CN107256028A - 四旋翼飞行器对角动力损失状态下的失控保护控制算法 - Google Patents
四旋翼飞行器对角动力损失状态下的失控保护控制算法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明公开了一种四旋翼飞行器对角动力损失状态下的失控保护控制算法，其步骤为：S1、假设四旋翼飞行器1、3号电机失去动力，则放弃偏航和俯仰角度的控制；S2、基于τθ＝0及俯仰角和横滚角对四旋翼飞行器平稳飞行有着至关重要的作用；选取Fr，F′input＝G′Fr,求解；S3、确定在2个对角电机损坏后，四旋翼飞行器的数学模型；S4、令期望姿态为φd和θd，期望的位置为xd、yd和zd；S5、建立误差***。
Description
技术领域
本发明涉及四旋翼飞行器技术领域，具体地说涉及一种四旋翼飞行器对角动力损失状态下的失控保护控制算法。
背景技术
四旋翼飞行器(Quadrotor)是一种空中无人飞行器(Unmanned Aerial Vehicle,UAV)，其拥有4个电机，相邻电机旋转方向相反，相对电机旋转方向相同，通过改变电机的转速可以实现横滚、俯仰、偏航和垂直向上等控制效果。一架四旋翼飞行器通常包括机架、4个无刷直流电机、2对螺旋桨、飞行控制板、电子调速器、动力电池及GPS等部件，飞行控制板包含高性能微处理器、传感器及电源管理等模块，常用传感器有三轴加速度计、磁力计、陀螺仪和气压计等。由此可见，四旋翼飞行器具备机械结构简单、易于设计和便于携带等优点。得益于四旋翼飞行器的设计特点，它能够在复杂环境下实现垂直起降、空中悬停、高机动性飞行等动作。此外，四旋翼飞行器还是一个很好的空中平台，例如:搭载摄像头进行航拍，短距离空中运输或者在装备机械臂后，执行攀附墙面和抓取重物等任务。
随着社会的发展和经济的提升，目前四旋翼飞行器的发展速度日新月异，正以***式的速度前进。随着四旋翼飞行器数量的增多，相应的由四旋翼飞行器的飞行故障产生的问题越来越多，其中频率最高的是飞行器对角动力损失等故障，导致飞行器对角动力损失的原因有很多，例如：螺旋桨、电机或是电子调速器损坏等。在螺旋桨损坏状态下，飞行器对角动力损失，四旋翼飞行器可能会出现飞行故障甚至坠落，因此，如何在对角动力损失下控制四旋翼飞行器的飞行成为业内急需考虑的问题。
发明内容
本发明的目的就在于克服上述现有技术的不足，提供一种四旋翼飞行器对角动力损失状态下的失控保护控制算法，解决在螺旋桨损坏或其它故障导致的飞行器对角动力损失状态下，控制四旋翼飞行器的平衡飞行问题。
为实现上述目的，本发明是通过以下技术方案来实现：
一种四旋翼飞行器对角动力损失状态下的失控保护控制算法，该四旋翼飞行器失控保护控制算法的步骤为：
S1、如果四旋翼飞行器对称的两个螺旋桨损坏，则对角动力损失；假设四旋翼飞行器1、3号电机失去动力，则升力F1＝F3＝0；
其中，F表示单个电机配合螺旋桨产生的升力，F1和F3分别表示1、3号电机产生的升力。
则模型控制量与电机升力之间的关系式为：
Finput＝GFr,\*MERGEFORMAT(0.15)
其中：
其中，螺旋桨升力系数为cT，螺旋桨转矩系数为cQ；l为电机到飞行器质心的距离；
因为rank(G:Finput)＝3＞rank(G)＝2，等式无解
为了能够使方程有解，放弃偏航和俯仰角度的控制；
S2、基于τθ＝0及俯仰角和横滚角对四旋翼飞行器平稳飞行有着至关重要的作用；选取下式求解Fr
Fi′nput＝G′Fr,\*MERGEFORMAT(0.16)
其中：
可得：
由上式可知τψ＝-σFl,τθ＝0；τφ是横滚转矩，Fl是飞行器总升力，τΨ是偏航转矩，τθ是俯仰转矩；
S3、确定在2个对角电机损坏后，四旋翼飞行器的数学模型表示为：
s*＝sin*，c*＝cos*，t*＝tan*；
η＝[φ θ ψ]T为欧拉角，用于描述四旋翼飞行器的姿态信息；该欧拉角称为卡尔丹角(Tait-Bryan)，采用z-y-x轴的顺序旋转定义，分别是绕z轴旋转为偏航角(yaw)，用ψ表示；绕y轴旋转为俯仰角(pitch)，用θ表示；绕x轴旋转为横滚角(roll)，用φ表示；
ξ＝[x y z]T惯性坐标系下四旋翼飞行器的位置；υ＝[υx υy υz]T惯性坐标系下四旋翼飞行器的速度；转动惯量用I＝diag(Ixx,Iyy,Izz),飞行器质量用m表示，ω＝[p q r]T体坐标系下四旋翼飞行器绕轴角速度；
S4、令期望姿态为φd，期望的位置为xd、yd和zd；
建立如下的误差***：
由上式可得：
将式(1.7)和式(1.8)中的位置误差重新组合为下式所示：
由此可得
作为对上述技术方案的改进，针对水平位置控制***(1.4)，控制目标(xd,yd)为二阶可微水平位置轨迹，得到水平位置控制式；
如果虚拟控制输入φd给定如下：
其中
则水平位置追踪误差eh1,eh2在零平衡点处指数稳定。
与现有技术相比，本发明所取得的有益效果是：
本发明的四旋翼飞行器对角动力损失状态下的失控保护控制算法，解决在螺旋桨损坏、或者电机损坏即对角动力损失状态下控制四旋翼飞行器的飞行问题。在四旋翼飞行器的2个相对螺旋桨损坏、或者电机损坏即对角动力损失的状态下，通过该方法依然能够控制四旋翼飞行器的平衡飞行。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明在对角电机损坏状态下的控制结构图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
如图1所示，该图描述了对角动力损坏下的控制器结构。控制器分为内外两环，内环为水平位置控制，外环为高度及横滚角控制。红叉代表飞行器在该状态下不被给定的量；箭头代表信息流动的方向；线上方的符号是信息的名称。
本发明的四旋翼飞行器对角动力损失状态下的失控保护控制算法，该四旋翼飞行器失控保护控制算法的步骤为：
S1、如果四旋翼飞行器对称的两个螺旋桨损坏，则对角动力损失；假设四旋翼飞行器1、3号电机失去动力，则升力F1＝F3＝0；
其中，F表示单个电机配合螺旋桨产生的升力，F1和F3分别表示1、3号电机产生的升力。
则模型控制量与电机升力之间的关系式为：
Finput＝GFr,\*MERGEFORMAT(0.28)
其中：
其中，螺旋桨升力系数为cT，螺旋桨转矩系数为cQ；l为电机到飞行器质心的距离；
因为rank(G:Finput)＝3＞rank(G)＝2，等式无解
为了能够使方程有解，放弃偏航和俯仰角度的控制；
S2、基于τθ＝0及俯仰角和横滚角对四旋翼飞行器平稳飞行有着至关重要的作用；选取下式求解Fr
Fi′nput＝G′Fr,\*MERGEFORMAT(0.29)
其中：
可得：
由上式可知τψ＝-σFl,τθ＝0；τφ是横滚转矩，Fl是飞行器总升力，τΨ是偏航转矩，τθ是俯仰转矩；
S3、确定在2个对角电机损坏后，四旋翼飞行器的数学模型表示为：
s*＝sin*，c*＝cos*，t*＝tan*；
η＝[φ θ ψ]T为欧拉角，用于描述四旋翼飞行器的姿态信息；该欧拉角称为卡尔丹角(Tait-Bryan)，采用z-y-x轴的顺序旋转定义，分别是绕z轴旋转为偏航角(yaw)，用ψ表示；绕y轴旋转为俯仰角(pitch)，用θ表示；绕x轴旋转为横滚角(roll)，用φ表示；
ξ＝[x y z]T惯性坐标系下四旋翼飞行器的位置；υ＝[υx υy υz]T惯性坐标系下四旋翼飞行器的速度；转动惯量用I＝diag(Ixx,Iyy,Izz),飞行器质量用m表示，ω＝[p q r]T体坐标系下四旋翼飞行器绕轴角速度；
S4、令期望姿态为φd，期望的位置为xd、yd和zd；
建立如下的误差***：
由上式可得：
将式(1.7)和式(1.8)中的位置误差重新组合为下式所示：
由此可得
作为对上述技术方案的改进，针对水平位置控制***(1.4)，控制目标(xd,yd)为二阶可微水平位置轨迹，得到水平位置控制式；
如果虚拟控制输入φd给定如下：
其中
则水平位置追踪误差eh1,eh2在零平衡点处指数稳定。
与现有技术相比，本发明所取得的有益效果是：
本发明的四旋翼飞行器对角动力损失状态下的失控保护控制算法，解决在螺旋桨损坏、或者电机损坏即对角动力损失状态下控制四旋翼飞行器的飞行问题。在四旋翼飞行器的2个相对螺旋桨损坏、或者电机损坏即对角动力损失的状态下，通过该方法依然能够控制四旋翼飞行器的平衡飞行。
Claims (3)
1.一种四旋翼飞行器对角动力损失状态下的失控保护控制算法，其特征在于：该四旋翼飞行器失控保护控制算法的步骤为：
S1、如果四旋翼飞行器对称的两个螺旋桨损坏，则对角动力损失；假设四旋翼飞行器1、3号电机失去动力，则升力F1＝F3＝0；
其中，F表示单个电机配合螺旋桨产生的升力，F1和F3分别表示1、3号电机产生的升力；
则模型控制量与电机升力之间的关系式为：
Finput＝GFr,\*MERGEFORMAT (0.1)
其中：
其中，螺旋桨升力系数为cT，螺旋桨转矩系数为cQ；l为电机到飞行器质心的距离；
因为rank(G:Finput)＝3＞rank(G)＝2，等式无解；
为了能够使方程有解，放弃偏航和俯仰角度的控制；
S2、基于τθ＝0及俯仰角和横滚角对四旋翼飞行器平稳飞行有着至关重要的作用；选取下式求解Fr：
F′input＝G′Fr,\*MERGEFORMAT (0.2)
其中：
可得：
由上式可知τψ＝-σFl,τθ＝0；τφ是横滚转矩，Fl是飞行器总升力，τΨ是偏航转矩，τθ是俯仰转矩；
S3、确定在2个对角电机损坏后，四旋翼飞行器的数学模型表示为：
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s*＝sin*，c*＝cos*，t*＝tan*；
η＝[φ θ ψ]T为欧拉角，用于描述四旋翼飞行器的姿态信息；该欧拉角称为卡尔丹角，采用z-y-x轴的顺序旋转定义，分别是绕z轴旋转为偏航角，用ψ表示；绕y轴旋转为俯仰角，用θ表示；绕x轴旋转为横滚角，用φ表示；
ξ＝[x y z]T惯性坐标系下四旋翼飞行器的位置；υ＝[υx υy υz]T惯性坐标系下四旋翼飞行器的速度；转动惯量用I＝diag(Ixx,Iyy,Izz),飞行器质量用m表示，
ω＝[p q r]T体坐标系下四旋翼飞行器绕轴角速度；
S4、令期望姿态为φd，期望的位置为xd、yd和zd；
建立如下的误差***：
e1＝φ-φd,
e7＝x-xd,
e9＝y-yd,
e11＝z-zd,
由上式可得：
将式(1.7)和式(1.8)中的位置误差重新组合为下式所示：
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由此可得
2.根据权利要求1所述的四旋翼飞行器对角动力损失状态下的失控保护控制算法，其特征在于：针对姿态和高度控制***(1.5)，控制目标(φd,zd)为二阶可微的横滚角和高度轨迹，得到横滚角和高度控制式；
如果控制输入为
F′input＝(Q′+NQ″)-1(X-M-NP)，\*MERGEFORMAT (0.11)
则横滚角追踪误差ei(i＝1,2)和高度追踪误差ei(i＝5,6)在零平衡点处指数稳定；
其中：
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3.根据权利要求1所述的四旋翼飞行器对角动力损失状态下的失控保护控制算法，其特征在于：针对水平位置控制***(1.4)，控制目标(xd,yd)为二阶可微水平位置轨迹，得到水平位置控制式；
如果虚拟控制输入φd给定如下：
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则水平位置追踪误差eh1,eh2在零平衡点处指数稳定。
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Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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