一种倾转四旋翼无人机垂直起降控制方法
【专利摘要】本发明公开了一种倾转四旋翼无人机垂直起降控制方法。首先搭建了倾转四旋翼无人机的控制平台，综合利用各种传感器收集姿态数据。针对偏航角与滚转角的不同模型，本方法分别提供了基于线性二次最优的控制方法和基于模型参考滑模的控制方法，包括如下步骤：（1）对飞行器做动力学分析，得到偏航角与滚转角模型，再对系统进行辨识得到模型参数；（2）在模型的基础上，分别设计偏航角与滚转角控制器；（3）利用各种传感器得到姿态测量系统；（4）利用步骤（2）的控制方法与步骤（3）的姿态测量系统的测量数据对倾转四旋翼无人机进行垂直起降时的实时姿态控制。
【专利说明】 一种倾转四旋翼无人机垂直起降控制方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及无人机【技术领域】，特别涉及基于线性二次型最优控制理论和模型参考滑模控制理论的飞行器控制方法。
【背景技术】
[0002]无人飞行器由于其远程控制性，灵活性等优点在近期得到了快速的发展。无人机大体上分为两类:固定翼无人机和旋翼无人机。常规的固定翼无人机虽然具有速度快、航程远的优点，但是它必须依赖跑道，不能垂直起降。而旋翼无人机是一种性能优良的垂直起降(VTOL)飞行器，它具有体积小、可垂直起降、机动性强、结构简单、易于控制、稳定性高等优点，但它的飞行速度却有很大的限制。倾转旋翼无人机是一种兼具固定翼无人机和旋翼无人机优点的新型小型无人机。它是一种复合式旋翼飞行器，它将直升机垂直起降、空中悬停与固定翼飞机高速、续航久的特性结合起来。
[0003]倾转旋翼无人机的杰出代表是贝尔与波音直升机公司在吸收“鱼鹰”技术的基础上生产的倾转旋翼无人机——“鹰眼”(Eagle Eye)。它被广泛应用于海军炮火支援、战斗毁损评估、超视距导向目标、通信与数据中继和电子对抗。该机与“鱼鹰”总体布局相像，翼尖都装有可偏转旋翼短舱来实现推力换向。国内对于倾转旋翼无人机尚起于起步阶段，国内的南京航空航天大学对于倾转旋翼无人机做了一些预研工作(倾转旋翼飞行器飞行控制与实时仿真，杜明然，2011)。然而，上述飞行器双旋翼的布局使飞行器无法在一个旋翼损坏后继续飞行，单独的旋翼倾转也使得升力有损失。针对上述缺点，倾转四旋翼无人机的发展在欧美各国也提上了议程。由于模型的不确定性，对于倾转旋翼无人机的控制是一大难点。而垂直起降时的直升机状态又是倾转旋翼无人机的飞行基础，该时段的飞行姿态控制效果直接关系到飞行器在变异飞行时的成功与否。针对这种四旋翼布局的无人机姿态控制，美国的宾夕法尼亚大学等高校利用了反步法来对四旋翼无人机进行控制，已经到了自主飞行的程度。
[0004]如图1所示，该倾转旋翼飞行器四旋翼的布局，使得系统的稳定性超过了两个旋翼的“鹰眼”布局。与“鹰眼”不同的是，该机的机翼与旋翼一起旋转，使升力得到更有效利用。它拥有四个螺旋桨并且固定在带有副翼的机翼上，机翼有可偏转的机械构造。
[0005]它的飞行模式通过机翼的偏转来进行切换。下面用图1说明在两种飞行模式下的姿态改变原理。在垂直起降时，通过控制凡、R2与R3、R4的转速差来达到对俯仰角的控制。通过控制RpR4与R2、R3的转速差来达到对滚转角的控制。气流作用在副翼上引起的转矩，可以达到对于航向的控制，如图2所示。在平飞时，则如同一般的固定翼飞行器的一样，通过控制副翼偏转来达到飞行姿态的改变。
【发明内容】
[0006]发明目的:针对上述现有技术，提出一种基于模型参考滑模控制理论的倾转四旋翼无人机垂直起降控制方法。[0007]技术方案:一种倾转四旋翼无人机垂直起降控制方法，包括以下步骤:
[0008](I)对倾转四旋翼无人机进行动力学分析，得到倾转四旋翼无人机偏航角模型、滚转角模型和俯仰角模型，并通过系统辨识方法得到所述各模型的模型参数；
[0009](2)根据所述步骤(I)得到的偏航角模型，建立基于线性二次最优控制理论的偏航角控制系统:偏航角模型的输出与偏航角参考值的偏差作积分后作为所述偏航角模型的输出反馈，所述输出反馈增益是F2 ;所述偏航角模型的状态反馈增益是F1 ;将所述输出反馈和状态反馈作和并取反后作为偏航角模型的控制输入；所述偏航角模型输出实际偏航角控制量;
[0010]根据所述步骤(I)得到的滚转角模型，建立基于模型参考滑模控制理论的滚转角控制系统:包括滚转角参考模型、滑模控制器以及滚转角模型；所述滚转角参考模型与滚转角模型的状态偏差作为滑模控制器的状态量输入；所述滚转角模型输出与参考模型输出的偏差作积分后作为滑模控制器的输入；所述参考模型的滚转角参考值、滚转角模型的状态均输入到滑模控制器；所述滑模控制器的输出作为滚转角模型的输入，所述滚转角模型输出实际滚转角控制量；
[0011]根据所述步骤(I)得到的俯仰角模型，建立基于模型参考滑模控制理论的俯仰角控制系统:俯仰角控制系统包括俯仰角参考模型、滑模控制器以及俯仰角模型；所述俯仰角参考模型与俯仰角模型的状态偏差作为滑模控制器的状态量输入；所述俯仰角模型输出与参考模型输出的偏差作积分后作为滑模控制器的输入；所述参考模型的俯仰角参考值、俯仰角模型的状态均输入到滑模控制器；所述滑模控制器的输出作为俯仰角模型的输入，所述俯仰角模型输出实际俯仰角控制量；
[0012](3)利用步骤(2)建立的偏航角控制系统、俯仰角控系统以及滚转角控制系统对倾转四旋翼无人机进行垂直起降时的实时姿态控制。
[0013]有益效果:本发明提出的基于模型参考滑模控制理论的倾转四旋翼无人机垂直起降控制方法能够有效地对无人机的滚转角和偏航角进行控制。引进的参考模型是一个收敛的系统，解决了实际系统的输出发散的问题；为了使实际输出与参考模型输出相同，又引进了偏差系统:分别对状态和输出作差并作一定的处理得到的系统；引入的滑模控制器，解决了同时对系统状态和输出进行控制的问题。从最后的实验结果来看，飞行器的姿态角可以稳定跟踪到参考输入，并且可以稳定悬浮。综上，所设计的控制系统有了很好的控制效果O
【专利附图】
【附图说明】
[0014]图1是倾转四旋翼无人机的俯视示意图；
[0015]图2是偏航角系统真实输出与模型输出的交叉验证图；
[0016]图3是滚转角系统真实输出与模型输出的交叉验证图；
[0017]图4是偏航角控制框图；
[0018]图5是滚转角控制框图；
[0019]图6是偏航角控制方法的阶跃信号仿真响应结果；
[0020]图7是偏航角控制方法的阶跃信号仿真控制输入；
[0021]图8是滚转角控制方法的阶跃信号仿真响应结果；[0022]图9是滚转角控制方法的阶跃信号仿真控制输入；
[0023]图10是滚转角控制方法的阶跃信号仿真滑模控制器的切换函数；
[0024]图11是偏航角实际控制效果图；
[0025]图12是滚转角实际控制效果图；
[0026]图13是飞行器悬浮滚转角变化图。
【具体实施方式】
[0027]下面结合附图对本发明作更进一步的说明。
[0028]如图1所示，飞行器的四个旋翼与机体的质心的距离相同。fp是由气流对副翼产生的偏转力。fp与气流速度、每一个副翼的偏转角度?fp相关。假设偏航的时候，飞行器的滚转角和俯仰角都是0°，所以四个旋翼转速不变；这样气流变化的作用对比与副翼偏转角度引起的作用忽略不计。由以上假设得到&只受到?fp的影响。设凡是偏航力矩，L是机翼中心到质心距离，机体质心到旋翼中心形成的射线与机头所指方向形成一个角Ψ为45°角。一个副翼产生的力矩为fpLsinW，则造成偏航方向的总力矩为:MZ = 4fpLsinW。
[0029]由舵机指令信号F到副翼的偏转角度Ofp以及由副翼的偏转角度Ofp到气流对副翼产生的偏转力fp都等效为一阶惯性环节，设Ψ为偏航角的拉普拉斯变换。最终，得到偏航角模型:
[0031]其中art，ar2,brl为模型`参数，Ψ为偏航角的拉普拉斯变换，F为舵机输入指令信号的拉普拉斯变换。偏航角的形成是由副翼偏转得到；而副翼偏转是通过舵机控制，所以可以理解成偏航角参考信号。
[0032]由于滚转角和俯仰角两者模型类似，以下只讨论滚转角的建模。忽略滚转角和和俯仰角的耦合之后，得到近似线性化滚转角模型Mx = J0 ''。其中Mx为转矩，J为转动惯量，Θ为滚转角。电机的转速指令输入到实际的升力等效为一阶惯性系统，得到滚转角模型为:
[0033]Q= /y.Cr、2 U(2)
J(1+ Ts) Λ
[0034]其中，Θ，U分别是滚转角θ和输入电机转速指令的拉普拉斯变换，C和T均为常数。
[0035]偏航角模型、滚转角模型、俯仰角模型中的未知模型参数通过手动操作飞行器获得输入输出数据后，再由Matlab辨识工具箱拟合得到。其中综合利用了陀螺仪、加速度计、地磁计等传感器的惯性测量单元(IMU)来实时测量姿态角数据。最终得到的拟合效果如图
2、3所示。
[0036]根据得到的偏航角模型，建立基于线性二次最优控制理论的偏航角控制系统，控制系统框图如图4所示:偏航角模型的输出与偏航角参考值的偏差作积分后作为偏航角模型的输出反馈，该输出反馈增益是F2 ;偏航角模型的状态反馈增益是F115将输出反馈和状态反馈作和并取反后作为偏航角模型的控制输入。偏航角模型输出实际偏航角控制量。
[0037]偏航角、偏航角角速度、偏航角角加速度作为系统状态变量,偏航角作为输出，得到偏航角控制系统的状态空间模型为:[0038]
【权利要求】
1.一种倾转四旋翼无人机垂直起降控制方法，其特征在于，包括以下步骤: (1)对倾转四旋翼无人机进行动力学分析，得到倾转四旋翼无人机偏航角模型、滚转角模型和俯仰角模型，并通过系统辨识方法得到所述各模型的模型参数； (2)根据所述步骤(1)得到的偏航角模型，建立基于线性二次最优控制理论的偏航角控制系统:偏航角模型的输出与偏航角参考值的偏差作积分后作为所述偏航角模型的输出反馈，所述输出反馈增益是F2 ;所述偏航角模型的状态反馈增益是F1 ;将所述输出反馈和状态反馈作和并取反后作为偏航角模型的控制输入；所述偏航角模型输出实际偏航角控制量； 根据所述步骤(1)得到的滚转角模型，建立基于模型参考滑模控制理论的滚转角控制系统:包括滚转角参考模型、滑模控制器以及滚转角模型；所述滚转角参考模型与滚转角模型的状态偏差作为滑模控制器的状态量输入；所述滚转角模型输出与参考模型输出的偏差作积分后作为滑模控制器的输入；所述参考模型的滚转角参考值、滚转角模型的状态均输入到滑模控制器；所述滑模控制器的输出作为滚转角模型的输入，所述滚转角模型输出实际滚转角控制量； 根据所述步骤(1)得到的俯仰角模型，建立基于模型参考滑模控制理论的俯仰角控制系统:俯仰角控制系统包括俯仰角参考模型、滑模控制器以及俯仰角模型；所述俯仰角参考模型与俯仰角模型的状态偏差作为滑模控制器的状态量输入；所述俯仰角模型输出与参考模型输出的偏差作积分后作为滑模控制器的输入；所述参考模型的俯仰角参考值、俯仰角模型的状态均输入到滑模控制器；所述滑模控制器的输出作为俯仰角模型的输入，所述俯仰角模型输出实际俯仰角控制量； (3)利用步骤(2)建立的偏航角控制系统、俯仰角控系统以及滚转角控制系统对倾转四旋翼无人机进行垂直起降时`的实时姿态控制。
【文档编号】G05D1/08GK103869817SQ201410074519
【公开日】2014年6月18日 申请日期:2014年3月3日 优先权日:2014年3月3日
【发明者】孙长银, 王伟, 王庆, 王兵, 余瑶 申请人:东南大学