[發明專利]變槳距多旋翼飛行器的控制方法

在審

• 申請號: 201710024190.4
• 申請日: 2017-01-13
• 公開（公告）號: CN106802659A
• 公開（公告）日: 2017-06-06
• 發明（設計）人: 戴瓊海;唐亞慧;李一鵬
• 申請（專利權）人: 清華大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 北京清亦華知識產權代理事務所(普通合伙)11201
• 代理人: 張潤

技術領域

本發明涉及多旋翼飛行器技術領域，特別涉及一種變槳距多旋翼飛行器的控制方法。

背景技術

近年來微型無人機研究一直在迅速發展。在近期發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注。固定槳距多旋翼無人機在機械設計上十分簡單，不需要傳統直升機必須有的復雜操縱聯動機構和滑盤，除了電機本身之外沒有別的活動部件，這種結構使飛行器非常魯棒。另外，多旋翼設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構和魯棒的固定槳距多旋翼設計也對它所能實現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生，從而阻止了多旋翼無人機產生向上的推力(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中的未來發展空間。

發明內容

本發明旨在至少解決上述技術問題之一。

為此，本發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收斂速度快的優點，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展空間。

為了實現上述目的，本發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，用四元數描述慣性坐標系內飛行器的姿態，得到其動態模型；根據基于原始坐標系的誤差四元數得到基于比例-微分控制的內環姿態控制策略；根據所述基于比例-微分控制的內環姿態控制策略對所述變槳距多旋翼飛行器進行控制。

另外，根據本發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特征：

在一些示例中，當螺旋槳槳距為常數時，電機速度為電機電壓的函數，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，電機轉速的響應為：

其中，v為電機輸入電壓，ω為電機轉速，剩余參數均為常量，I為電機和螺旋槳的慣性矩，K_V為電機電壓常數，單位為rad/s/v，R為電機內阻，i₀為空載電流，K_Q為扭矩常數，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，電機-螺旋槳動力學模型為電機轉速ω的非線性模型，給定電機輸入電壓和槳距角后，電機轉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組成的常數。

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為與升力相關的常數，則關于懸停條件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，螺旋槳產生的升力發生變化ΔL，當飛行器執行大機動飛行動作時，優先改變槳距角以改變升力，并結合較小的功率消耗為原則選擇恰當的電機-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q表示機身坐標系與慣性坐標系的轉換關系，則機身坐標系中向量v轉換為慣性坐標系中向量的四元數變換操作為：

在一些示例中，描述變槳距多旋翼飛行器姿態動態過程的牛頓-歐拉公式為：

其中，r表示飛行器位置，m為飛行器質量，F^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b的旋轉速度，J為飛行器質量慣性矩，M^b為機身坐標系力矩向量。