[發(fā)明專(zhuān)利]多旋翼無(wú)人機(jī)的控制方法、系統(tǒng)、裝置及電子設(shè)備

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202111344421.2
• 申請(qǐng)日: 2021-11-15
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN113791544A
• 公開(kāi)（公告）日: 2021-12-14
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 郝偉;馬文來(lái);毛國(guó)強(qiáng);王振;陳健
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 濱州學(xué)院
• 主分類(lèi)號(hào): G05B13/04
• 分類(lèi)號(hào): G05B13/04
• 代理公司: 北京恒博知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理有限公司 11528
• 代理人: 張曉芳

1.一種多旋翼無(wú)人機(jī)的控制方法，其特征在于，包括：

當(dāng)多旋翼無(wú)人機(jī)發(fā)生故障時(shí)，獲取非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)模型；

采用傳感器獲取所述多旋翼無(wú)人機(jī)的滾轉(zhuǎn)角、俯仰角，以及獲取目標(biāo)滾轉(zhuǎn)角和目標(biāo)俯仰角；

采用飛行控制計(jì)算機(jī)根據(jù)所述滾轉(zhuǎn)角以及所述目標(biāo)滾轉(zhuǎn)角，確定滾轉(zhuǎn)姿態(tài)跟蹤誤差，并根據(jù)所述俯仰角以及所述目標(biāo)俯仰角確定俯仰姿態(tài)跟蹤誤差；

采用所述飛行控制計(jì)算機(jī)根據(jù)所述滾轉(zhuǎn)姿態(tài)跟蹤誤差確定滾轉(zhuǎn)通道輸入力矩，并根據(jù)所述俯仰姿態(tài)跟蹤誤差確定俯仰通道輸入力矩；

采用飛行控制系統(tǒng)將所述滾轉(zhuǎn)通道輸入力矩和所述俯仰通道輸入力矩輸入所述非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)模型以控制所述多旋翼無(wú)人機(jī)的姿態(tài)，并再次執(zhí)行所述獲取所述多旋翼無(wú)人機(jī)的滾轉(zhuǎn)角、俯仰角，以及獲取目標(biāo)滾轉(zhuǎn)角和目標(biāo)俯仰角的步驟。

2.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)模型，包括：

；

其中，為的二階導(dǎo)數(shù)，為的二階導(dǎo)數(shù)；為的一階導(dǎo)數(shù)，為的一階導(dǎo)數(shù)；和分別為慣性坐標(biāo)系下表示的滾轉(zhuǎn)角和俯仰角；和分別表示滾轉(zhuǎn)通道和俯仰通道的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；和分別表示滾轉(zhuǎn)通道和俯仰通道的空氣阻尼系數(shù)；和分別為滾轉(zhuǎn)通道和俯仰通道的外部擾動(dòng)力矩；和分別為滾轉(zhuǎn)通道輸入力矩和俯仰通道輸入力矩。

3.如權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，所述當(dāng)多旋翼無(wú)人機(jī)發(fā)生故障時(shí)，獲取非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)模型之前，所述方法還包括：

預(yù)先設(shè)定、、和的值。

4.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述采用飛行控制計(jì)算機(jī)根據(jù)所述滾轉(zhuǎn)角以及所述目標(biāo)滾轉(zhuǎn)角，確定滾轉(zhuǎn)姿態(tài)跟蹤誤差，并根據(jù)所述俯仰角以及所述目標(biāo)俯仰角確定俯仰姿態(tài)跟蹤誤差之后，所述方法還包括：

濾波所述滾轉(zhuǎn)姿態(tài)跟蹤誤差，得到第一滾轉(zhuǎn)角濾波誤差信號(hào)和第二滾轉(zhuǎn)角濾波誤差信號(hào)，并濾波所述俯仰姿態(tài)跟蹤誤差，得到第一俯仰角濾波誤差信號(hào)和第二俯仰角濾波誤差信號(hào)；

所述根據(jù)所述滾轉(zhuǎn)姿態(tài)跟蹤誤差確定滾轉(zhuǎn)通道輸入力矩，并根據(jù)所述俯仰姿態(tài)跟蹤誤差確定俯仰通道輸入力矩，包括：

根據(jù)所述第一滾轉(zhuǎn)角濾波誤差信號(hào)和所述第二滾轉(zhuǎn)角濾波誤差信號(hào)確定滾轉(zhuǎn)通道輸入力矩，并根據(jù)所述第一俯仰角濾波誤差信號(hào)和所述第二俯仰角濾波誤差信號(hào)確定所述俯仰通道輸入力矩。

5.如權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，所述第一滾轉(zhuǎn)角濾波誤差信號(hào)；

所述第二滾轉(zhuǎn)角濾波誤差信號(hào)；

所述第一俯仰角濾波誤差信號(hào)；

所述第二俯仰角濾波誤差信號(hào)；

其中，為的一階導(dǎo)數(shù)，為滾轉(zhuǎn)姿態(tài)跟蹤誤差；為的一階導(dǎo)數(shù)，為俯仰姿態(tài)跟蹤誤差；為第一滾轉(zhuǎn)角濾波誤差信號(hào)的一階導(dǎo)數(shù)，為第一俯仰角濾波誤差信號(hào)的一階導(dǎo)數(shù)； 均為正常數(shù)增益。

6.如權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于，所述滾轉(zhuǎn)通道輸入力矩

；

其中，為正常數(shù)增益，分別表示在t時(shí)刻和0時(shí)刻參數(shù)的取值，為自變量，sign表示符號(hào)函數(shù)；

所述俯仰通道輸入力矩

；

其中，sign表示符號(hào)函數(shù)，為正常數(shù)增益，分別表示在t時(shí)刻和0時(shí)刻參數(shù)的取值，為自變量，為總升力，表示的的一階時(shí)間導(dǎo)數(shù)，表示的倒數(shù)，為的估計(jì)值，其滿(mǎn)足如下自適應(yīng)律：，其中為的導(dǎo)數(shù)，為正常數(shù)，為的導(dǎo)數(shù)。

7.一種多旋翼無(wú)人機(jī)的控制系統(tǒng)，其特征在于，所述系統(tǒng)包括姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)、飛行控制系統(tǒng)；所述飛行控制系統(tǒng)包括飛行控制計(jì)算機(jī)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)和傳感器；

所述傳感器，用于多旋翼無(wú)人機(jī)對(duì)應(yīng)的飛行狀態(tài)信息的測(cè)量與監(jiān)控，為所述飛行控制計(jì)算機(jī)的計(jì)算提供支持，為所述姿態(tài)檢測(cè)系統(tǒng)的一個(gè)子系統(tǒng)；所述飛行狀態(tài)信息包括滾轉(zhuǎn)角和俯仰角；

所述飛行控制計(jì)算機(jī)，用于獲取所述傳感器測(cè)量的所述飛行狀態(tài)信息，進(jìn)行滾轉(zhuǎn)通道輸入力矩和俯仰通道輸入力矩的計(jì)算，并將所述滾轉(zhuǎn)通道輸入力矩和所述俯仰通道輸入力矩輸送至所述執(zhí)行機(jī)構(gòu)；

所述執(zhí)行機(jī)構(gòu)，用于基于所述滾轉(zhuǎn)通道輸入力矩和所述俯仰通道輸入力矩執(zhí)行飛行控制指令，以實(shí)現(xiàn)控制所述多旋翼無(wú)人機(jī)的姿態(tài)。