CN111338369A - 一种基于非线性逆补偿的多旋翼飞行控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于非线性逆补偿的多旋翼飞行控制方法。该方法步骤如下：首先，对多旋翼飞行器进行动力学分析，根据牛顿第二定律及动量矩定理建立多旋翼动力学方程；其次，建立无刷直流电机的等效模型，并推导电机转速和多旋翼受到的力、力矩的关系式，确定多旋翼飞行控制方程组；最后，建立非线性环节的逆映射，通过逆映射搭建伪线性***，基于内外环控制结构设计控制器。本发明基于非线性逆补偿的多旋翼飞行控制方法，轨迹跟踪精度高、响应速度快、抗干扰能力强，能够对多旋翼飞行器的位置和姿态实现稳定、精确的控制。

Description

一种基于非线性逆补偿的多旋翼飞行控制方法

技术领域

本发明属于自动化控制技术领域，特别是一种基于非线性逆补偿的多旋翼飞行控制方法。

背景技术

多旋翼飞行器是一种依靠旋翼提供升力，可以自主飞行或遥控飞行无人飞行器。多旋翼的应用范围广泛，尤其在民用领域，可用于航拍、救援、植物保护、监控等。飞控***是使用传感器产生的信息作为无人机控制***中的反馈信号来实现无人机稳定或作机动动作的内环控制***，常见的多旋翼飞行控制方法有PID、最优控制、滑动模态控制和模糊逻辑控制。

目前，工程上广泛采用常规的PID控制方法设计控制器，该常规控制器对多旋翼飞行器模型的精度无太大要求，忽略了多旋翼飞行器模型中不确定项的影响，这种近似只在多旋翼处于近悬停状态成立，当多旋翼进行大机动飞行时，常规控制器性能急剧变差，存在潜在的安全隐患。同时，常规控制器仅为控制***输出提供反馈通道，控制律设计过程简单，控制精度低、控制性能差，难以应对飞行过程中的强耦合、多旋翼飞行器模型的不确定性和外界干扰。

发明内容

本发明的目的在于提供一种轨迹跟踪精度高、响应速度快和抗干扰能力强的基于非线性逆补偿的多旋翼飞行控制方法。

实现本发明目的的技术解决方案为：一种基于非线性逆补偿的多旋翼飞行控制方法，包括以下步骤：

步骤1，对多旋翼飞行器进行动力学分析，根据牛顿第二定律及动量矩定理建立多旋翼动力学方程；

步骤2，建立无刷直流电机的等效模型，并推导电机转速和多旋翼受到的力、力矩的关系式，确定多旋翼飞行控制方程组；

步骤3，建立非线性环节的逆映射，通过逆映射搭建伪线性***，基于内外环控制结构设计控制器。

本发明与现有技术相比，其显著优点为：(1)可以减少非线性环节、外界干扰对飞行过程造成的干扰，改善多旋翼飞行器模型的控制精度和控制性能，从而提高了多旋翼飞行器的飞行安全性和可操作性；(2)具有轨迹跟踪精度高、响应速度快、抗干扰能力强的优点，能够对多旋翼的位置和姿态实现较好地控制。

附图说明

图1为本发明实施例提供的基于非线性逆补偿的多旋翼飞行控制方法流程图。

图2为本发明实施例提供的多旋翼飞行器示意图。

图3为本发明实施例提供的基于非线性逆补偿的多旋翼无人机飞行控制结构图。

图4为本发明实施例提供的基于非线性逆补偿方法的伪线性环节Γ₂结构图。

图5为本发明实施例提供的基于非线性逆补偿方法的伪线性环节Γ₂的控制框图。

图6为本发明实施例提供的基于非线性逆补偿方法的伪线性环节Γ₁结构图。

图7为本发明实施例提供的基于非线性逆补偿方法的伪线性环节Γ₁的控制框图。

图8为本发明实施例提供的期望推力和期望加速度关系图。

图9为本发明实施例提供的基于非线性逆补偿方法的伪线性环节Γ₃结构图。

图10为本发明实施例提供的基于非线性逆补偿方法的伪线性环节Γ₃的控制框图。

图11为本发明实施例提供的姿态角阶跃信号控制仿真图，其中(a)为阶跃信号响应曲线图，(b)为阶跃响应误差曲线图。

图12为本发明实施例提供的位置阶跃信号控制仿真图，其中(a)为阶跃响应曲线图，(b)为阶跃响应误差曲线图。

图13为本发明实施例提供的“回”字形轨迹跟踪仿真图，其中(a)为轨迹跟踪曲线图，(b)为轨迹跟踪误差曲线图。

图14为本发明实施例提供的“回”字形轨迹XOY平面跟踪仿真图，其中(a)为轨迹在XOY平面的投影图，(b)为Y方向跟踪误差曲线图。

图15为本发明实施例提供的“回”字形轨迹高度跟踪仿真图，其中(a)为高度跟踪曲线图，(b)为高度跟踪误差曲线图。

具体实施方式

结合图1，本发明一种基于非线性逆补偿的多旋翼飞行控制方法，包括以下步骤：

步骤1，对多旋翼飞行器进行动力学分析，根据牛顿第二定律及动量矩定理建立多旋翼动力学方程；

步骤2，建立无刷直流电机的等效模型，并推导电机转速和多旋翼受到的力、力矩的关系式，确定多旋翼飞行控制方程组；

步骤3，建立非线性环节的逆映射，通过逆映射搭建伪线性***，基于内外环控制结构设计控制器。

进一步地，步骤1所述对多旋翼飞行器进行动力学分析，根据牛顿第二定律及动量矩定理建立多旋翼动力学方程，具体如下：

首先，做出如下4条假设：

(1)飞行器是一个六自由度刚体，在飞行过程中质量保持不变；

(2)飞行器的质心位于其几何中心线上，且位于机体坐标系原点；

(3)飞行器所受的外界干扰及重力不受飞行高度的影响；

(4)旋翼为刚体；

其次，建立表示多旋翼飞行器动力学模型的力矩方程组，运动方程组和位置方程组：

所述力矩方程组表示如下：

其中，p,q,r分别表示绕机体轴x轴、y轴和z轴的角速度，为力矩形式；

分别表示滚转角加速度、俯仰角加速度和偏航角加速度；D_p,D_q,D_r分别表示外界干扰D沿机体系x轴、y轴和z轴的分量，为力矩形式；J_bx,J_by,J_bz分别为绕机体系x,y,z轴的转动惯量，J_rotor表示转子的转动惯量，Ω是4个电机角速度之和；M_φ(F)、M_θ(F)、M_ψ(F)分别是多旋翼受到的合外力对质心的力矩在机体系x轴、y轴和z轴的分量；

所述的运动方程组表示如下：

其中，φ、θ、ψ分别为滚转角、俯仰角和偏航角，

分别为滚转角变化率、俯仰角变化率和偏航角变化率；

所述位置方程组表示如下：

其中，T表示电机拉力；

分别表示飞行器质心沿地面坐标系x轴、y轴和z轴的加速度；D_x,D_y,D_z分别表示外界干扰D沿地面坐标系x轴、y轴和z轴的分量，为力的形式；g表示重力加速度，m表示飞行器的质量；a_nx、a_ny、a_nz是加速度在导航坐标系下的x轴、y轴和z轴的分量。

进一步地，步骤2所述建立无刷直流电机的等效模型，并推导电机转速和多旋翼受到的力、力矩的关系式，具体如下：

所述无刷直流电机每相绕组的相电压由电阻压降和绕组感应电势两部分组成，其中绕组感应电势包括绕组自感、绕组之间互感产生的电势，以及磁场中绕组切割磁力线产生的反电动势；

设电机电枢回路两端的控制电压为u，绕组电流为i，转子的角速度为ω，那么电枢回路的电压平衡方程为：

其中，R_a为电机的等效电阻，L_a为电机的等效电感，k_e为反电动势系数，t为时间；

设电机的电磁转矩T_e＝k_ti，其中k_t是电动扭力矩系数，负载转矩为T_m，黏滞摩擦系数为B_a，电机的转动惯量为J_rotor，则电机的力矩平衡方程为：

电机处于稳态时，di/dt＝0，电枢回路的电压平衡方程变为：

因此，稳态条件下，电机的数学模型为：

因为T_m和ω有关，上式电机的数学模型表现为非线性，对上式在转速点ω₀进行线性化，得到：

其中，A,B,C均为常数；

为电机转速ω的时间导数。

进一步地，步骤2所述确定多旋翼飞行控制方程组，具体如下：

根据多旋翼飞行器的运动机理选取变量作为控制量，根据减少不确定性的要求，尽可能多地选取能够通过传感器获得的参数作为状态变量；

所述的控制量包括：u₁,u₂,u₃,u₄，表达式为：

其中，u₁是总拉力输入，u₂,u₃,u₄分别为滚转，俯仰，偏航输入，T₁,T₂,T₃,T₄为四个电机的拉力，ω₁,ω₂,ω₃,ω₄为四个电机的转速，K_T为拉力系数；K_Q为阻力系数；

考虑外界干扰，多旋翼飞行控制方程组为：

其中，l_bx、l_by分别是机体轴x轴和y轴的力臂长度，

为加速度在导航坐标系下的x轴、y轴和z轴分量。

进一步地，步骤3所述建立非线性环节的逆映射，通过逆映射搭建伪线性***，基于内外环控制结构设计控制器，具体如下：

所述姿态控制***的传递函数为：

R₁(s)是姿态输入信号，Y₁(s)是姿态输出信号，H₂(s)＝diag{h₂₁,h₂₂,h₂₃}是角速度控制环的状态反馈矩阵，K_2p＝diag{k_2p1,k_2p2,k_2p3}是角速度控制环的比例系数，K_1p＝diag{k_1p1,k_1p2,k_1p3}是姿态控制环的比例系数，K_1d＝diag{k_1d1,k_1d2,k_1d3}是姿态控制环的微分系数；

所述位置控制***的传递函数为：

其中，a₁＝(H₂+K_1dK_2p),a₂＝(K_1pK_2p+K_1dK_2pK_4p),a₃＝(K_1dK_2pK_4p+K_1dK_2pK_3pK_4p),a₄＝K_1pK_2pK_3pK_4p,b₁＝K_1dK_2pK_3pK_4p,b₂＝K_1pK_2pK_3pK_4p，K_3p＝diag{k_3p1,k_3p2,k_3p3}是速度控制环的比例系数，K_4p＝diag{k_4p1,k_4p2,k_4p3}是位置控制环的比例系数。

下面结合附图及具体实施例对本发明做进一步详细说明。

实施例

本实施例提供一种基于非线性逆补偿的多旋翼飞行控制方法，包括：

S1：首先，对多旋翼飞行器进行较为全面动力学分析，根据牛顿第二定律及动量矩定理建立多旋翼动力学方程；

S2：然后，建立无刷直流电机的等效模型，并推导电机转速和多旋翼受到的力、力矩的关系式，确定多旋翼飞行控制方程组；

S3：最后，建立非线性环节的逆映射，通过逆映射搭建伪线性***，基于内外环控制结构设计控制器。

本实施例所述的基于非线性逆补偿的多旋翼飞行控制方法，首先对多旋翼飞行器进行较为全面动力学分析，根据牛顿第二定律及动量矩定理建立多旋翼动力学方程。其次，建立无刷直流电机的等效模型，并推导电机转速和多旋翼受到的力、力矩的关系式。然后基于内外环控制结构提出一种基于非线性环节逆补偿的控制方法，这样可以减少非线性环节、外界干扰对飞行过程造成的干扰，改善多旋翼飞行器模型的控制精度和控制性能，从而提高了多旋翼飞行器模型的飞行安全性和可操作性。

首先，根据所述多旋翼飞行器数学模型和精度要求，建立多旋翼飞行器模型包括：

多旋翼飞行器如图2所示。其固有参数如表1所示，单个舵机所能提供的最大升力为300g。

表1多旋翼固有参数

所述的控制量包括：u₁,u₂,u₃,u₄。其表达式为：

其中T₁,T₂,T₃,T₄分别为旋翼1，2，3，4提供的动力，ω₁,ω₂,ω₃,ω₄为四个电机的转速，K_T为拉力系数。

本实施例中，基于飞行力学和空气动力学原理，并根据控制性能要求，对多旋翼飞行器进行受力分析，并结合运动学相关知识，通过如下步骤确定多旋翼飞行器数学模型，所述多旋翼飞行器动力学模型包括：表示多旋翼飞行器动力学模型的力矩方程组，运动方程组和位置方程组；

所述力矩方程组表示如下：

其中，p,q,r分别表示滚转角速度，俯仰角速度和偏航角速度，

分别表示滚转角加速度，俯仰角加速度和偏航角加速度，D_p,D_q,D_r分别表示外界干扰D沿机体系x轴，y轴和z轴的分量，为力矩形式。(J_bx,J_by,J_bz)分别为绕机体系x,y,z轴的转动惯量，J_rotor表示转子的转动惯量，Ω是4个电机角速度之和。

所述的运动方程组表示如下：

所述的位置方程组表示如下：

其中，T表示电机拉力，

分别表示飞行器质心沿地面坐标系x轴，y轴和z轴的加速度，D_x,D_y,D_z分别表示外界干扰D沿地面坐标系x轴，y轴和z轴的分量，为力的形式。g表示重力加速度，m表示飞行器的质量。

给定初始状态后，多旋翼飞行器的角加速度完全由旋翼转动产生的力矩决定，即通过控制对多旋翼质心的力矩就可以实现对角运动的控制；而多旋翼的加速度不仅和旋翼拉力有关，也和其姿态角有关，在已知初始状态的情况下，需要通过控制旋翼拉力和姿态角来控制多旋翼的加速度，进而实现多旋翼的线运动的控制，而姿态角本身是不能被直接控制的，这说明角运动和线运动之间存在耦合和关系。多旋翼角运动和线运动关系如图3所示。考虑外界干扰，所述多旋翼飞行控制方程组为：

根据步骤3所述基于内外环控制结构提出一种基于非线性环节逆补偿的控制方法，包括：建立非线性环节的逆映射，通过逆映射搭建伪线性***，基于内外环控制结构设计控制器。

设多旋翼的姿态角为状态y₁，角速度为控制输入v₁，其旋转运动学环节可写成映射T₁:v₁→y₁：

其中：

设

因为矩阵B₁可逆，所以环节(6)存在逆映射T₁ ^-1:

环节T₁ ^-1:

是原环节的一阶积分逆映射。

设多旋翼的角速度状态为y₂，电机控制输入为v₂，其转动动力学环节可写成映射T₂:v₂→y₂：

其中：

设

因为矩阵B₂可逆，所以环节(10)存在逆映射T₂ ^-1:

环节T₂ ^-1:

是原环节的一阶逆映射。

将一阶逆映射T₂ ^-1:

和其原环节串联，得到一个复合环节，用符号Γ₂表示，其结构如图4所示。

到y₂的等效拉氏变换为：

设计环节Γ₂的状态反馈控制器如图5所示。

其中：

图5所示环节的传递函数为：

r₂作为环节Γ₂的输入，其物理含义是期望角速度。引入比例系数K_2p，设r₂和环节T₁ ^-1:

的关系为：

r₂＝K_2pv₁＝diag{k_2p1,k_2p2,k_2p3}v₁ (17)

下面在环节Γ₂的基础上建立环节T₁:v₁→y₁的伪线性环节Γ₁如图6所示。

到y₁的等效拉氏变换为：

设计环节Γ₁的反馈控制器如图7所示。

r₁是期望姿态，PD表示比例-微分环节：

其中，K_1p＝diag{k_1p1,k_1p2,k_1p3},K_1d＝diag{k_1d1,k_1d2,k_1d3}。

图8所示环节的传递函数为：

式(20)就是基于逆映射方法的姿态控制环节传递函数。

对于位置控制而言，当给出期望位置时，可以通过当前位置得到期望加速度，期望加速度可以转换为期望滚转角φ_d和期望俯仰角θ_d，期望偏航角ψ_d由控制指令给出，(φ_d,θ_d,ψ_d)就是姿态控制回路的期望值，可以使用姿态控制器对姿态进行控制。期望加速度和期望姿态角的转换关系，会在位置控制回路中给出。

多旋翼的姿态可以在导航信息中获得，通过位置控制方程得到期望加速度a_nd：

设多旋翼的期望推力对应的加速度为a_Td，它和期望加速度a_nd的关系如图8所示。

其中，a_Td为多旋翼期望加速度a_nd和和干扰力D_n对应加速度和重力加速度g的矢量差，a_Td在惯性系下的表达式为：

其中，D_n＝[D_x；D_y；D_z]。

设期望机体系的轴向单位矢量为[i_bd j_bd k_bd]，由于多旋翼的结构固定，矢量k_bd的方向与a_Td的方向相反，因此a_Td在期望机体系下的表示为：

当前偏航角ψ由传感器获得，得到a_Td之后，设导航系到期望机体系的旋转矩阵为

代入a_Td之后

满足：

其中：

根据旋转矩阵的正交性，推导出期望姿态角：

由于多旋翼的姿态可调节范围有限，所以需要对期望姿态进行限幅处理。为了保持稳定性，限制其期望滚转角φ_d和期望俯仰角θ_d为：

此时，对式(26)进行限幅处理，使其满足：

多旋翼的平移动力学方程为：

其中，|a_T|为电机推力对应的加速度的大小。设多旋翼的位置状态为y₃，控制输入为v₃，其转动动力学环节可写成映射T₃:v₃→y₃：

其中：

设

在偏航角指令已知的情况下，环节T₃存在逆映射T₃-¹:

的表达式为：

环节T₃ ^-1:

是原环节的二阶逆映射，其中输出v₃的物理含义为期望推力和期望欧拉角，和r₁的关系为：

将二阶逆映射T₃ ^-1:

和其原环节串联，得到一个完整的复合***，用符号Γ₃表示，其结构如图9所示。

到y₃的等效拉氏变换为：

设计***Γ₃的反馈控制器如图10所示：

其中：

图10所示***的传递函数为：

其中，a₁＝(H₂+K_1dK_2p),a₂＝(K_1pK_2p+K_1dK_2pK_4p),a₃＝(K_1dK_2pK_4p+K_1dK_2pK_3pK_4p),a₄＝K_1pK_2pK_3pK_4p,b₁＝K_1dK_2pK_3pK_4p,b₂＝K_1pK_2pK_3pK_4p。

设外界干扰为零，通过参数整定得到姿态控制器参数如表2所示。设多旋翼的初始状态为零，期望姿态角为30°。使用表2的参数，得到姿态响应曲线如图11(a)所示，误差曲线如图11(b)所示。通过仿真曲线可以看出，所有的姿态角的阶跃响应误差都趋近于0，无超调并且最晚到达稳态的偏航角调节时间(5％)约为0.42s，这表明***的稳态性能和动态性能均满足设计指标，而且实际姿态角的动态特性和理论分析结论相吻合，因此，姿态控制器是有效的。

设外界干扰为零，通过参数整定得到位置控制器参数如表3所示。设多旋翼的初始状态为零，期望位置为[x_nd,y_nd,alt]＝[5m,5m,5m]。使用表3的参数，得到位置响应曲线如图12(a)所示，误差曲线如图12(b)所示。通过仿真曲线可以看出，所有的位置的阶跃响应误差都趋近于0，无超调并且最晚到达稳态的状态调节时间约为3.08s，这表明***的稳态性能和动态性能均满足设计指标，因此，所设计位置控制器具有良好的控制效果。

表2姿态控制参数

表3位置控制参数

下面分析控制***的跟踪特性。设计一组位置指令(0,0,0)→(0,0,5)→(5,0,5)→(5,5,5)→(0,5,5)→(0,0,5)组成一个“回”字型航迹，设计指令运行时间为25s。轨迹跟踪曲线如图13(a)所示，跟踪误差曲线图13(b)所示。从上面仿真曲线可以看出，多旋翼整体能够跟踪轨迹指令。其中，水平方向跟踪效果和阶跃信号响应特性一致，切换到下一条指令之前，多旋翼已到达当前指令位置，且没有出现超调现象。由图14(a)和图14(b)可以看出，在XOY平面内，多旋翼轨迹基本符合指令轨迹，y方向的调节时间为3.09s，符合设计要求。多旋翼可以由图15(a)和图15(b)可以看出，高度方向整体保持平稳，在指令切换时(水平方向变化较剧烈)会出现小幅波动，波动幅值不超过0.081m。结论：控制器能够满足跟踪“回”字形航迹指令的要求。

本实施例中，根据可解析的非线性环节补偿控制器，建立多旋翼飞行器仿真模型，并调节非线性逆补偿控制器的调节参数，直至控制性能满足控制要求，对基于非线性逆补偿控制器的多旋翼飞行器仿真模型进行初步验证，其中所述控制性能包括：响应时间超调、抗干扰能力。

Claims (5)

1.一种基于非线性逆补偿的多旋翼飞行控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，对多旋翼飞行器进行动力学分析，根据牛顿第二定律及动量矩定理建立多旋翼动力学方程；

步骤2，建立无刷直流电机的等效模型，并推导电机转速和多旋翼受到的力、力矩的关系式，确定多旋翼飞行控制方程组；

步骤3，建立非线性环节的逆映射，通过逆映射搭建伪线性***，基于内外环控制结构设计控制器。

2.根据权利要求1所述的基于非线性逆补偿的多旋翼飞行控制方法，其特征在于，步骤1所述对多旋翼飞行器进行动力学分析，根据牛顿第二定律及动量矩定理建立多旋翼动力学方程，具体如下：

首先，做出如下4条假设：

(1)飞行器是一个六自由度刚体，在飞行过程中质量保持不变；

(2)飞行器的质心位于其几何中心线上，且位于机体坐标系原点；

(3)飞行器所受的外界干扰及重力不受飞行高度的影响；

(4)旋翼为刚体；

其次，建立表示多旋翼飞行器动力学模型的力矩方程组，运动方程组和位置方程组：

所述力矩方程组表示如下：

其中，p,q,r分别表示绕机体轴x轴、y轴和z轴的角速度，为力矩形式；

分别表示滚转角加速度、俯仰角加速度和偏航角加速度；D_p,D_q,D_r分别表示外界干扰D沿机体系x轴、y轴和z轴的分量，为力矩形式；J_bx,J_by,J_bz分别为绕机体系x,y,z轴的转动惯量，J_rotor表示转子的转动惯量，Ω是4个电机角速度之和；M_φ(F)、M_θ(F)、M_ψ(F)分别是多旋翼受到的合外力对质心的力矩在机体系x轴、y轴和z轴的分量；

所述的运动方程组表示如下：

其中，φ、θ、ψ分别为滚转角、俯仰角和偏航角，

分别为滚转角变化率、俯仰角变化率和偏航角变化率；

所述位置方程组表示如下：

其中，T表示电机拉力；

分别表示飞行器质心沿地面坐标系x轴、y轴和z轴的加速度；D_x,D_y,D_z分别表示外界干扰D沿地面坐标系x轴、y轴和z轴的分量，为力的形式；g表示重力加速度，m表示飞行器的质量；a_nx、a_ny、a_nz是加速度在导航坐标系下的x轴、y轴和z轴的分量。

3.根据权利要求1所述的基于非线性逆补偿的多旋翼飞行控制方法，其特征在于，步骤2所述建立无刷直流电机的等效模型，并推导电机转速和多旋翼受到的力、力矩的关系式，具体如下：

所述无刷直流电机每相绕组的相电压由电阻压降和绕组感应电势两部分组成，其中绕组感应电势包括绕组自感、绕组之间互感产生的电势，以及磁场中绕组切割磁力线产生的反电动势；

设电机电枢回路两端的控制电压为u，绕组电流为i，转子的角速度为ω，那么电枢回路的电压平衡方程为：

其中，R_a为电机的等效电阻，L_a为电机的等效电感，k_e为反电动势系数，t为时间；

设电机的电磁转矩T_e＝k_ti，其中k_t是电动扭力矩系数，负载转矩为T_m，黏滞摩擦系数为B_a，电机的转动惯量为J_rotor，则电机的力矩平衡方程为：

电机处于稳态时，di/dt＝0，式(4)变为：

因此，稳态条件下，电机的数学模型为：

因为T_m和ω有关，式(7)表现为非线性，对式(7)在转速点ω₀进行线性化，得到：

其中，A,B,C均为常数；

为电机转速ω的时间导数。

4.根据权利要求1所述的基于非线性逆补偿的多旋翼飞行控制方法，其特征在于，步骤2所述确定多旋翼飞行控制方程组，具体如下：

根据多旋翼飞行器的运动机理选取变量作为控制量，根据减少不确定性的要求，尽可能多地选取能够通过传感器获得的参数作为状态变量；

所述的控制量包括：u₁,u₂,u₃,u₄，表达式为：

其中，u₁是总拉力输入，u₂,u₃,u₄分别为滚转，俯仰，偏航输入，T₁,T₂,T₃,T₄为四个电机的拉力，ω₁,ω₂,ω₃,ω₄为四个电机的转速，K_T为拉力系数；K_Q为阻力系数；

考虑外界干扰，多旋翼飞行控制方程组为：

其中，l_bx、l_by分别是机体轴x轴和y轴的力臂长度，

为加速度在导航坐标系下的x轴、y轴和z轴分量。

5.根据权利要求1所述的基于非线性逆补偿的多旋翼飞行控制方法，其特征在于，步骤3所述建立非线性环节的逆映射，通过逆映射搭建伪线性***，基于内外环控制结构设计控制器，具体如下：

所述姿态控制***的传递函数为：

R₁(s)是姿态输入信号，Y₁(s)是姿态输出信号，H₂(s)＝diag{h₂₁,h₂₂,h₂₃}是角速度控制环的状态反馈矩阵，K_2p＝diag{k_2p1,k_2p2,k_2p3}是角速度控制环的比例系数，K_1p＝diag{k_1p1,k_1p2,k_1p3}是姿态控制环的比例系数，K_1d＝diag{k_1d1,k_1d2,k_1d3}是姿态控制环的微分系数；

所述位置控制***的传递函数为：

其中，a₁＝(H₂+K_1dK_2p),a₂＝(K_1pK_2p+K_1dK_2pK_4p),a₃＝(K_1dK_2pK_4p+K_1dK_2pK_3pK_4p),a₄＝K_1pK_2pK_3pK_4p,b₁＝K_1dK_2pK_3pK_4p,b₂＝K_1pK_2pK_3pK_4p，K_3p＝diag{k_3p1,k_3p2,k_3p3}是速度控制环的比例系数，K_4p＝diag{k_4p1,k_4p2,k_4p3}是位置控制环的比例系数。

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