[發明專利]基于頻域辨識的多旋翼無人機建模方法

在審

• 申請號: 202011595882.2
• 申請日: 2020-12-28
• 公開（公告）號: CN113138602A
• 公開（公告）日: 2021-07-20
• 發明（設計）人: 宋韜;李亮;王江;張福彪;葉建川;郭凱陽;于懌男
• 申請（專利權）人: 北京理工大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 北京康思博達知識產權代理事務所(普通合伙) 11426
• 代理人: 劉冬梅;范國鋒

1.一種基于頻域辨識的多旋翼無人機建模方法，其特征在于，該方法包括如下步驟：

步驟1，為待建模的多旋翼無人機提供輸入信號，該待建模的多旋翼無人機按照該輸入信號飛行，獲得無人機的輸出信息；

步驟2，對輸入信號和輸出信息做卡爾曼濾波處理，得到運動學一致的輸入數據和輸出數據，

步驟3，根據輸入數據和輸出數據獲得輸入輸出頻率響應對；

步驟4，通過最小代價函數J獲得最佳傳遞函數；

步驟5，解算各個參數的不確定性和不靈敏度，并將不確定性和不靈敏度滿足特定條件的參數標記為有益參數，其余參數設置為零；

步驟6，根據有益參數得到多旋翼無人機的動力學模型。

2.根據權利要求1所述的基于頻域辨識的多旋翼無人機建模方法，其特征在于，

步驟1中的輸入信號為多旋翼無人機的控制指令，包括無人機的滾轉輸入、俯仰輸入、偏航輸入、高度軸輸入。

3.根據權利要求1所述的基于頻域辨識的多旋翼無人機建模方法，其特征在于，

在所述待建模的多旋翼無人機上設置有傳感器和存儲芯片，所述傳感器在無人機飛行過程中實時探測獲得無人機的當前狀態，并將之存儲在所述存儲芯片中。

4.根據權利要求1所述的基于頻域辨識的多旋翼無人機建模方法，其特征在于，

步驟2中所述的運動學一致的輸入數據和輸出數據是指滿足機體系下的運動學關系的輸入輸出數據，即修正由于傳感器誤差和隨機誤差等導致的輸入和輸出兩者間存在的小幅度不匹配的現象。

5.根據權利要求1所述的基于頻域辨識的多旋翼無人機建模方法，其特征在于，

步驟3中的所述頻域響應對是指輸入輸出對應的波特圖信息；

優選地，每個輸入對于每個輸出都有一個頻率響應對。

6.根據權利要求1所述的基于頻域辨識的多旋翼無人機建模方法，其特征在于，

步驟4中的最小代價函數J通過下式(一)獲得：

其中，表示頻率響應對，每個頻率響應對有自己對應的輸入輸出量，n_ω表示頻率點的個數，ω₁表示選定范圍內的最小橫坐標點，T表示數據的幅值大小，∠T表示數據相角的大小，表示擬合的傳遞函數相角的大小，J表示最小代價函數。

7.根據權利要求1所述的基于頻域辨識的多旋翼無人機建模方法，其特征在于，

在步驟5中，

示CR表示不確定度，CR_i表示狀態量x中第i個量對應的不靈敏度；

(H^-1)_ii表示海塞矩陣逆矩陣的對角元素；

H表示海塞矩陣，

i為狀態向量x中的第i個量；

I表示不靈敏度，I_i表示狀態量x中第i個量對應的不靈敏度；

H_ii表示海塞矩陣中的對角元素。

8.根據權利要求1所述的基于頻域辨識的多旋翼無人機建模方法，其特征在于，

步驟5中所述的特定條件包括不確定性在20以下或者不靈敏度在10以下，即將不確定性大于20并且不靈敏度大于10的參數設置為零。

9.根據權利要求1所述的基于頻域辨識的多旋翼無人機建模方法，其特征在于，

在步驟6中，設定原始的狀態空間的A陣和B陣如下所示；

其中，X_u通過無人機x軸方向受力F_x對速度u求偏導獲得，X_w通過F_x對速度w求偏導獲得，-w通過F_x對角速率q求偏導獲得，-g cosθ通過F_x對姿態角θ求偏導所獲得，X_lon通過F_x對俯仰輸入δ_lon求偏導獲得，X_col通過F_x對高度軸輸入δ_col求偏導獲得，

Z_u通過無人機z軸方向受力F_z對速度u求偏導獲得，Z_w通過F_z對w求偏導獲得，u通過F_z對角速率q求偏導獲得，-gsinθcosφ通過F_z對姿態角θ求偏導所獲得，Z_lon通過F_z對俯仰輸入δ_lon求偏導獲得，Z_col通過F_z對高度軸輸入Z_col求偏導獲得，

M_u通過y軸方向力矩M_y對速度u求偏導獲得，M_w通過M_y對速度w求偏導獲得，M_q通過M_y對角速率q求偏導獲得，M_lon通過M_y對俯仰輸入δ_lon求偏導獲得，M_col通過M_y對高度軸輸入Z_col求偏導獲得；

cosφ和-ω_lag分別通過無人機平衡時刻姿態和無人機電機獲得，均為常數；

通過無人機x軸方向受力F_x對俯仰輸入求偏導獲得；

通過無人機z軸方向受力F_z對高度軸輸入求偏導獲得；

通過無人機y軸方向受力F_y對滾轉輸入求偏導獲得；

通過無人機x軸方向力矩M_x對滾轉輸入求偏導獲得；

通過無人機y軸方向力矩M_y對俯仰輸入求偏導獲得；

通過無人機z軸方向力矩M_z對偏航輸入求偏導獲得；

保留其中的有益參數，其他參數設置為0，得到的最終的A陣和B陣，進而得到多旋翼無人機的動力學模型

其中，u＝[δ_lat δ_lon δ_dir δ_col]

u表示輸入量的矩陣；δ_lat表示滾轉輸入；δ_lon表示俯仰輸入；δ_dir表示偏航輸入；δ_col表示高度軸輸入。