一种载人涡喷飞行器的自平衡控制系统的制作方法

本发明属于飞行器领域，特别涉及一种载人涡喷飞行器的自平衡控制系统。

背景技术：

随着现代科技的发展，飞行器应用越来越广泛，载人涡喷飞行器是一个可在任意空间自由飞行的半欠驱动系统，在人为操纵杆输入信号的基础之上，载人涡喷飞行器设计一个内在自适应平衡调节器，将外界人为操纵杆输入量耦合至调节器，调机器的输出量来控制飞行器水平和垂直的姿态。这个内在平衡调机器是本自适应平衡系统的核心。它完成了飞行器姿态控制与飞行状态的解耦，多变量信号融合、非线性系统控制。

在飞行器飞行过程中，多涡喷发动机调节动力保持飞行器平衡协同工作的情况特别频繁。在飞行器在高空飞行时，由于受到风力影响、气压条件对涡喷发动机的影响等诸多因素的限制，再加上人为调节操纵杆来控制飞行器的飞行状态，飞行器的平衡性和动态响应性能无法保证飞行器上的操控人员的安全，并且这种普通的控制算法针对不同的飞行器差异性较大、控制算法的可移植性差，想要实现不同飞行器的动态平衡控制，无法做到统一的适应性。

因此需要发明一种适用于载人涡喷飞行器的自适应平衡控制系统用以解决上述问题，这也是载人涡喷飞行器开发过程中必不可少的部分。

技术实现要素：

针对背景技术中提到的问题，本发明的目的是提供一种载人涡喷飞行器的自平衡控制系统及其生产方法，以解决背景技术中提到的问题。

本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：

一种载人涡喷飞行器的自平衡控制系统，包括：

基于惯导信号输入外部手操杆信号输入以及涡喷发动机动力输出的闭环控制系统；

自适应平衡调节器和自适应平衡调节器的控制算法；

以及五个主涡喷发动机和两个副涡喷发动机，五个所述主涡喷发动机分布在飞行器中十字形支架的四个顶点和交叉中点，依次编号为主涡喷发动机一、主涡喷发动机二、主涡喷发动机三、主涡喷发动机四和主涡喷发动机五，两个所述副涡喷发动机分布在飞行器的两侧，依次编号为副涡喷发动机六和副涡喷发动机七；

所述飞行器飞行时，所述主涡喷发动机一、所述主涡喷发动机二、所述主涡喷发动机三和所述主涡喷发动机四作为自动平衡动力，所述主涡喷发动机五作为起降动力，所述副涡喷发动机六和副涡喷发动机七作为偏航动力；

所述自适应平衡调节器根据所述飞行器实际的偏航角输入需要迅速调节的主涡喷发动机一和主涡喷发动机二的动力差、所述主涡喷发动机三和所述主涡喷发动机四的动力差，或根据所述飞行器实际的偏航角输入需要迅速调节的主涡喷发动机一和主涡喷发动机四的动力差、所述主涡喷发动机二和所述主涡喷发动机三的动力差；

所述闭环控制系统的硬件构成包括电源模块电路、主控芯片mcu、惯导模块电路、无线通讯模块、涡轮发动机edu控制器以及摇杆模拟输入模块，所述电源模块电路为所述主控芯片供电，所述惯导模块通过所述主控芯片上的iic接口与所述主控芯片通讯，所述无线通讯模块通过所述主控芯片mcu上的spi接口与所述主控芯片通讯，所述主控芯片mcu通过所述主控芯片mcu上的pwm输出信号给涡喷发动机edu控制器，所述摇杆模拟输入模块通过主控芯片mcu上的12位高精度ad采集通道采集手操杆数据。

较佳的，所述主控芯片mcu采用stm32f429系列mcu为主控芯片，所述主控芯片mcu采用传统arm内核，所述主控芯片mcu具有iic通讯、ad采样、spi串口通信、pwm输出接口。

较佳的，所述惯导模块电路采用高精度惯导芯片mpu9250，所述惯导模块电路上具有9轴姿态测量传感器，所述惯导模块电路与主控芯片mcu通过iic接口通讯的速率介于200-400kb/s，所述惯导模块电路采集加速度、陀螺仪、欧拉角数据并通过状态估算、动力学解算、数字滤波、卡尔曼滤波核心算法给主控芯片mcu输出高精度姿态数据。

较佳的，所述主控芯片mcu通过pwm输出信号给涡喷发动机edu控制器，所述pwm输出信号为占空比1-2ms、周期为20ms的pwm脉冲信号。

较佳的，所述自适应调节器具有人为操纵杆的输入和惯导系统的采集反馈输入两个输入量，所述自适应调节器中的自适应平衡调节器的控制算法为动态调节pid控制器算法，pid控制器算法可根据历史数据和差别的出现率来调整输入值。

较佳的，所述无线通讯模块为nrf2401无线通讯模块，所述无线通讯模块在模拟测试时于所述主控芯片mcu的spi通讯口联接。

较佳的，在所述自适应平衡调节器的控制算法下，建立的数学模型中地面惯性坐标系和飞行器的机体固连坐标系两者的坐标转换矩阵为：

其中、、分别表示飞行器的偏航、俯仰、滚转角度；

其中代表正弦，所述代表余弦。

较佳的，在所述自适应平衡调节器的控制算法下，同时使用飞行器的机体固连坐标系，并设所述主涡喷发动机一、所述主涡喷发动机二、所述主涡喷发动机三和所述主涡喷发动机四的升力为fi（i=1,2,3,4），则飞行器受到的升力fb可表示为：

其中为主涡喷发动机一、所述主涡喷发动机二、所述主涡喷发动机三和所述主涡喷发动机四的升力之和，为所述主涡喷发动机一的升力，为所述主涡喷发动机二的升力，为所述主涡喷发动机三的升力，为所述主涡喷发动机四的升力，飞行器受到的升力为矩阵的转秩矩阵；

利用坐标转换矩阵r可得到地面惯性坐标系下的升力fe为：

当忽略飞行器所受的空气阻力可得：

其中为飞行器在笛卡尔坐标系下对应的三维姿态参数，为矩阵的转秩，即；

令为飞行器三个轴上的转动惯量，为飞行器的滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩，并假设飞行器结构完全对称，忽略空气阻力和陀螺效应，飞行器做小角度运动有：

其中为飞行器在笛卡尔坐标系下的三维角度惯量；为主涡喷发动机一、所述主涡喷发动机二、所述主涡喷发动机三和所述主涡喷发动机四的功率，为玻尔兹曼常量；

最终得到所述自适应平衡调节器的控制算法中飞行器的简化数学模型为：

。

其中为飞行器在笛卡尔坐标系下对应的三维姿态参数；其中为飞行器在笛卡尔坐标系下的三维角度惯量，为飞行器的质量，为重力加速度。

较佳的，所述自平衡调节器由内环回路和外环回路控制，所述内环回路用于控制飞行器的姿态，所述外环回路用于控制飞行器的位置；

当所述内环回路控制飞行器姿态时，令为给定的姿态角，为反馈的姿态角，并构造伪控制量：

其中、、为构造的关于各个姿态角的伪控制量；、、代表对角度变量φ、θ、ψ的一次微分；、、代表对角度变量φ、θ、ψ的二次微分；、、代表角度变量φ、θ、ψ的积分变量；、、、、、、、、为参数；

又因

可得

可得到对应发动机的转速为：

从而得到姿态控制回路；

其中，为主涡喷发动机一、所述主涡喷发动机二、所述主涡喷发动机三和所述主涡喷发动机四的功率；、为矩阵对应的余子式，为飞行器三个轴上的转动惯量，l为飞行器的力臂长度；

当所述内环回路控制飞行器的位置时，令为给定的姿态角，为反馈的姿态角，同时构造伪控制量：

又因

令为已知，有：

从而得到位置控制回路；

其中、、表示位置参数x、y、z的积分变量；、、表示对位置参数x、y、z的一次微分；、、表示对位置参数x、y、z的的二次微分，、、、、、、、、为参数。

综上所述，本发明主要具有以下有益效果：

一、此载人涡喷飞行器自平衡控制系统结构简单，电路板体积小。

二、此载人涡喷飞行器自平衡控制系统算法简单，最终的算法集成于系统内，作为一个嵌入式软硬件平台，可单独作为一个控制器。

三、此载人涡喷飞行器自平衡控制系统可移植性方便，作为一套软硬件系统，可直接移植到适合的飞行器结构内，通过其自适应调节平衡的特点，无需给新的飞行器调pid参数，且稳定可靠。

附图说明

图1是系统结构图之一；

图2是系统结构图之二；

图3是飞行器机械结构图；

图4是飞行器发动机示意图；

图5是系统控制板示意图；

图6是涡喷飞行器系统坐标系的数学描述示意图；

图7是姿态控制回路示意图；

图8是位置控制回路示意图；

图9是飞行器的位置仿真示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例1

参考图1至图9，一种载人涡喷飞行器的自平衡控制系统，包括：

基于惯导信号输入外部手操杆信号输入以及涡喷发动机动力输出的闭环控制系统；

自适应平衡调节器和自适应平衡调节器的控制算法；

以及五个主涡喷发动机和两个副涡喷发动机，五个主涡喷发动机分布在飞行器中十字形支架的四个顶点和交叉中点，依次编号为主涡喷发动机一、主涡喷发动机二、主涡喷发动机三、主涡喷发动机四和主涡喷发动机五，两个副涡喷发动机分布在飞行器的两侧，依次编号为副涡喷发动机六和副涡喷发动机七；

其中，当飞行器飞行时，主涡喷发动机一、主涡喷发动机二、主涡喷发动机三和主涡喷发动机四作为自动平衡动力，主涡喷发动机五作为起降动力，副涡喷发动机六和副涡喷发动机七作为偏航动力；

其中，自适应平衡调节器根据飞行器实际的偏航角输入需要迅速调节的主涡喷发动机一和主涡喷发动机二的动力差、主涡喷发动机三和主涡喷发动机四的动力差，或根据飞行器实际的偏航角输入需要迅速调节的主涡喷发动机一和主涡喷发动机四的动力差、主涡喷发动机二和主涡喷发动机三的动力差；

其中，闭环控制系统的硬件构成包括电源模块电路、主控芯片mcu、惯导模块电路、无线通讯模块、涡轮发动机edu控制器以及摇杆模拟输入模块，电源模块电路为主控芯片供电，惯导模块通过主控芯片上的iic接口与主控芯片通讯，无线通讯模块通过主控芯片mcu上的spi接口与主控芯片通讯，主控芯片mcu通过主控芯片mcu上的pwm输出信号给涡喷发动机edu控制器，摇杆模拟输入模块通过主控芯片mcu上的12位高精度ad采集通道采集手操杆数据。

其中，主控芯片mcu采用stm32f429系列mcu为主控芯片，主控芯片mcu采用传统arm内核，主控芯片mcu具有iic通讯、ad采样、spi串口通信、pwm输出接口。

其中，惯导模块电路采用高精度惯导芯片mpu9250，惯导模块电路上具有9轴姿态测量传感器，惯导模块电路与主控芯片mcu通过iic接口通讯的速率介于200-400kb/s，惯导模块电路采集加速度、陀螺仪、欧拉角数据并通过状态估算、动力学解算、数字滤波、卡尔曼滤波核心算法给主控芯片mcu输出高精度姿态数据。

其中，主控芯片mcu通过pwm输出信号给涡喷发动机edu控制器，pwm输出信号为占空比1-2ms、周期为20ms的pwm脉冲信号。

其中，自适应调节器具有人为操纵杆的输入和惯导系统的采集反馈输入两个输入量，自适应调节器中的自适应平衡调节器的控制算法为动态调节pid控制器算法，pid控制器算法可根据历史数据和差别的出现率来调整输入值。

其中，无线通讯模块为nrf2401无线通讯模块，无线通讯模块在模拟测试时于主控芯片mcu的spi通讯口联接。

其中，在自适应平衡调节器的控制算法下，建立的数学模型中地面惯性坐标系和飞行器的机体固连坐标系两者的坐标转换矩阵为：

其中、、分别表示飞行器的偏航、俯仰、滚转角度；

其中代表正弦，代表余弦。

其中，在自适应平衡调节器的控制算法下，同时使用飞行器的机体固连坐标系，并设主涡喷发动机一、主涡喷发动机二、主涡喷发动机三和主涡喷发动机四的升力为fi（i=1,2,3,4），则飞行器受到的升力fb可表示为：

其中为主涡喷发动机一、所述主涡喷发动机二、所述主涡喷发动机三和所述主涡喷发动机四的升力之和，为所述主涡喷发动机一的升力，为所述主涡喷发动机二的升力，为所述主涡喷发动机三的升力，为所述主涡喷发动机四的升力，飞行器受到的升力为矩阵的转秩矩阵；

利用坐标转换矩阵r可得到地面惯性坐标系下的升力fe为：

当忽略飞行器所受的空气阻力可得：

其中为飞行器在笛卡尔坐标系下对应的三维姿态参数，为矩阵的转秩，即；

令为飞行器三个轴上的转动惯量，为飞行器的滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩，并假设飞行器结构完全对称，忽略空气阻力和陀螺效应，飞行器做小角度运动有：

其中为飞行器在笛卡尔坐标系下的三维角度惯量；为主涡喷发动机一、所述主涡喷发动机二、所述主涡喷发动机三和所述主涡喷发动机四的功率，为玻尔兹曼常量；

最终得到自适应平衡调节器的控制算法中飞行器的简化数学模型为：

。

其中为飞行器在笛卡尔坐标系下对应的三维姿态参数；其中为飞行器在笛卡尔坐标系下的三维角度惯量，为飞行器的质量，为重力加速度。

其中，自平衡调节器由内环回路和外环回路控制，内环回路用于控制飞行器的姿态，外环回路用于控制飞行器的位置；

当内环回路控制飞行器姿态时，令为给定的姿态角，为反馈的姿态角，并构造伪控制量：

其中、、为构造的关于各个姿态角的伪控制量；、、代表对角度变量φ、θ、ψ的一次微分；、、代表对角度变量φ、θ、ψ的二次微分；、、代表角度变量φ、θ、ψ的积分变量；、、、、、、、、为参数；

又因

可得

可得到对应发动机的转速为：

从而得到姿态控制回路；

其中，为主涡喷发动机一、所述主涡喷发动机二、所述主涡喷发动机三和所述主涡喷发动机四的功率；、为矩阵对应的余子式，为飞行器三个轴上的转动惯量，l为飞行器的力臂长度；

当内环回路控制飞行器的位置时，令为给定的姿态角，为反馈的姿态角，同时构造伪控制量：

又因

令为已知，有：

从而得到位置控制回路；

其中、、表示位置参数x、y、z的积分变量；、、表示对位置参数x、y、z的一次微分；、、表示对位置参数x、y、z的的二次微分，、、、、、、、、为参数。

由上可知：此载人涡喷飞行器自平衡控制系统的结构简单，电路板体积小；此载人涡喷飞行器自平衡控制系统算法简单，最终的算法集成于系统内，作为一个嵌入式软硬件平台，可单独作为一个控制器；此载人涡喷飞行器自平衡控制系统可移植性方便，作为一套软硬件系统，可直接移植到适合的飞行器结构内，通过其自适应调节平衡的特点，无需给新的飞行器调pid参数，且稳定可靠。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神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，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。