[發明專利]一種無人機特技飛行控制系統及方法

有效

• 申請號: 202010469789.0
• 申請日: 2020-05-28
• 公開（公告）號: CN111580537B
• 公開（公告）日: 2023-03-21
• 發明（設計）人: 劉貞報;許滸;江飛鴻;嚴月浩;張軍紅
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 西安通大專利代理有限責任公司 61200
• 代理人: 朱海臨

1.一種無人機特技飛行控制方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟1、確定敏捷性無人機的三個方向的慣性矩；

步驟2、根據無人機當前位置和期望軌跡，確定無人機新的期望位置；

步驟3、將新的期望位置和當前位置對應的地面坐標系的姿態誤差，轉換成無人機坐標系的姿態誤差；

步驟4、將無人機坐標系的姿態誤差分解為傾斜誤差和滾轉誤差，并結合四元數得到期望姿態；

步驟4中所述期望姿態的表達式如下：

其中，q_des為期望姿態，q_ref為當前姿態，q_z為傾斜誤差，q_y為滾轉誤差；

步驟5、基于四元數來跟蹤機體的位置，根據當前姿態和期望姿態確定姿態角誤差，PD控制率根據姿態角誤差確定無人機的加速度，并根據加速度和無人機慣性矩得到姿態變換所需要的力矩，進而得到無人機舵機輸出；

根據無人機的當前姿態和步驟4得到的期望姿態計算偏航角、滾轉角和俯仰角的姿態角誤差；將加速度乘以步驟1中慣性矩得到姿態變換所需要的力矩，進而確定方向舵、升降舵和副翼的舵機輸出；

所述姿態角誤差的數學表達式為：

Δq＝q_des-q_ref

期望力矩包括滾轉力矩L、俯仰力矩M和偏航力矩N；

其中，I_x、I_y分別為x方向和y方向的慣性矩；

所述方向舵δ_a、升降舵δ_e和副翼舵機δ_r的表達式如下：

2.根據權利要求1所述的一種無人機特技飛行控制方法，其特征在于，步驟1中所述三個方向的慣性矩分別為X方向、Y方向和Z方向的慣性矩，表達式如下：

其中，I_x、I_y、I_z為三個方向的慣性矩，m_i為飛機第i個零件的質量，x_i、y_i、z_i為第i個零件的質心。

3.根據權利要求1所述的一種無人機特技飛行控制方法，其特征在于，步驟2中所述新的期望位置的表達式如下：

其中，p_ref為期望位置，p為當前位置，p₀為上一點的位置，為當前位置p的x,y方向構成的二維矩陣。

4.根據權利要求1所述的一種無人機特技飛行控制方法，其特征在于，步驟3中采用轉換矩陣將地面坐標系的姿態誤差轉換成機體坐標系的姿態誤差，轉化矩陣根據姿態角的四元數q0,q1,q2,q3確定。

5.根據權利要求4所述的一種無人機特技飛行控制方法，其特征在于，步驟3中姿態誤差包括傾斜誤差和滾轉誤差，傾斜誤差由無人機的Z方向位置誤差確定，滾轉誤差由無人機的Y方向位置誤差確定；

所述傾斜誤差θ_y和滾轉誤差θ_z的表達式如下：

θ_z＝K_PΔy_p+K_dΔy_d

θ_y＝K_pΔz_p+K_dΔz_d

其中，Δy_p、Δz_p為y、z方向上的當前位置誤差，Δy_d、Δz_d為y、z方向上的期望位置誤差，K_p，K_d為常數。

6.根據權利要求4所述的一種無人機特技飛行控制方法，其特征在于，所述無人機坐標系的姿態誤差的表達式如下：

7.一種無人機特技飛行控制方法的控制系統，包括存儲器、處理器以及存儲在所述存儲器中并可在所述處理器上運行的計算機程序，其特征在于，所述處理器執行所述計算機程序時實現如權利要求1至6任一項所述的方法。