CN108571969B - 基于pwm波占空比的多旋翼飞行器导航方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于PWM波占空比的多旋翼飞行器导航方法，包括以下步骤：S1、通过旋翼台架试验，测试PWM波占空比和旋翼转速、升力、力矩数据，通过数据处理，得到PWM波占空比与旋翼转速、升力、力矩的关系。S2、根据步骤1中PWM波占空比与旋翼转速、升力、力矩的关系，建立多旋翼飞行器动力学方程。S3、根据实际PWM波占空比，解算动力学方程，得到导航信息。本发明所述的基于PWM波占空比的多旋翼飞行器导航方法，通过PWM波占空比，解算多旋翼无人机的动力学方程，获得导航信息。通过该方法实现多旋翼飞行器的自主导航功能。无需外源导航信息和额外硬件设备；原理简单，易于实现；成本低。

Description

基于PWM波占空比的多旋翼飞行器导航方法

技术领域

本发明涉及飞行器设计技术领域，具体地说是一种基于PWM波占空比的多旋翼飞行器导航方法。

背景技术

目前，随着技术的发展，多旋翼飞行器的应用越来越广泛。

多旋翼飞行器在飞行过程中需要导航***提供导航信息。目前通常使用卫星导航***(GPS、北斗等)和惯性导航***等提供导航信息。

卫星导航***对外源信息的依赖十分严重，并且容易受到天气和地形障碍的干扰，极大地限制了多旋翼飞行器的应用场景。惯性导航需要额外惯性原件进行惯性测量，会增加飞行器重量，不利于旋翼飞行器的轻量化。

发明内容

根据上述提出的技术问题，而提供一种基于PWM波占空比的多旋翼飞行器导航方法，用于解决现有的卫星导航***对外源信息的依赖十分严重，并且容易受到天气和地形障碍的干扰，极大地限制了多旋翼飞行器的应用场景的缺点。本发明采用的技术手段如下：

一种基于PWM波占空比的多旋翼飞行器导航方法，包括以下步骤：

S1、通过旋翼台架试验，测试PWM波占空比和旋翼转速、升力、力矩数据，通过数据处理，得到PWM波占空比与旋翼转速、升力、力矩的关系。

S2、根据步骤1中PWM波占空比与旋翼转速、升力、力矩的关系，建立多旋翼飞行器动力学方程。

S3、根据实际PWM波占空比，解算动力学方程，得到导航信息。

作为优选步骤S1中，具体的，单个旋翼产生的升力、力矩分别表示为：

F_i＝f(ω_i) (1)

M_i＝h(ω_i) (2)

式中，ω_i表示第i个旋翼的PWM波占空比，F_i表示第i个旋翼产生的升力，M_i表示第i个旋翼产生的力矩；

旋翼转速Ω表示为

Ω_i＝k(ω_i) (3)。

作为优选步骤S2中，建立多旋翼飞行器动力学方程的具体步骤如下：

S21设定，a、四旋翼飞行器为刚体，机体严格对称；b、质量和重力加速为常值；c、地面坐标系为惯性系；d、忽略地球曲率的影响；e、忽略空气阻力。

S22、四旋翼飞行器在空间的运动需要六个自由度才能完全描述，包括飞行器质心沿着地面惯性坐标系的三个坐标轴的平动位移，即线运动，以及飞行器绕机体坐标系的三个坐标轴的转动运动，即角运动。

S221、线运动方程：

在地面惯性坐标系中，四旋翼飞行器在合外力作用下的线运动方程为：

其中，m为飞行器质量，g为重力加速度；位置坐标为x、y和z；姿态角θ、φ、ψ分别为俯仰角、滚转角和偏航角；

四个旋翼产生的总升力T为：

T＝F₁+F₂+F₃+F₄ (5)。

S222、角运动方程：

在地面惯性坐标系中，四旋翼飞行器的角运动方程为：

式中，p、q和r分别表示机体坐标系下的滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度；I_x、I_y和I_z分别为绕机体x,y,z三轴的转动惯量；M_x、M_y和M_z表示机体坐标系下力矩分量，作用在旋翼飞行器上的力矩的计算公式如下：

其中，l表示旋翼中心到飞行器质心的距离，I_r表示旋翼的转动惯量；旋翼飞机力矩由气动力矩和陀螺力矩两部分组成，分别对应式(8)右侧两项。

作为优选步骤S3中，在多旋翼飞行器飞行过程中，测量旋翼PWM波占空比ω₁至ω₄，通过式(1)、(2)和(3)分别求解每个旋翼升力F_i、力矩M_i和转速Ω_i，代入方程(6)至(8)求解姿态角速率p、q和r，以及姿态角θ、φ、ψ；将升力和姿态角代入式(4)求解位置x、y、z和速度

最终得到全部导航信息。

与现有技术相比较，本发明所述的基于PWM波占空比的多旋翼飞行器导航方法，通过PWM波占空比，解算多旋翼无人机的动力学方程，获得导航信息。该方法适用于多旋翼飞行器，且要求旋翼升力的方向始终垂直于飞行器的机体平面。通过该方法实现多旋翼飞行器的自主导航功能。

由于多旋翼飞行器的升力、力矩是通过各旋翼高速旋转产生的，升力的方向始终与机体平面垂直。当需要改变飞行方向时，通过改变各旋翼的转速来实现。这也是多旋翼飞行器不同于固定翼飞行器的地方。通过PWM波占空比实现旋翼转速的控制。针对多旋翼飞行器的这种特性，提出一种基于PWM波占空比的多旋翼飞行器导航方法。这种方法仅适用于多旋翼飞行器。

本发明所述的基于PWM波占空比的多旋翼飞行器导航方法，是一种全新的导航方式；无需外源导航信息和额外硬件设备；原理简单，易于实现；成本低，对于多旋翼飞行器的工程应用具有重要价值。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

图1是本发明基于PWM波占空比多旋翼飞行器导航方法的实现流程图。

图2是本发明四旋翼飞行器示意图。

具体实施方式

如图1和图2所示，一种基于PWM波占空比的多旋翼飞行器导航方法，包括以下步骤：

S1、通过旋翼台架试验，测试PWM波占空比和旋翼转速、升力、力矩数据，通过数据处理，得到PWM波占空比与旋翼转速、升力、力矩的关系。

步骤S1中，具体的，单个旋翼产生的升力、力矩分别表示为：

F_i＝f(ω_i) (1)

M_i＝h(ω_i) (2)

式中，ω_i表示第i个旋翼的PWM波占空比，F_i表示第i个旋翼产生的升力，M_i表示第i个旋翼产生的力矩；

旋翼转速Ω表示为

Ω_i＝k(ω_i) (3)。

S2、根据步骤1中PWM波占空比与旋翼转速、升力、力矩的关系，建立多旋翼飞行器动力学方程。

步骤S2中，建立多旋翼飞行器动力学方程的具体步骤如下：

S21设定，a、四旋翼飞行器为刚体，机体严格对称；b、质量和重力加速为常值；c、地面坐标系为惯性系；d、忽略地球曲率的影响；e、忽略空气阻力。

S22、四旋翼飞行器在空间的运动需要六个自由度才能完全描述，包括飞行器质心沿着地面惯性坐标系的三个坐标轴的平动位移，即线运动，以及飞行器绕机体坐标系的三个坐标轴的转动运动，即角运动。

S221、线运动方程：

在地面惯性坐标系中，四旋翼飞行器在合外力作用下的线运动方程为：

其中，m为飞行器质量，g为重力加速度；位置坐标为x、y和z；姿态角θ、φ、ψ分别为俯仰角、滚转角和偏航角；

四个旋翼产生的总升力T为：

T＝F₁+F₂+F₃+F₄ (5)。

S222、角运动方程：

在地面惯性坐标系中，四旋翼飞行器的角运动方程为：

式中，p、q和r分别表示机体坐标系下的滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度；I_x、I_y和I_z分别为绕机体x,y,z三轴的转动惯量；M_x、M_y和M_z表示机体坐标系下力矩分量，作用在旋翼飞行器上的力矩的计算公式如下：

其中，l表示旋翼中心到飞行器质心的距离，I_r表示旋翼的转动惯量；旋翼飞机力矩由气动力矩和陀螺力矩两部分组成，分别对应式(8)右侧两项。

S3、根据实际PWM波占空比，解算动力学方程，得到导航信息。

步骤S3中，在多旋翼飞行器飞行过程中，测量旋翼PWM波占空比ω₁至ω₄，通过式(1)、(2)和(3)分别求解每个旋翼升力F_i、力矩M_i和转速Ω_i，代入方程(6)至(8)求解姿态角速率p、q和r，以及姿态角θ、φ、ψ；将升力和姿态角代入式(4)求解位置x、y、z和速度

最终得到全部导航信息。

本发明所述的基于PWM波占空比的多旋翼飞行器导航方法，该方法适用于多旋翼飞行器，且要求旋翼升力的方向始终垂直于飞行器的机体平面。通过该方法实现多旋翼飞行器的自主导航功能。首先，测试多旋翼飞行器的旋翼得到升力、力矩、转速与PWM波占空比的对应关系；然后，根据上述关系建立多旋翼飞行器的动力学方程。最后，根据PWM波占空比，解算多旋翼飞行器的动力学方程，获得导航信息。

脉冲宽度调制(PWM)是英文“Pulse Width Modulation”的缩写，旋翼电机受飞控***输出的PWM波控制，通过PWM波的占空比控制旋翼电机的功率。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，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，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (1)

1.一种基于PWM波占空比的多旋翼飞行器导航方法，其特征在于包括以下步骤：

S1、通过旋翼台架试验，测试PWM波占空比和旋翼转速、升力、力矩数据，通过数据处理，得到PWM波占空比与旋翼转速、升力、力矩的关系；

S2、根据步骤1中PWM波占空比与旋翼转速、升力、力矩的关系，建立多旋翼飞行器动力学方程；

S3、根据实际PWM波占空比，解算动力学方程，得到导航信息；

步骤S1中，具体的，单个旋翼产生的升力、力矩分别表示为：

F_i＝f(ω_i) (1)

M_i＝h(ω_i) (2)

式中，ω_i表示第i个旋翼的PWM波占空比，F_i表示第i个旋翼产生的升力，M_i表示第i个旋翼产生的力矩；

旋翼转速Ω表示为

Ω_i＝k(ω_i) (3)；

步骤S2中，建立多旋翼飞行器动力学方程的具体步骤如下：

S21设定，a、四旋翼飞行器为刚体，机体严格对称；b、质量和重力加速度为常值；c、地面坐标系为惯性坐标系；d、忽略地球曲率的影响；e、忽略空气阻力；

S22、四旋翼飞行器在空间的运动需要六个自由度才能完全描述，包括飞行器质心沿着地面惯性坐标系的三个坐标轴的平动位移，即线运动，以及飞行器绕机体坐标系的三个坐标轴的转动运动，即角运动；

S221、线运动方程：

在地面惯性坐标系中，四旋翼飞行器在合外力作用下的线运动方程为：

其中，m为飞行器质量，g为重力加速度；位置坐标为x、y和z；姿态角θ、φ、ψ分别为俯仰角、滚转角和偏航角；

四个旋翼产生的总升力T为：

T＝F₁+F₂+F₃+F₄ (5)；

S222、角运动方程：

在地面惯性坐标系中，四旋翼飞行器的角运动方程为：

式中，p、q和r分别表示机体坐标系下的滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度；I_x、I_y和I_z分别为绕机体x,y,z三轴的转动惯量；M_x、M_y和M_z表示机体坐标系下力矩分量，作用在旋翼飞行器上的力矩的计算公式如下：

其中，l表示旋翼中心到飞行器质心的距离，I_r表示旋翼的转动惯量；旋翼飞行器力矩由气动力矩和陀螺力矩两部分组成，分别对应式(8)右侧两项；

步骤S3中，在多旋翼飞行器飞行过程中，测量旋翼PWM波占空比ω₁至ω₄，通过式(1)、(2)和(3)分别求解每个旋翼升力F_i、力矩M_i和转速Ω_i，代入方程(6)至(8)求解姿态角速率p、q和r，以及姿态角θ、φ、ψ；将升力和姿态角代入式(4)求解位置x、y、z和速度

最终得到全部导航信息。

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