本發(fā)明涉及多旋翼飛行器技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種變槳距多旋翼飛行器的控制方法。

背景技術(shù)：

近年來微型無人機研究一直在迅速發(fā)展。在近期發(fā)展起來的多種無人機中，具有懸停能力并能垂直起降的旋翼式無人機受到了重點關(guān)注。固定槳距多旋翼無人機在機械設(shè)計上十分簡單，不需要傳統(tǒng)直升機必須有的復雜操縱聯(lián)動機構(gòu)和滑盤，除了電機本身之外沒有別的活動部件，這種結(jié)構(gòu)使飛行器非常魯棒。另外，多旋翼設(shè)計可以使用比同等大小單旋翼直升機更小的螺旋槳，這樣葉片的動能更小，可以降低飛行中葉片與物體或者人碰撞時受到的損害。

但是上述無人機簡單的機械結(jié)構(gòu)和魯棒的固定槳距多旋翼設(shè)計也對它所能實現(xiàn)的飛行性能有著根本的限制。由于裝備了固定槳距螺旋槳、常用的無刷電機和電子速度控制器(ESCs)，推力只能從一個方向產(chǎn)生，從而阻止了多旋翼無人機產(chǎn)生向上的推力(相對于機身來說同時可以獲得向下的推力)。此外，固定槳距無人機可達到的控制帶寬也被電機和螺旋槳的慣性所限制。這些局限性限制了多旋翼無人機所能執(zhí)行的攻擊性和特技飛行動作，也由此限制了多旋翼無人機在靈活密集任務(wù)中的未來發(fā)展空間。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明旨在至少解決上述技術(shù)問題之一。

為此，本發(fā)明的目的在于提出一種變槳距多旋翼飛行器的控制方法，該方法具有飛行器姿態(tài)收斂速度快的優(yōu)點，能夠突破固定槳距多旋翼飛行器的飛行性能局限，從而擴展了多旋翼飛行器的發(fā)展空間。

為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明的實施例提出了一種變槳距多旋翼飛行器的控制方法，包括以下步驟：建立變槳距多旋翼飛行器的電機-螺旋槳驅(qū)動模型，并確定變槳距多旋翼飛行器所需推力的電機-螺旋槳組合；設(shè)置變槳距多旋翼飛行器的原始坐標系和慣性坐標系，用四元數(shù)描述慣性坐標系內(nèi)飛行器的姿態(tài)，得到其動態(tài)模型；根據(jù)基于原始坐標系的誤差四元數(shù)得到基于比例-微分控制的內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制策略；根據(jù)所述基于比例-微分控制的內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制策略對所述變槳距多旋翼飛行器進行控制。

另外，根據(jù)本發(fā)明上述實施例的變槳距多旋翼飛行器的控制方法還可以具有如下附加的技術(shù)特征：

在一些示例中，當螺旋槳槳距為常數(shù)時，電機速度為電機電壓的函數(shù)，電機動力學模型是電機速度ω的一階微分方程，給定電機輸入電壓，電機轉(zhuǎn)速的響應為：

其中，v為電機輸入電壓，ω為電機轉(zhuǎn)速，剩余參數(shù)均為常量，I為電機和螺旋槳的慣性矩，K_V為電機電壓常數(shù)，單位為rad/s/v，R為電機內(nèi)阻，i₀為空載電流，K_Q為扭矩常數(shù)，單位為Amp/Nm，T_L為負載扭矩。

在一些示例中，當槳距變化時，電機速度表示為電壓和槳距角的函數(shù)，電機-螺旋槳動力學模型為電機轉(zhuǎn)速ω的非線性模型，給定電機輸入電壓和槳距角后，電機轉(zhuǎn)速的響應由下式表達：

其中，α為輸入的螺旋槳槳距角，和均為電機螺旋槳參數(shù)組成的常數(shù)。

在一些示例中，當螺旋槳懸停時，螺旋槳升力由L＝b_Lω²α計算，其中b_L為與升力相關(guān)的常數(shù)，則關(guān)于懸停條件ω₀和α₀的線性化為：

其中，在懸停條件附近，當電機輸入電壓Δv和槳距Δα變化時，螺旋槳產(chǎn)生的升力發(fā)生變化ΔL，當飛行器執(zhí)行大機動飛行動作時，優(yōu)先改變槳距角以改變升力，并結(jié)合較小的功率消耗為原則選擇恰當?shù)碾姍C-螺旋槳組合得到所期望的升力。

在一些示例中，變槳距多旋翼飛行器的機身坐標系以飛行器為參考系，用b表示，慣性坐標系使用慣性參考系，用i表示，用四元數(shù)q表示機身坐標系與慣性坐標系的轉(zhuǎn)換關(guān)系，則機身坐標系中向量v轉(zhuǎn)換為慣性坐標系中向量的四元數(shù)變換操作為：

在一些示例中，描述變槳距多旋翼飛行器姿態(tài)動態(tài)過程的牛頓-歐拉公式為：

其中，r表示飛行器位置，m為飛行器質(zhì)量，F(xiàn)^b＝[0，0，f_total]^T為機身坐標系推力向量，gⁱ＝[0，0，g]^T為慣性坐標系的重力向量，Ω^b為機身坐標系內(nèi)b的旋轉(zhuǎn)速度，J為飛行器質(zhì)量慣性矩，M^b為機身坐標系力矩向量。

在一些示例中，變槳距多旋翼飛行器總推力f_total和無人機力矩M^b與四個電機推力的關(guān)系為：

其中，d是飛行器質(zhì)心到電機架的距離，c是將機身坐標系z軸和四個電機推力聯(lián)系起來的阻力系數(shù)，每個電機產(chǎn)生的推力由最大值和最小值界定為：

f_min≤f_i≤f_max,i＝1,2,3,4，

其中，f_min和f_max由電機、可用電壓和螺旋槳的物理特性決定。

在一些示例中，其中，

f_min＝-f_max。

在一些示例中，內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制策略通過姿態(tài)誤差和姿態(tài)變化率誤差的比例-微分控制來實現(xiàn)，具體表示為：

其中，和是誤差四元數(shù)，分別為飛行器用機身坐標系表示的姿態(tài)誤差的標量和向量部分，Ω^b為機身坐標系內(nèi)b的旋轉(zhuǎn)速度，為機身坐標系內(nèi)b的旋轉(zhuǎn)速度的期望，增益矩陣K_p和K_d是正定對角陣。

根據(jù)本發(fā)明實施例的變槳距多旋翼飛行器的控制方法，具有飛行器姿態(tài)收斂速度快的優(yōu)點，能夠突破固定槳距多旋翼飛行器的飛行性能局限，從而擴展了多旋翼飛行器的發(fā)展空間。

本發(fā)明的附加方面和優(yōu)點將在下面的描述中部分給出，部分將從下面的描述中變得明顯，或通過本發(fā)明的實踐了解到。

附圖說明

本發(fā)明的上述和/或附加的方面和優(yōu)點從結(jié)合下面附圖對實施例的描述中將變得明顯和容易理解，其中：

圖1是根據(jù)本發(fā)明實施例的變槳距多旋翼飛行器的控制方法的流程圖；

圖2是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的電機速度對電機電壓和槳距階躍響應的仿真示意圖；

圖3是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的飛行器升力對電機電壓和槳距階躍響應的仿示意圖；

圖4是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的飛行器機身坐標系與地球慣性坐標系的示意圖。

具體實施方式

下面詳細描述本發(fā)明的實施例，所述實施例的示例在附圖中示出，其中自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，僅用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明的限制。此外，術(shù)語“第一”、“第二”僅用于描述目的，而不能理解為指示或暗示相對重要性。

在本發(fā)明的描述中，需要說明的是，除非另有明確的規(guī)定和限定，術(shù)語“安裝”、“相連”、“連接”應做廣義理解，例如，可以是固定連接，也可以是可拆卸連接，或一體地連接；可以是機械連接，也可以是電連接；可以是直接相連，也可以通過中間媒介間接相連，可以是兩個元件內(nèi)部的連通。對于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員而言，可以具體情況理解上述術(shù)語在本發(fā)明中的具體含義。

以下結(jié)合附圖描述根據(jù)本發(fā)明實施例的變槳距多旋翼飛行器的控制方法。

圖1是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的變槳距多旋翼飛行器的控制方法的流程圖。如圖1所示，該方法包括以下步驟：

步驟S1：建立變槳距多旋翼飛行器的電機-螺旋槳驅(qū)動模型，并根據(jù)電機-螺旋槳驅(qū)動模型確定變槳距多旋翼飛行器所需推力的電機-螺旋槳組合。

步驟S2：設(shè)置變槳距多旋翼飛行器的原始坐標系和慣性坐標系，用四元數(shù)描述慣性坐標系內(nèi)飛行器的姿態(tài)，得到其動態(tài)模型。

步驟S3：根據(jù)基于原始坐標系的誤差四元數(shù)得到基于比例-微分控制的內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制策略。

步驟S4：根據(jù)基于比例-微分控制的內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制策略對變槳距多旋翼飛行器進行控制。

在發(fā)明的一個實施例中，當螺旋槳槳距為常數(shù)時，電機速度為電機電壓的函數(shù)，電機動力學模型是電機速度ω的一階微分方程，給定電機輸入電壓，電機轉(zhuǎn)速的響應為：

其中，v為電機輸入電壓，ω為電機轉(zhuǎn)速，剩余參數(shù)均為常量，I為電機和螺旋槳的慣性矩，K_V為電機電壓常數(shù)，單位為rad/s/v，R為電機內(nèi)阻，i₀為空載電流，K_Q為扭矩常數(shù)，單位為Amp/Nm，T_L為負載扭矩。

在發(fā)明的一個實施例中，當槳距變化時，電機速度表示為電壓和槳距角的函數(shù)，電機-螺旋槳動力學模型為電機轉(zhuǎn)速ω的非線性模型，給定電機輸入電壓和槳距角后，電機轉(zhuǎn)速的響應由下式表達：

其中，α為輸入的螺旋槳槳距角，和均為電機螺旋槳參數(shù)組成的常數(shù)。

在發(fā)明的一個實施例中，當螺旋槳懸停時，螺旋槳升力由L＝b_Lω²α計算，其中b_L為與升力相關(guān)的常數(shù)，則將上述兩式表示成如下關(guān)于懸停條件ω₀和α₀的線性化為：

其中，在懸停條件附近，當電機輸入電壓Δv和槳距Δα變化時，螺旋槳產(chǎn)生的升力發(fā)生變化ΔL。當只有電機電壓變化時，它首先提高電機的速度，進而電機速度增加推力輸出，推力變化率從根本上被電機動力所限制，而葉片的槳距變化繞過電機速度直接影響升力，改變?nèi)~片槳距能比改變電機電壓使升力變化更快。當飛行器執(zhí)行大機動飛行動作時，優(yōu)先改變槳距角以改變升力，并結(jié)合較小的功率消耗為原則選擇恰當?shù)碾姍C-螺旋槳組合得到所期望的升力。

作為具體的示例，上述懸停條件下的線性化系統(tǒng)響應例如圖2和圖3所示，階躍變化在0.4s處輸入，圖2中實線部分表示電機速度對電壓階躍變化的響應，虛線部分表示電機速度對槳距階躍變化的響應。圖3中實線部分表示飛行器升力對電壓階躍變化的響應，虛線部分表示飛行器升力對槳距階躍變化的響應，推力隨著槳距的增大直接增大，但電機電壓增加時推力會被電機動力學濾波。從仿真曲線可以得到，當只有電機電壓變化時，它首先提高電機的速度，進而電機速度增加推力輸出，推力變化率從根本上被電機動力所限制，而葉片的槳距變化繞過電機速度直接影響升力，改變?nèi)~片槳距能比改變電機電壓使升力變化更快。當飛行器執(zhí)行大機動飛行動作時，優(yōu)先改變槳距角以改變升力，并結(jié)合較小的功率消耗為原則選擇恰當?shù)碾姍C-螺旋槳組合得到所期望的升力。

在發(fā)明的一個實施例中，變槳距多旋翼飛行器的機身坐標系以飛行器為參考系，用b表示，慣性坐標系使用慣性參考系，用i表示，例如圖4所示。用四元數(shù)q表示機身坐標系與慣性坐標系的轉(zhuǎn)換關(guān)系，則機身坐標系中向量v轉(zhuǎn)換為慣性坐標系中向量的四元數(shù)變換操作為：

在發(fā)明的一個實施例中，描述變槳距多旋翼飛行器姿態(tài)動態(tài)過程的牛頓-歐拉公式為：

上述兩式描述了多旋翼飛行器作為一個剛體模型，其剛體質(zhì)心加速度與機身坐標系推力的關(guān)系，以及剛體旋轉(zhuǎn)加速度與機身坐標系力矩的關(guān)系。其中，r表示飛行器位置，m為飛行器質(zhì)量，F(xiàn)^b＝[0，0，f_total]^T為機身坐標系推力向量，gⁱ＝[0，0，g]^T為慣性坐標系的重力向量，Ω^b為機身坐標系內(nèi)b的旋轉(zhuǎn)速度，J為飛行器質(zhì)量慣性矩，M^b為機身坐標系力矩向量。以上描述了四旋翼飛行器姿態(tài)的動態(tài)過程。應當注意的是，放置在四旋翼直升機上的電機限制了原坐標下推力向量總是與原坐標z軸成一條直線。

在發(fā)明的一個實施例中，變槳距多旋翼飛行器總推力f_total和無人機力矩M^b與四個電機推力的關(guān)系為：

其中，d是飛行器質(zhì)心到電機架的距離，c是將機身坐標系z軸和四個電機推力聯(lián)系起來的阻力系數(shù)，每個電機產(chǎn)生的推力由最大值和最小值界定為：

f_min≤f_i≤f_max,i＝1,2,3,4，

其中，f_min和f_max由電機、可用電壓和螺旋槳的物理特性決定。使用固定槳距螺旋槳時，理論最小推力f_min＝0，但由于常用的電機速度控制器無法快速的啟動和制動電機的旋轉(zhuǎn)，故實際上f_min>0，將一個或更多的電機完全關(guān)閉可能會導致多旋翼直升機進入不穩(wěn)定狀態(tài)。其中，在變槳距多旋翼飛行器系統(tǒng)中，例如將f_min設(shè)計為f_min＝-f_max。

在發(fā)明的一個實施例中，內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制策略通過姿態(tài)誤差和姿態(tài)變化率誤差的比例-微分控制來實現(xiàn)，具體表示為：

其中，和是誤差四元數(shù)，分別為飛行器用機身坐標系表示的姿態(tài)誤差的標量和向量部分，Ω^b為機身坐標系內(nèi)b的旋轉(zhuǎn)速度，為機身坐標系內(nèi)b的旋轉(zhuǎn)速度的期望，增益矩陣K_p和K_d是正定對角陣。計算得到M^b，以用來反推四個電機各自的推力。四個電機推力命令確定后，根據(jù)當前姿態(tài)和功率要求選擇相應的電機-螺旋槳組合，如果是油動變槳距多旋翼飛行器，則只使用改變槳距角來改變推力。

綜上，根據(jù)本發(fā)明實施例的變槳距多旋翼飛行器的控制方法，具有飛行器姿態(tài)收斂速度快的優(yōu)點，能夠突破固定槳距多旋翼飛行器的飛行性能局限，從而擴展了多旋翼飛行器的發(fā)展空間。

在本說明書的描述中，參考術(shù)語“一個實施例”、“一些實施例”、“示例”、“具體示例”、或“一些示例”等的描述意指結(jié)合該實施例或示例描述的具體特征、結(jié)構(gòu)、材料或者特點包含于本發(fā)明的至少一個實施例或示例中。在本說明書中，對上述術(shù)語的示意性表述不一定指的是相同的實施例或示例。而且，描述的具體特征、結(jié)構(gòu)、材料或者特點可以在任何的一個或多個實施例或示例中以合適的方式結(jié)合。

盡管已經(jīng)示出和描述了本發(fā)明的實施例，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員可以理解：在不脫離本發(fā)明的原理和宗旨的情況下可以對這些實施例進行多種變化、修改、替換和變型，本發(fā)明的范圍由權(quán)利要求及其等同限定。