[發明專利]基于ROS平臺的六旋翼無人機MPC控制方法

在審

• 申請號: 202110492436.7
• 申請日: 2021-05-06
• 公開（公告）號: CN113190043A
• 公開（公告）日: 2021-07-30
• 發明（設計）人: 邵云峰;范靜;鄒蘇酈;張涵羽;范益民;馬中靜
• 申請（專利權）人: 國網山西省電力公司呂梁供電公司;北京理工大學
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10;G05D1/08
• 代理公司: 北京正陽理工知識產權代理事務所(普通合伙) 11639
• 代理人: 張利萍

1.基于ROS平臺的六旋翼無人機MPC控制方法，其特征在于，包括如下步驟：

步驟一：建立動力學模型；

步驟二：求取參考軌跡；

步驟三：模型線性化；

步驟四：模型預測；

步驟五：滾動優化；

步驟六：反饋校正。

2.如權利要求1所述的基于ROS平臺的六旋翼無人機MPC控制方法，其特征在于，步驟一的實現方法為：

根據Newton-Euler方法建立六旋翼無人機的非線性動力學模型，其表達式如下：

式(1)中x、y和z分別表示無人機的三維坐標，θ和ψ分別表示無人機的橫滾角、俯仰角和偏航角，ω_i(i＝1,2,...,6)表示六旋翼無人機六個旋翼的轉速，b是無人機的升力系數，m是無人機的質量，g是重力加速度，I_x、I_y和I_z分別是無人機x軸、y軸、z軸的轉動慣量；M_x、M_y和M_z分別是無人機的橫滾力矩、俯仰力矩和偏航力矩，其表達式如下所示

式(2)中d是無人機的阻力系數，l是無人機力臂長度，ω_i(i＝1,2,...,6)是無人機六個旋翼的轉速；由式(1)可知，六旋翼無人機動力學模型存在高度非線性，狀態量之間以及狀態與控制輸入之間強耦合的問題，增加了其控制難度，因此傳統無人機控制方法往往是分別設計位置和姿態控制器，二者級聯以達到解耦的目的；由于無人機動力學模型為二階系統，模型預測控制無法直接應用到無人機系統上去，因此需要降維處理，選取狀態量q(t)為無人機位置量和姿態角以及線速度和角速度，即無人機的升力以及三個坐標軸上的力矩M_x、M_y和M_z作為控制輸入量u(t)，得到六旋翼簡化動力學模型：

式(3)中

3.如權利要求1所述的基于ROS平臺的六旋翼無人機MPC控制方法，其特征在于，步驟二的實現方法為：

規劃無人機電力巡檢路線，基于步驟一所建立的動力學模型，根據規劃的路線采用數值計算求解出無人機飛行過程中的參考軌跡q_r(t)以及參考控制輸入u_r(t)：

4.如權利要求1所述的基于ROS平臺的六旋翼無人機MPC控制方法，其特征在于，步驟三的實現方法為：

將步驟一建立的六旋翼簡化數學模型在參考點處進行泰勒展開，進行線性化處理，得到無人機線性誤差模型；

式(5)中e(t)＝q(t)-q_r(t)，A(t)和B(t)分別是函數f(q(t),u(t))相對于q(t)和u(t)的Jacobian矩陣；由式(5)可知，線性化處理解決了六旋翼無人機高度非線性和強耦合的問題，控制難度大大降低，由此便可以使用單機控制器直接控制；設置采樣周期為T，將式(5)離散化處理得到：

5.如權利要求1所述的基于ROS平臺的六旋翼無人機MPC控制方法，其特征在于，步驟四的實現方法為：

首先基于步驟三建立的無人機線性誤差模型進行預測，取預測狀態變量代入式(6)中得到

y(k|k)＝CX(k|k) (8)

式(7)中各矩陣定義如下所示：

設置預測時域為N_p，控制時域為N_c，遞推X(k+1|k)至X(k+N_p|k)，由于y(k+i|k)＝CX(k+i|k),i＝1,2,...,N_p，寫成緊湊形式為

Y(k)＝Ψ(k)X(k|k)+Θ(k)U(k) (10)

式(10)中各矩陣定義如下：