CN107992072A - 一种多旋翼飞行器的姿态控制误差获取方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种多旋翼飞行器的姿态控制误差获取方法，包括以下步骤：第一步，采用导航坐标系n和载体坐标系b，得到四元数描述的姿态角；第二步，利用公式把导航坐标系下的重力向量gn转换到所述载体坐标系，获得所述载体坐标系下的重力向量描述gb；第三步：获取姿态控制指令的向量描述grb；第四步：参照公式所示，通过计算gb和grb的叉乘可得姿态控制误差err。本发明具有硬件需求低、计算量少、可以降低欧拉角控制过程中的轴间耦合的特点。
Description
技术领域
本发明属于航空航天自动控制技术领域，涉及一种多旋翼飞行器的姿态 控制误差获取方法。
背景技术
多旋翼飞行器是指两个或者两个以上旋翼的飞行器，多旋翼是一个很大 的概念，有2轴矢量控制，y3，四轴，六旋翼，八旋翼，三轴6电机，四轴 八旋翼等等。多旋翼飞行器的姿态控制是多旋翼飞行器稳定飞行和执行航线 任务的基础。
为了能够稳定地控制多旋翼飞行器的姿态，需要对姿态进行描述，同时 需要把遥控器的控制信号转换为姿态描述的相应形式。现有的姿态多采用欧 拉角，方向余旋进行描述，控制方案也多采用欧拉角控制和方向余弦控制。
现有的姿态控制存在如下弊端：
1、欧拉角控制在大姿态角情况下，控制耦合严重，甚至会出现不稳定。
2、方向余弦控制存在计算方向余弦矩阵运算量大的问题。
3、方向余弦控制使用遥控器控制时，遥控器的摇杆量难于转换为控制 输入量。
发明内容
本发明的目的是为了克服现有技术中大角度耦合、方向余弦矩阵计算量 大、遥控器的杆量很难转化的问题，提供了一种运算简单、降低欧拉角控制 过程中轴间耦合的多旋翼飞行器的姿态控制误差获取方法。
为实现上述目的，本发明通过以下技术手段予以实现。
一种多旋翼飞行器的姿态控制误差获取方法，包括以下步骤：
第一步，采用导航坐标系n和载体坐标系b，得到四元数描述的姿态角， 如公式(1)-公式(3)所示；
Θ＝arcsin(2(q1q3-q0q2)) (2)
其中，ψ为偏航角，Θ为俯仰角，φ为滚转角；
q0，q1,q2,q3分别为描述姿态旋转的四元数；
第二步，利用公式(4)把导航坐标系下的重力向量gn转换到所述载体 坐标系，获得所述载体坐标系下的重力向量描述gb；
其中，为从所述载体坐标系b到所述导航坐标系n的旋转关系矩阵；
第三步：获取姿态控制指令的向量描述grb；
参照公式(5)所示，通过输入的指令俯仰角θc、指令滚转角和指令 偏航角结合所述重力向量gn可得姿态控制指令的向量描述grb；
第四步：参照公式(6)所示，通过计算gb和grb的叉乘可得姿态控制误 差err；
err＝gb×grb (6)。
进一步地，所述第一步中所述导航坐标系n和载体坐标系b，具体为：
所述导航坐标系n定义为东北天坐标系；所述载体坐标系b，其X轴xb沿多旋翼飞行器的机体指向右，yb沿多旋翼飞行器的机体指向前，zb沿多旋 翼飞行器的机体垂直向上；且所述导航坐标系n和所述载体坐标系b均为满 足右手定则的三维坐标系，原点均选为多旋翼飞行器机体的重心位置。
更进一步地，所述第一步具体为：
为了姿态信息需要求解导航坐标系n和载体坐标系的旋转关系矩阵；首 先基于载体坐标系b，通过飞行器传感器上测得的姿态信息从导航坐标系n 到载体坐标系b的旋转关系矩阵从载体坐标系b到导航坐标系n的旋转 关系矩阵其关系如公式(7)所示：
从导航坐标系n到载体坐标系b的姿态矩阵通过公式(8)表示；
其方向余弦矩阵描述为公式(9)所示；
其中ψ为偏航角，Θ为俯仰角，φ为滚转角；
通过公式(8)和公式(9)得到四元数描述的姿态角，如公式(1)-公 式(3)所示；
Θ＝arcsin(2(q1q3-q0q2)) (2)
其中，ψ为偏航角，Θ为俯仰角，φ为滚转角。
进一步地，所述第二步中的重力向量gn具体为一个归一化的定常数，如 公式(10)所示：
通过上述技术手段，本发明具有以下有益效果：
本发明的姿态控制误差获取方法，控制起来比较稳定，便于及时调整姿 态的方向等。
本发明的姿态控制误差获取方法，运算量小，控制输入量比较好转化， 控制起来更加方便；具体是省去了四元数转换为欧拉角的反三角计算过程， 降低了计算的需求。
本发明的姿态控制误差获取方法，优化了姿态控制中对导航算解的硬件 需求，只需要导航解算就能够给出描述姿态的四元数，无需过多的硬件。
本发明中，降低了欧拉角控制过程中的轴间耦合，使得飞行器更加稳定。
具体实施方式
下面结合具体实施方式对本发明进行详细说明。
本发明公开了一种多旋翼飞行器的姿态控制误差获取方法，包括以下步 骤：
第一步，采用导航坐标系n和载体坐标系b，得到四元数描述的姿态角。
即坐标定义和坐标转换关系矩阵(姿态矩阵)
为了描述多旋翼飞行器的偏航yaw、俯仰pitch、滚转roll的姿态信息， 需要建立相应的坐标系。本发明采用两个坐标***分别为导航坐标系n，定 义为东北天坐标系；载体坐标系b，其X轴xb沿多旋翼飞行器的机体指向右， yb沿多旋翼飞行器的机体指向前，zb沿多旋翼飞行器的机体垂直向上。导航 坐标系n和载体坐标系b均为满足右手定则的三维坐标系，原点均选为多旋 翼飞行器机体的重心位置。
测量姿态的传感器给出的信息均是基于载体坐标系，为了姿态信息需要 求解导航坐标系n和载体坐标系的旋转关系矩阵。从导航坐标系n到载体坐 标系b的旋转关系矩阵从载体坐标系b到导航坐标系n的旋转关系矩阵 旋转矩阵是旋转矩阵的转置和逆，数学描述如公式(7)所示。
从导航坐标系n到载体坐标系b的姿态矩阵可通过公式(8)表示；
其方向余弦矩阵描述如公式(9)所示；
其中ψ为偏航角，Θ为俯仰角，φ为滚转角；
q0，q1,q2,q3分别为描述姿态旋转的四元数。
通过公式(8)和公式(9)得到四元数描述的姿态角，如公式(1)-公 式(3)所示；
Θ＝arcsin(2(q1q3-q0q2)) (2)
其中，ψ为偏航角，Θ为俯仰角，φ为滚转角。
通过这一步骤可以看出描述导航坐标系n和载体坐标系可以用四元数进 行描述，载体坐标系下的三维向量可以通过四元数转换到导航坐标系；导航 坐标系下的三维向量也可以通过四元数转换到载体坐标系。
采用其他的姿态控制误差获取方法，不仅需要导航，还需要其它硬件设 备需要采集多个数据，故通过这一步骤可知，本发明的多旋翼飞行器的姿态 控制误差获取方法，节省了设备投资，节省了空间，同时优化了姿态控制对 导航解算的硬件需求，仅仅需要飞行器自带的导航即可解算能够给出描述姿 态的四元数。
第二步：把导航坐标系下的重力向量gn转换到载体坐标系，获得载体坐 标系下的重力向量描述gb。
首先，导航坐标系下的重力向量gn为一个归一化的定常数，如式(10) 所示。
通过旋转矩阵把导航坐标系下的重力向量gn进行坐标旋转可得载体 坐标下的重力向量描述gb如式(4)所示。
第三步：获取姿态控制指令对应的重力在载体坐标系下的向量描述grb。
首先，导航坐标系下的重力向量为gn，如第二步中公式(10)所示。
此时通过控制***输入的指令俯仰角θc，指令滚转角指令偏航角描述的可得grb如式(5)所示。
第四步：通过计算gb和grb的叉乘可得姿态控制误差err，如式(6)所示。
err＝gb×grb (6)
通过上述运算可知，本发明的姿态控制误差获取方法计算量小，同时， 很好的降低了欧拉角控制过程中的轴间耦合。
本发明中的姿态控制误差获取方法，无需太多设备，故无需太多参数进 行多重运算，降低了运算需求，进而对控制单元等的需求降低，从硬件设备 和软件计算两个方面，极大地降低了成本，方便了用户。同时，由于数据少， 计算步骤少，省去了元数转换为欧拉角的反三角计算过程，满足了更大多数 用户的需求。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“横向”、“厚度”、 “上”、“下”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、 “径向”、“周向”等指示得方位或位置关系为基于描述所得方向和正常使 用状态下的关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示 所致得位置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不 能理解为对本发明的限制、
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，不能理解为指示或暗 示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、 “第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。本发明的 描述中，“多个”的含义是两个或者两个以上，除非另有明确具体的限定。 在本发明中，除非另有明确、的规定和限定，术语“安装”、“连接”、“固 定”、“相连”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以时可 拆卸连接，或成一体，可以时直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可 以是两个元件内部的连通或两个元件的互相作用关系。对于本领域的普通技 术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征再第二特种“上” 或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特种通过中间媒介 间接接触。而且，第一特征在第二特种“之上”、“上方”和“上面”可是 第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第 二特征。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限 于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易 想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保 护范围应以权利要求的保护范围为准。
Claims (4)
1.一种多旋翼飞行器的姿态控制误差获取方法，其特征在于，包括以下步骤：
第一步，采用导航坐标系n和载体坐标系b，得到四元数描述的姿态角，如公式(1)-公式(3)所示；
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Θ＝arcsin(2(q1q3-q0q2)) (2)
其中，ψ为偏航角，Θ为俯仰角，φ为滚转角；
q0，q1，q2，q3分别为描述姿态旋转的四元数；
第二步，利用公式(4)把导航坐标系下的重力向量gn转换到所述载体坐标系，获得所述载体坐标系下的重力向量描述gb；
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其中，为从所述载体坐标系b到所述导航坐标系n的旋转关系矩阵；
第三步：获取姿态控制指令的向量描述grb；
参照公式(5)所示，通过输入的指令俯仰角θc、指令滚转角和指令偏航角结合所述重力向量gn可得姿态控制指令的向量描述grb；
第四步：参照公式(6)所示，通过计算gb和grb的叉乘可得姿态控制误差err；
err＝gb×grb (6)。
2.根据权利要求1所述的一种多旋翼飞行器的姿态控制误差获取方法，其特征在于，所述第一步中所述导航坐标系n和载体坐标系b，具体为：
所述导航坐标系n定义为东北天坐标系；所述载体坐标系b，其X轴xb沿多旋翼飞行器的机体指向右，yb沿多旋翼飞行器的机体指向前，zb沿多旋翼飞行器的机体垂直向上；且所述导航坐标系n和所述载体坐标系b均为满足右手定则的三维坐标系，原点均选为多旋翼飞行器机体的重心位置。
3.根据权利要求1或2所述的一种多旋翼飞行器的姿态控制误差获取方法，其特征在于，所述第一步具体为：
为了姿态信息需要求解导航坐标系n和载体坐标系的旋转关系矩阵；首先基于载体坐标系b，通过飞行器传感器上测得的姿态信息从导航坐标系n到载体坐标系b的旋转关系矩阵从载体坐标系b到导航坐标系n的旋转关系矩阵其关系如公式(7)所示：
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其方向余弦矩阵描述为公式(9)所示；
其中ψ为偏航角，Θ为俯仰角，φ为滚转角；
通过公式(8)和公式(9)得到四元数描述的姿态角，如公式(1)-公式(3)所示；
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<mi>q</mi>
<mn>0</mn>
<mn>2</mn>
</msubsup>
<mo>+</mo>
<msubsup>
<mi>q</mi>
<mn>1</mn>
<mn>2</mn>
</msubsup>
<mo>-</mo>
<msubsup>
<mi>q</mi>
<mn>2</mn>
<mn>2</mn>
</msubsup>
<mo>-</mo>
<msubsup>
<mi>q</mi>
<mn>3</mn>
<mn>2</mn>
</msubsup>
</mrow>
</mfrac>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mn>1</mn>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
Θ＝arcsin(2(q1q3-q0q2)) (2)
其中，ψ为偏航角，Θ为俯仰角，φ为滚转角。
4.根据权利要求2所述的一种多旋翼飞行器的姿态控制误差获取方法，其特征在于，所述第二步中的重力向量gn具体为一个归一化的定常数，如公式(10)所示：
<mrow>
<msub>
<mi>g</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<mfenced open = "[" close = "]">
<mtable>
<mtr>
<mtd>
<mn>0</mn>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mn>0</mn>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mn>1</mn>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
</mfenced>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mn>10</mn>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>.</mo>
</mrow>
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