CN102736631B - 一种基于角加速度传感器的多操纵面无人机闭环控制分配方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于角加速度传感器的多操纵面无人机闭环控制分配方法，可应用于具有冗余多操纵面无人机的飞行控制。通过无人机角速度指令和测量到的角速度信息得到期望角加速度指令，通过角加速度传感器获得无人机的角加速度，得到期望力矩增量与实际力矩增量的误差，实时地对该力矩增量误差进行控制分配解算，得到各个操纵面的偏转角度。本发明提供的方法利用了无人机角加速度传感器得到角加速度反馈信息，从而构成了闭环控制分配结构，在操纵面正常工作和发生故障时，均能达到较好的控制分配效果，并且计算简单、实现方便。

Description

一种基于角加速度传感器的多操纵面无人机闭环控制分配方法

技术领域

本发明属于无人机飞行控制领域，具体地说是指一种基于角加速度传感器的多操纵面无人机闭环控制分配技术。

背景技术

现代无人机朝着高机动性、高可靠性的方向发展。具有多个操纵面，使其操纵灵活性增强，形成多操纵面布局的气动余度，从而提高了无人机的控制能力，增加了飞行控制***的控制冗余度。对于无人机每个通道的控制来说，都有多个操纵面可以同时利用。因此，通过多个操纵面的同时偏转，可以产生直接升力或侧力等非常规机动的控制效果，并且当一个操纵面发生故障时，有多个其它有效操纵面可供选择，这为高可靠飞行控制***的设计与实现提供了可能性。

多个冗余的操纵面在提高***可靠性的同时也带来了如何将控制指令分配到各个操纵面的问题。控制分配技术是解决此类问题的有效方法，它在满足无人机操纵面偏转位置和速率约束的前提下，将控制指令以某种最优指标分配到各个操纵面。控制分配技术将飞行控制***分为飞行控制律设计和控制分配两个环节，从而明确了整个***的物理概念，简化了其设计过程，提高了不同飞行控制方法和控制分配方法的可重用性。目前见诸文献的控制分配方法有：广义逆方法、链式递增方法、直接分配方法、线性规划法、二次规划法、动态控制分配方法等。这些控制分配方法均为开环结构，当各个操纵面处于正常工作状态时，它们可以达到较好的控制分配效果，但当某个操纵面发生故障时，它们往往无法取得理想的控制效果。

角加速度传感器是测量无人机角加速度的有效手段，具有体积小、重量轻、造价低廉等特点。角加速度传感器由三个安装于无人机机体轴上的角加速度计组成，它们分别感受三个轴线方向的角加速度并输出，则可以得到无人机的角加速度。

发明内容

本发明的目的是为了解决上述问题，提出一种基于角加速度传感器的多操纵面无人机闭环控制分配方法，在操纵面正常工作或发生故障的情况下，通过多操纵面无人机闭环控制分配方法将期望控制指令分配到各个操纵面。

本发明的基于角加速度传感器的多操纵面无人机闭环控制分配方法，首先得到角加速度指令，根据角加速度指令以及无人机的当前角加速度信息（可通过安装于无人机上的角加速度传感器测得）得到力矩增量误差，通过常用的控制分配方法对该力矩增量误差进行分配，从而得到各个操纵面的偏转角度，具体包括如下步骤：

步骤一：通过无人机上的角速度传感器测得当前的无人机角速度，根据期望的角速度指令，得到无人机的期望角加速度。

步骤二：通过无人机上的角加速度传感器测得当前的无人机角加速度，并与无人机的期望角加速度相减，再与转动惯量矩阵相乘，得到无人机的力矩增量误差。

步骤三：采用控制分配方法对力矩增量误差进行分配，得到不同执行机构的控制增量。

步骤四：将当前时刻计算得到的执行机构控制增量与存储的前一时刻执行机构控制输入相加，得到不同执行机构的控制输入。

步骤五：将不同执行机构的控制输入分别接入相应的执行机构，从而得到不同操纵面的偏转角度。

步骤六：在后续的飞行控制过程中，不断重复前述五个步骤，从而实时得到无人机不同操纵面的实际偏转角。

步骤四得到的不同执行机构控制输入，以及步骤五或者步骤六中得到的无人机操纵面偏转角（由相应的位置传感器获取），均通过测控链路下传显示，供操控人员监控参考。

本发明的优点在于：

（1）本发明提供的方法利用了无人机角加速度传感器得到角加速度反馈信息，从而构成了闭环控制分配结构，在操纵面正常工作和发生故障时，均能达到较好的控制分配效果；

（2）本发明提供的方法原理简单，实现方便。

附图说明

图1是本发明的原理结构图；

图2是本发明的方法流程图。

图中：

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

本发明是一种基于角加速度传感器的多操纵面无人机闭环控制分配方法，原理结构如图1所示，期望的角加速度计算模块根据角速度传感器测量到的无人机角速度信息和角速度指令信息得到期望的角加速度指令，并与角加速度传感器测量到的无人机角加速度信息相减以得到角加速度误差，该误差与转动惯量矩阵相乘得到力矩增量误差，通过控制分配模块对该力矩增量误差进行分配得到当前时刻的执行机构控制增量，接着将当前时刻执行机构控制增量和存储的前一时刻执行机构控制量相加即得到当前时刻执行机构控制量，该控制量一方面经过延迟环节z-1转换并存储为前一时刻执行机构控制量以备下一时刻的计算使用，另一方面经过执行机构模块得到作用于无人机上的各个操纵面偏转角度，流程如图2所示，具体包括以下几个步骤：

步骤一：通过无人机上的角速度传感器测得当前的无人机角速度，根据期望的角速度指令，得到无人机的期望角加速度。

设无人机上如图1中所示的角速度传感器测得的角速度为[p,q,r]^T，其中，p表示滚转角速度，q表示俯仰角速度，r表示偏航角速度，期望的角速度指令为[p_c,q_c,r_c]^T，其中，p_c表示滚转角速度指令，q_c表示俯仰角速度指令，r_c表示偏航角速度指令，则无人机的期望角加速度为：

$\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{p}}_d\\ {\stackrel{\·}{q}}_d\\ {\stackrel{\·}{r}}_d\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{\ω}}_p& 0& 0\\ 0& {\mathrm{\ω}}_q& 0\\ 0& 0& {\mathrm{\ω}}_r\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{p}_c-p\\ q_c-q\\ r_c-r\end{array}\right]$

式中，ω_p，ω_q和ω_r为滚转、俯仰和偏航通道的频带（或增益），这些频带值的选取主要受执行机构频带和飞机高频结构模态的限制。表示期望的滚转角加速度，表示期望的俯仰角加速度，表示期望的偏航角加速度。

步骤二：通过无人机上如图1中所示的角加速度传感器测得当前的无人机角加速度其中，表示当前的滚转角加速度，表示当前的俯仰角加速度，表示当前的偏航角加速度，并与无人机的期望角加速度相减，再与如图1中所示的转动惯量矩阵J_c相乘，得到无人机的力矩增量误差ΔM_e（即期望力矩增量与实际力矩增量之差）：

$\mathrm{\Δ}{M}_e=J_c^{-1}\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{p}}_d-\stackrel{\·}{p}\\ {\stackrel{\·}{q}}_d-\stackrel{\·}{q}\\ {\stackrel{\·}{r}}_d-\stackrel{\·}{r}\end{array}\right]$

式中，转动惯量矩阵J_c为

$J_c=\left[\begin{array}{ccc}{J}_z/\mathrm{\Γ}& 0& J_{\mathrm{xz}}/\mathrm{\Γ}\\ 0& 1/J_y& 0\\ J_{\mathrm{xz}}/\mathrm{\Γ}& 0& J_x/\mathrm{\Γ}\end{array}\right]$

式中，J_x表示绕机体轴x轴的转动惯量，J_y表示绕机体轴y轴的转动惯量，J_z表示绕机体轴z轴的转动惯量，J_xz为惯性积，

步骤三：采用控制分配方法对力矩增量误差ΔM_e进行分配，得到不同执行机构k时刻的控制增量U_v(k)。

控制分配方法采用广义逆控制分配法时：

设无人机在某一平衡状态下的控制效率矩阵为B，采用广义逆控制分配方法，得到不同执行机构k时刻的控制增量U_v(k)为：

U_v(k)＝B^T(BB^T)^-1ΔM_e

式中，m表示执行机构的数量，i＝1,…,m表示第i个执行机构k时刻的控制增量。

控制分配方法采用链式递增分配法时：

将控制量分为若干组，为了简便分为两组，第一组中包含的控制量在任何时间都可以使用；另一组中的控制量只有在前一组控制量达不到所需力矩时才起作用，即控制效率矩阵B和不同执行机构的控制增量U_v(k)为：

$B=\left[\begin{array}{cc}{B}_1& B_2\end{array}\right],U_v\left(k\right)=\left[\begin{array}{c}{U}_v^1\left(k\right)\\ U_v^2\left(k\right)\end{array}\right]$

其中，表示第一组控制量，表示第二组控制量，B₁和B₂为控制效率矩阵B的子矩阵，B₁表示与第一组控制量对应的控制效率子矩阵，B₂表示与第二组控制量对应的控制效率子矩阵。

当没有饱和时，U_v(k)为

$U_v\left(k\right)=\left[\begin{array}{c}{B}_1^T{\left(B_1{B}_1^T\right)}^{-1}\mathrm{\Δ}{M}_e\\ 0\end{array}\right]$

当饱和时，设该饱和值为U_v(k)为

$U_v\left(k\right)=\left[\begin{array}{c}{U}_v^1{\left(k\right)}_{\mathrm{sat}}\\ B_2^T{\left(B_2{B}_2^T\right)}^{-1}(\mathrm{\Δ}{M}_e-B_1{U}_v^1{\left(k\right)}_{\mathrm{sat}})\end{array}\right]$

控制分配方法采用线性规划分配法时：

将控制分配问题转化为如下约束优化问题。

$\left\{\begin{array}{c}\underset{U_v\left(k\right)}{\min }\left(c^T{U}_v\left(k\right)\right)\\ s.t{\mathrm{BU}}_v\left(k\right)=\mathrm{\Δ}{M}_e\\ U^{-}\≤U_v\left(k\right)\≤U^{+}\end{array}\right.$

式中，c＝[c₁,…,c_m]^T，c_i表示第i个执行机构的控制增量在目标函数中所占的比重，i＝1,…,m，B为控制效率矩阵，U^-和U⁺分别表示执行机构控制增量的上下限约束。在满足上式所示的等式约束和不等式约束的条件下，求解使得线性目标函数取最小值的U_v(k)。

步骤四：将当前时刻计算得到的执行机构控制增量U_v(k)与存储的前一时刻执行机构控制输入U_v(k-1)相加，得到当前时刻不同执行机构的控制输入U(k)。

U(k)＝U(k-1)+U_v(k)

式中，U(k)＝[u₁(k),…,u_m(k)]^T，m表示执行机构的数量，u_i(k)i＝1,…,m表示第i个执行机构k时刻的控制输入。

步骤五：将不同执行机构的控制输入U(k）分别接入相应的执行机构，从而得到不同操纵面的偏转角度D(k)。

设有m个执行机构，则这些执行机构的模型为

式中，K_i表示第i个执行机构的频带特性，i＝1,…,m，s表示Laplace算符，D(k)＝[δ₁(k),…,δ_m(k)]^T，m表示执行机构的数量，δ_i(k)i＝1,…,m表示第i个执行机构k时刻的输出，即第i个操纵面在k时刻的偏转角度。

步骤六：在后续的飞行控制过程中，不断重复前述五个步骤，从而实时得到无人机不同操纵面的偏转角角度D(k）。

步骤四得到的不同执行机构控制输入U(k），以及步骤五或者步骤六中得到的无人机操纵面偏转角度D(k）（由相应的位置传感器获取），均通过测控链路下传显示，供操控人员监控参考。

Claims (1)

1.一种基于角加速度传感器的多操纵面无人机闭环控制分配方法，其特征在于，具体包括以下几个步骤：

步骤一：通过无人机上的角速度传感器测得当前的无人机角速度，根据期望的角速度指令，得到无人机的期望角加速度；

角速度传感器测得的角速度为[p,q,r]^T，其中，p表示滚转角速度，q表示俯仰角速度，r表示偏航角速度，期望的角速度指令为[p_c,q_c,r_c]^T，其中，p_c表示滚转角速度指令，q_c表示俯仰角速度指令，r_c表示偏航角速度指令，则无人机的期望角加速度为：

$\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{p}}_d\\ {\stackrel{\·}{q}}_d\\ {\stackrel{\·}{r}}_d\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{\ω}}_p& 0& 0\\ 0& {\mathrm{\ω}}_q& 0\\ 0& 0& {\mathrm{\ω}}_r\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{p}_c-p\\ q_c-q\\ r_c-r\end{array}\right]$

式中，ω_p，ω_q和ω_r为滚转、俯仰和偏航通道的频带或增益，表示期望的滚转角加速度，表示期望的俯仰角加速度，表示期望的偏航角加速度；

步骤二：通过无人机上的角加速度传感器测得当前的无人机角加速度其中，表示当前的滚转角加速度，表示当前的俯仰角加速度，表示当前的偏航角加速度，并与无人机的期望角加速度相减，再与转动惯量矩阵J_c相乘，得到无人机的力矩增量误差ΔM_e，即期望力矩增量与实际力矩增量之差：

$\mathrm{\Δ}{M}_e=J_c^{-1}\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{p}}_d-\stackrel{\·}{p}\\ {\stackrel{\·}{q}}_d-\stackrel{\·}{q}\\ {\stackrel{\·}{r}}_d-\stackrel{\·}{r}\end{array}\right]$

式中，转动惯量矩阵J_c为

$J_c=\left[\begin{array}{ccc}{J}_z/\mathrm{\Γ}& 0& J_{\mathrm{xz}}/\mathrm{\Γ}\\ 0& 1/J_y& 0\\ J_{\mathrm{xz}}/\mathrm{\Γ}& 0& J_x/\mathrm{\Γ}\end{array}\right]$

式中，J_x表示绕机体轴x轴的转动惯量，J_y表示绕机体轴y轴的转动惯量，J_z表示绕机体轴z轴的转动惯量，J_xz为惯性积，

步骤三：采用控制分配方法对力矩增量误差ΔM_e进行分配，得到不同执行机构k时刻的控制增量U_v(k)；

步骤四：将当前时刻计算得到的执行机构控制增量U_v(k)与存储的前一时刻执行机构控制输入U_v(k-1)相加，得到当前时刻不同执行机构的控制输入U(k)；

U(k)＝U(k-1)+U_v(k)

式中，U(k)＝[u₁(k),…,u_m(k)]^T，m表示执行机构的数量，u_i(k)i＝1,…,m表示第i个执行机构k时刻的控制输入；

步骤五：将不同执行机构的控制输入U(k)分别接入相应的执行机构，从而得到不同操纵面的偏转角度D(k)；

设有m个执行机构，则这些执行机构的模型为：

式中，K_i表示第i个执行机构的频带特性，i＝1,…,m，s表示Laplace算符，

D(k)＝[δ₁(k),…,δ_m(k)]^T，m表示执行机构的数量，δ_i(k)i＝1,…,m表示第i个执行机构k时刻的输出，即第i个操纵面在k时刻的偏转角度；

步骤六：在后续的飞行控制过程中，不断重复前述五个步骤，从而实时得到无人机不同操纵面的偏转角角度D(k)；

将得到的不同执行机构控制输入U(k)，以及不同操纵面的偏转角角度D(k)，均通过测控链路下传显示，供操控人员监控参考；

所述的步骤三中，当控制分配方法采用广义逆控制分配法时，具体为：

设无人机在某一平衡状态下的控制效率矩阵为B，采用广义逆控制分配方法，得到不同执行机构k时刻的控制增量U_v(k)为：

U_v(k)＝B^T(BB^T)^-1ΔM_e

式中，，m表示执行机构的数量，i＝1,…,m表示第i个执行机构k时刻的控制增量；

所述的步骤三中，当控制分配方法采用链式递增分配法时，具体为：

将控制量分为若干组，为了简便分为两组，第一组中包含的控制量在任何时间都可以使用；另一组中的控制量只有在前一组控制量达不到所需力矩时才起作用，即控制效率矩阵B和不同执行机构的控制增量U_v(k)为：

$B=\left[\begin{array}{cc}{B}_1& B_2\end{array}\right],U_v\left(k\right)=\left[\begin{array}{c}{U}_v^1\left(k\right)\\ U_v^2\left(k\right)\end{array}\right]$

其中，表示第一组控制量，表示第二组控制量，B₁和B₂为控制效率矩阵B的子矩阵，B₁表示与第一组控制量对应的控制效率子矩阵，B₂表示与第二组控制量对应的控制效率子矩阵；

当没有饱和时，U_v(k)为

$U_v\left(k\right)=\left[\begin{array}{c}{B}_1^T{\left(B_1{B}_1^T\right)}^{-1}\mathrm{\Δ}{M}_e\\ 0\end{array}\right]$

当饱和时，设该饱和值为U_v(k)为

$U_v\left(k\right)=\left[\begin{array}{c}{U}_v^1{\left(k\right)}_{\mathrm{sat}}\\ B_2^T{\left(B_2{B}_2^T\right)}^{-1}(\mathrm{\Δ}{M}_e-B_1{U}_v^1{\left(k\right)}_{\mathrm{sat}})\end{array}\right]$

；

所述的步骤三中，当控制分配方法采用线性规划分配法时，具体为：

将控制分配问题转化为如下约束优化问题；

$\left\{\begin{array}{c}\underset{U_v\left(k\right)}{\min }\left(c^T{U}_v\left(k\right)\right)\\ s.t.{\mathrm{BU}}_v\left(k\right)=\mathrm{\Δ}{M}_e\\ U^{-}\≤U_v\left(k\right)\≤U^{+}\end{array}\right.$

式中，c＝[c₁,…,c_m]^T，c_i表示第i个执行机构的控制增量在目标函数中所占的比重，i＝1,…,m，B为控制效率矩阵，U^-和U⁺分别表示执行机构控制增量的上下限约束；在满足上式所示的等式约束和不等式约束的条件下，求解使得线性目标函数取最小值的U_v(k)。