作为待优化变量，将优化问题转化为标准qp问题，可采用许多qp求解器进行在线实时求解。
10.如权利要求8所示的大型尾座式无人机偏航控制方法，其特征在于，所述基于优化的控制分配模块考虑螺旋桨的非线性模型、螺旋桨在不同飞行工况下效率的显著差异以及执行器饱和限制、加速度限制、功率限制，将期望力与力矩准确映射为执行器的输入信号，优化函数构造包括如下部分：
