变桨距多旋翼飞行器的控制方法与流程

本发明涉及多旋翼飞行器技术领域，特别涉及一种变桨距多旋翼飞行器的控制方法。

背景技术：

近年来微型无人机研究一直在迅速发展。在近期发展起来的多种无人机中，具有悬停能力并能垂直起降的旋翼式无人机受到了重点关注。固定桨距多旋翼无人机在机械设计上十分简单，不需要传统直升机必须有的复杂操纵联动机构和滑盘，除了电机本身之外没有别的活动部件，这种结构使飞行器非常鲁棒。另外，多旋翼设计可以使用比同等大小单旋翼直升机更小的螺旋桨，这样叶片的动能更小，可以降低飞行中叶片与物体或者人碰撞时受到的损害。

但是上述无人机简单的机械结构和鲁棒的固定桨距多旋翼设计也对它所能实现的飞行性能有着根本的限制。由于装备了固定桨距螺旋桨、常用的无刷电机和电子速度控制器(ESCs)，推力只能从一个方向产生，从而阻止了多旋翼无人机产生向上的推力(相对于机身来说同时可以获得向下的推力)。此外，固定桨距无人机可达到的控制带宽也被电机和螺旋桨的惯性所限制。这些局限性限制了多旋翼无人机所能执行的攻击性和特技飞行动作，也由此限制了多旋翼无人机在灵活密集任务中的未来发展空间。

技术实现要素：

本发明旨在至少解决上述技术问题之一。

为此，本发明的目的在于提出一种变桨距多旋翼飞行器的控制方法，该方法具有飞行器姿态收敛速度快的优点，能够突破固定桨距多旋翼飞行器的飞行性能局限，从而扩展了多旋翼飞行器的发展空间。

为了实现上述目的，本发明的实施例提出了一种变桨距多旋翼飞行器的控制方法，包括以下步骤：建立变桨距多旋翼飞行器的电机-螺旋桨驱动模型，并确定变桨距多旋翼飞行器所需推力的电机-螺旋桨组合；设置变桨距多旋翼飞行器的原始坐标系和惯性坐标系，用四元数描述惯性坐标系内飞行器的姿态，得到其动态模型；根据基于原始坐标系的误差四元数得到基于比例-微分控制的内环姿态控制策略；根据所述基于比例-微分控制的内环姿态控制策略对所述变桨距多旋翼飞行器进行控制。

另外，根据本发明上述实施例的变桨距多旋翼飞行器的控制方法还可以具有如下附加的技术特征：

在一些示例中，当螺旋桨桨距为常数时，电机速度为电机电压的函数，电机动力学模型是电机速度ω的一阶微分方程，给定电机输入电压，电机转速的响应为：

其中，v为电机输入电压，ω为电机转速，剩余参数均为常量，I为电机和螺旋桨的惯性矩，K_V为电机电压常数，单位为rad/s/v，R为电机内阻，i₀为空载电流，K_Q为扭矩常数，单位为Amp/Nm，T_L为负载扭矩。

在一些示例中，当桨距变化时，电机速度表示为电压和桨距角的函数，电机-螺旋桨动力学模型为电机转速ω的非线性模型，给定电机输入电压和桨距角后，电机转速的响应由下式表达：

其中，α为输入的螺旋桨桨距角，和均为电机螺旋桨参数组成的常数。

在一些示例中，当螺旋桨悬停时，螺旋桨升力由L＝b_Lω²α计算，其中b_L为与升力相关的常数，则关于悬停条件ω₀和α₀的线性化为：

其中，在悬停条件附近，当电机输入电压Δv和桨距Δα变化时，螺旋桨产生的升力发生变化ΔL，当飞行器执行大机动飞行动作时，优先改变桨距角以改变升力，并结合较小的功率消耗为原则选择恰当的电机-螺旋桨组合得到所期望的升力。

在一些示例中，变桨距多旋翼飞行器的机身坐标系以飞行器为参考系，用b表示，惯性坐标系使用惯性参考系，用i表示，用四元数q表示机身坐标系与惯性坐标系的转换关系，则机身坐标系中向量v转换为惯性坐标系中向量的四元数变换操作为：

在一些示例中，描述变桨距多旋翼飞行器姿态动态过程的牛顿-欧拉公式为：

其中，r表示飞行器位置，m为飞行器质量，F^b＝[0，0，f_total]^T为机身坐标系推力向量，gⁱ＝[0，0，g]^T为惯性坐标系的重力向量，Ω^b为机身坐标系内b的旋转速度，J为飞行器质量惯性矩，M^b为机身坐标系力矩向量。

在一些示例中，变桨距多旋翼飞行器总推力f_total和无人机力矩M^b与四个电机推力的关系为：

其中，d是飞行器质心到电机架的距离，c是将机身坐标系z轴和四个电机推力联系起来的阻力系数，每个电机产生的推力由最大值和最小值界定为：

f_min≤f_i≤f_max,i＝1,2,3,4，

其中，f_min和f_max由电机、可用电压和螺旋桨的物理特性决定。

在一些示例中，其中，

f_min＝-f_max。

在一些示例中，内环姿态控制策略通过姿态误差和姿态变化率误差的比例-微分控制来实现，具体表示为：

其中，和是误差四元数，分别为飞行器用机身坐标系表示的姿态误差的标量和向量部分，Ω^b为机身坐标系内b的旋转速度，为机身坐标系内b的旋转速度的期望，增益矩阵K_p和K_d是正定对角阵。

根据本发明实施例的变桨距多旋翼飞行器的控制方法，具有飞行器姿态收敛速度快的优点，能够突破固定桨距多旋翼飞行器的飞行性能局限，从而扩展了多旋翼飞行器的发展空间。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1是根据本发明实施例的变桨距多旋翼飞行器的控制方法的流程图；

图2是根据本发明一个实施例的电机速度对电机电压和桨距阶跃响应的仿真示意图；

图3是根据本发明一个实施例的飞行器升力对电机电压和桨距阶跃响应的仿示意图；

图4是根据本发明一个实施例的飞行器机身坐标系与地球惯性坐标系的示意图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

以下结合附图描述根据本发明实施例的变桨距多旋翼飞行器的控制方法。

图1是根据本发明一个实施例的变桨距多旋翼飞行器的控制方法的流程图。如图1所示，该方法包括以下步骤：

步骤S1：建立变桨距多旋翼飞行器的电机-螺旋桨驱动模型，并根据电机-螺旋桨驱动模型确定变桨距多旋翼飞行器所需推力的电机-螺旋桨组合。

步骤S2：设置变桨距多旋翼飞行器的原始坐标系和惯性坐标系，用四元数描述惯性坐标系内飞行器的姿态，得到其动态模型。

步骤S3：根据基于原始坐标系的误差四元数得到基于比例-微分控制的内环姿态控制策略。

步骤S4：根据基于比例-微分控制的内环姿态控制策略对变桨距多旋翼飞行器进行控制。

在发明的一个实施例中，当螺旋桨桨距为常数时，电机速度为电机电压的函数，电机动力学模型是电机速度ω的一阶微分方程，给定电机输入电压，电机转速的响应为：

其中，v为电机输入电压，ω为电机转速，剩余参数均为常量，I为电机和螺旋桨的惯性矩，K_V为电机电压常数，单位为rad/s/v，R为电机内阻，i₀为空载电流，K_Q为扭矩常数，单位为Amp/Nm，T_L为负载扭矩。

在发明的一个实施例中，当桨距变化时，电机速度表示为电压和桨距角的函数，电机-螺旋桨动力学模型为电机转速ω的非线性模型，给定电机输入电压和桨距角后，电机转速的响应由下式表达：

其中，α为输入的螺旋桨桨距角，和均为电机螺旋桨参数组成的常数。

在发明的一个实施例中，当螺旋桨悬停时，螺旋桨升力由L＝b_Lω²α计算，其中b_L为与升力相关的常数，则将上述两式表示成如下关于悬停条件ω₀和α₀的线性化为：

其中，在悬停条件附近，当电机输入电压Δv和桨距Δα变化时，螺旋桨产生的升力发生变化ΔL。当只有电机电压变化时，它首先提高电机的速度，进而电机速度增加推力输出，推力变化率从根本上被电机动力所限制，而叶片的桨距变化绕过电机速度直接影响升力，改变叶片桨距能比改变电机电压使升力变化更快。当飞行器执行大机动飞行动作时，优先改变桨距角以改变升力，并结合较小的功率消耗为原则选择恰当的电机-螺旋桨组合得到所期望的升力。

作为具体的示例，上述悬停条件下的线性化系统响应例如图2和图3所示，阶跃变化在0.4s处输入，图2中实线部分表示电机速度对电压阶跃变化的响应，虚线部分表示电机速度对桨距阶跃变化的响应。图3中实线部分表示飞行器升力对电压阶跃变化的响应，虚线部分表示飞行器升力对桨距阶跃变化的响应，推力随着桨距的增大直接增大，但电机电压增加时推力会被电机动力学滤波。从仿真曲线可以得到，当只有电机电压变化时，它首先提高电机的速度，进而电机速度增加推力输出，推力变化率从根本上被电机动力所限制，而叶片的桨距变化绕过电机速度直接影响升力，改变叶片桨距能比改变电机电压使升力变化更快。当飞行器执行大机动飞行动作时，优先改变桨距角以改变升力，并结合较小的功率消耗为原则选择恰当的电机-螺旋桨组合得到所期望的升力。

在发明的一个实施例中，变桨距多旋翼飞行器的机身坐标系以飞行器为参考系，用b表示，惯性坐标系使用惯性参考系，用i表示，例如图4所示。用四元数q表示机身坐标系与惯性坐标系的转换关系，则机身坐标系中向量v转换为惯性坐标系中向量的四元数变换操作为：

在发明的一个实施例中，描述变桨距多旋翼飞行器姿态动态过程的牛顿-欧拉公式为：

上述两式描述了多旋翼飞行器作为一个刚体模型，其刚体质心加速度与机身坐标系推力的关系，以及刚体旋转加速度与机身坐标系力矩的关系。其中，r表示飞行器位置，m为飞行器质量，F^b＝[0，0，f_total]^T为机身坐标系推力向量，gⁱ＝[0，0，g]^T为惯性坐标系的重力向量，Ω^b为机身坐标系内b的旋转速度，J为飞行器质量惯性矩，M^b为机身坐标系力矩向量。以上描述了四旋翼飞行器姿态的动态过程。应当注意的是，放置在四旋翼直升机上的电机限制了原坐标下推力向量总是与原坐标z轴成一条直线。

在发明的一个实施例中，变桨距多旋翼飞行器总推力f_total和无人机力矩M^b与四个电机推力的关系为：

其中，d是飞行器质心到电机架的距离，c是将机身坐标系z轴和四个电机推力联系起来的阻力系数，每个电机产生的推力由最大值和最小值界定为：

f_min≤f_i≤f_max,i＝1,2,3,4，

其中，f_min和f_max由电机、可用电压和螺旋桨的物理特性决定。使用固定桨距螺旋桨时，理论最小推力f_min＝0，但由于常用的电机速度控制器无法快速的启动和制动电机的旋转，故实际上f_min>0，将一个或更多的电机完全关闭可能会导致多旋翼直升机进入不稳定状态。其中，在变桨距多旋翼飞行器系统中，例如将f_min设计为f_min＝-f_max。

在发明的一个实施例中，内环姿态控制策略通过姿态误差和姿态变化率误差的比例-微分控制来实现，具体表示为：

其中，和是误差四元数，分别为飞行器用机身坐标系表示的姿态误差的标量和向量部分，Ω^b为机身坐标系内b的旋转速度，为机身坐标系内b的旋转速度的期望，增益矩阵K_p和K_d是正定对角阵。计算得到M^b，以用来反推四个电机各自的推力。四个电机推力命令确定后，根据当前姿态和功率要求选择相应的电机-螺旋桨组合，如果是油动变桨距多旋翼飞行器，则只使用改变桨距角来改变推力。

综上，根据本发明实施例的变桨距多旋翼飞行器的控制方法，具有飞行器姿态收敛速度快的优点，能够突破固定桨距多旋翼飞行器的飞行性能局限，从而扩展了多旋翼飞行器的发展空间。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同限定。