CN113419552B - 一种横列式双旋翼无人机矢量控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种横列式双旋翼无人机矢量控制方法。根据双旋翼无人机的动力学模型构建设计滑模控制器；根据输入的双旋翼无人机的期望位置和期望速度处理获得双旋翼无人机在世界坐标系下的加速度，然后解算到双旋翼无人机的执行器的控制量，通过混控器将执行器的控制量叠加到俯仰通道和偏航通道的控制量得到双旋翼无人机的执行器的输出量，进而控制双旋翼无人机矢量飞行。本发明通过采用基于虚拟控制量的滑模控制，虚拟控制量解算和混控器设计，实现了矢量控制，并且简化了控制器的复杂度，易于在嵌入式端部署。

Description

一种横列式双旋翼无人机矢量控制方法

技术领域

本发明涉及无人机领域的一种无人机飞行控制方法，尤其涉及一种横列式双旋翼无人机矢量控制方法。

背景技术

横列式双旋翼无人机，主要用于战术运输、客运、医疗、搜救、农用植保等任务，主要优势在于其双旋翼无人机横向安置，机身的纵向体积减少，相对于四旋翼少了两个旋翼和电机少了两个旋翼的动力消耗，整体的消耗降低，续航能力更强，带来的直接好处是相同体积下其运载能力相较于传统的四旋翼有明显的提升，载重能力也更大。

近年来，多旋翼飞行器在军事和民用领域得到了越来越广泛的应用，目前多旋翼飞行器以四旋翼、六旋翼结构为主，其旋翼无法实现倾转，推力方向固定，无法实现推力矢量控制。随着无人飞行器任务复杂度的提高，固定推力方向的多旋翼飞行器局限性也越来越大，而推力矢量控制对无人飞行器的机动性有非常关键的作用，横列式双旋翼无人机矢量飞行器作为一种新型无人机结构，具备续航时间长和固定翼结合实现垂直起降(vertical take-off and landing,VTOL)等优势，其飞行包线要大于固定翼和旋翼机，具备更大的飞行范围。

目前，双旋翼无人机的飞控算法非常复杂，不仅要考虑旋翼的控制，还要考虑舵机倾转等方面的特性，对飞控算法及其控制***的要求远高于四旋翼。

发明内容

针对现有技术存在的问题，本发明提出一种横列式双旋翼无人机矢量控制方法。本发明通过采用基于虚拟控制量的滑模控制，虚拟控制量解算和混控器设计，实现了矢量控制(双旋翼无人机高度位置和俯仰通道位置控制)，并且简化了控制器的复杂度，易于在嵌入式端部署。

为了实现上述技术目的，如图1所示，本发明的技术方案为：

方法包括以下步骤：

1)根据双旋翼无人机的动力学模型构建设计滑模控制器；

2)滑模控制器根据输入的双旋翼无人机的期望位置和期望速度，处理获得双旋翼无人机在世界坐标系下x轴方向和z轴方向上的加速度u_x、u_z，然后将加速度u_x、u_z解算到双旋翼无人机的执行器的控制量，包括双旋翼无人机中舵机倾转的角度δ和双旋翼无人机的单个旋翼所产生的推力f，具体公式如下：

δ＝-a-θ

式中，δ表示双旋翼无人机中舵机倾转的角度，θ表示双旋翼无人机的俯仰角，a表示双旋翼无人机的所需推力F方向的倾转角度；f表示双旋翼无人机的单个旋翼所产生的推力；m表示双旋翼无人机的质量；

3)通过混控器将执行器的控制量δ和f叠加到俯仰通道和偏航通道的控制量得到双旋翼无人机的执行器的输出量δ_L,δ_R,f_L,f_R，进而控制双旋翼无人机矢量飞行，具体公式：

δ_L＝δ+δ_ψ

δ_R＝δ-δ_ψ

f_L＝f+f_φ

f_R＝f-f_φ

其中，δ_L,δ_R分别表示双旋翼无人机的两个旋翼上两舵机的倾斜角度，f_L,f_R分别表示双旋翼无人机的两旋翼所产生的推力，δ_ψ表示偏航通道的舵机倾斜控制量，f_φ表示横滚通道的旋翼推力的控制量。

所述的执行器包括了电机和舵机，电机布置在舵机的输出轴上，由舵机带动电机倾斜，执行器用于控制电机的转速和舵机带动电机倾斜的倾斜角度。

所述1)中的滑模控制器具体为：

首先，按照以下公式构造滑模面：

e_x＝x_d-x

e_z＝z_d-z

式中，s_x、s_z分别为沿x轴和z轴的滑模变量，x_d、x分别表示双旋翼无人机在x轴上的期望位置和实际位置，

分别表示双旋翼无人机在x轴上的期望速度和实际速度，e_x、

分别表示双旋翼无人机在x轴上的期望位置与实际位置之间偏差以及期望速度与实际速度之间偏差；z_d、z分别表示双旋翼无人机在z轴上的期望位置和实际位置，

分别表示双旋翼无人机在z轴上的期望速度和实际速度，e_z、

分别表示双旋翼无人机在z轴上的位置偏差和速度偏差；

然后设计滑模指数趋近律：

式中，ε表示近滑模面s＝0的速率，k表示指数收敛系数，sgn为符号函数，s表示滑模变量；

结合上述滑模面和滑模指数趋近律的两式构建出以下滑模控制律：

其中，

分别表示沿x轴和z轴的滑模变量的导数，

表示双旋翼无人机在x轴和z轴上的期望加速度与实际加速度的偏差，

表示双旋翼无人机在x轴上期望加速度，

表示双旋翼无人机在z轴上期望加速度，u_x表示双旋翼无人机在世界坐标系下x轴方向上的加速度，u_z表示双旋翼无人机在世界坐标系下z轴方向上的加速度。

本发明首先建立虚拟控制量的控制模型，降低了滑模控制器的设计难度。而且利用控制模型信息来设计滑模控制，控制双旋翼无人机高度位置和俯仰通道位置。最后，通过虚拟控制量解算和混控器设计，来实现控制执行器控制量的输出。

本发明建立世界坐标系，以双旋翼无人机之间的连线方向作为y轴方向，竖直重力向下作为z轴方向，同时垂直于y轴方向和z轴方向的方向为x轴方向。如图2所示，世界坐标系坐标系，x_w、z_w分别代表双旋翼无人机在世界坐标系下x轴方向和z轴方向。x轴方向和z轴方向的运动分别代表了俯仰和偏航运动。

本发明采用上述技术方案带来的有益效果有：

1、控制器框架简单，易于在嵌入式设备上进行部署。

2、使用虚拟控制量来进一步降低滑模控制器设计难度，更简单。

3、使用滑模可以提高***的抗扰特性。

附图说明

图1是本发明流程示意图。

图2是双旋翼无人机模型示意图。

图3是双旋翼无人机飞行时示意图。

图4是双旋翼无人机x轴位置响应曲线图。

图5是双旋翼无人机z轴位置响应曲线图。

具体实施方式

下面结合说明书附图，对本发明的具体工作过程进一步详细说明。

如图2所示，本发明实施的横列式双旋翼无人机与四旋翼最大的不同，执行器变成了两个旋翼和两个舵机。作为一种新型结构的无人机，横列式双旋翼无人机矢量飞行器稳定性较低，抗风扰能力较差，该飞行器的控制量分别为两个电机的转速和两个舵机的倾转角度，其控制策略也和普通多旋翼飞行器不同，偏航运动是由左右两个旋翼同时前后差动倾转控制，俯仰运动是由左右两个旋翼同时向前或向后倾转控制，滚转运动是由左右两个旋翼的转速差控制。

本发明方法能够解决横列式双旋翼无人机矢量飞行器稳定性较低、抗风扰能力较差的技术问题，通过方法控制能够实现稳定飞行和较好的抗风能力。

本发明在世界坐标系下的x轴方向和z轴方向上，建立虚拟控制量的位置控制模型作为动力学模型：

其中，F表示双旋翼无人机的每个旋翼所需推力，m表示双旋翼无人机的质量；δ表示双旋翼无人机的舵机倾转角度；θ为双旋翼无人机的俯仰角度，u_x、u_z均为虚拟控制量，分别表示双旋翼无人机在世界坐标系下x轴方向和z轴方向上的加速度；g为重力加速度；

表示双旋翼无人机在x轴方向上的加速度，

表示双旋翼无人机在z轴方向上的双旋翼无人机加速度；d_x和d_z分别表示x轴和z轴方向上的扰动。

本发明所设定的双旋翼无人机的俯仰角度θ、舵机倾转角度δ、旋翼所需推力F关系如图3所示，图3中可见双旋翼推力F方向是由俯仰角度θ和舵机倾转角度δ叠加而成。

如图1所示，本发明的实施例及其实施过程如下：

1)根据双旋翼无人机的动力学模型构建设计滑模控制器；

1)中的滑模控制器具体为：

首先，按照以下公式构造滑模面：

e_x＝x_d-x

e_z＝z_d-z

式中，s_x、s_z分别为沿x轴和z轴的滑模变量，x_d、x分别表示双旋翼无人机在x轴上的期望位置和实际位置，

分别表示双旋翼无人机在x轴上的期望速度和实际速度，e_x、

分别表示双旋翼无人机在x轴上的期望位置与实际位置之间偏差以及期望速度与实际速度之间偏差；zd、z分别表示双旋翼无人机在z轴上的期望位置和实际位置，

分别表示双旋翼无人机在z轴上的期望速度和实际速度，e_z、

分别表示双旋翼无人机在z轴上的位置偏差和速度偏差，位置偏差为期望位置与实际位置之间的偏差，速度偏差为期望速度与实际速度之间的偏差；

然后设计滑模指数趋近律：

式中，ε表示近滑模面s＝0的速率，k表示指数收敛系数，sgn为符号函数，s表示滑模变量；

结合上述滑模面和滑模指数趋近律的两式构建出以下滑模控制律：

其中，

分别表示沿x轴和z轴的滑模变量的导数，

表示双旋翼无人机在x轴和z轴上的期望加速度与实际加速度的偏差，

表示双旋翼无人机在x轴上期望加速度，

表示双旋翼无人机在z轴上期望加速度，u_x表示双旋翼无人机在世界坐标系下x轴方向上的加速度，u_z表示双旋翼无人机在世界坐标系下z轴方向上的加速度。

2)滑模控制器根据输入的双旋翼无人机的期望位置和期望速度，实际位置和实际速度是通过双旋翼无人机内部的传感器采集能够获得，处理获得双旋翼无人机在世界坐标系下x轴方向和z轴方向上的加速度u_x、u_z，然后将加速度u_x、u_z解算到双旋翼无人机的执行器的控制量，包括双旋翼无人机中舵机倾转的角度δ和双旋翼无人机的单个旋翼所产生的推力f，具体公式如下：

δ＝-a-θ

式中，δ表示双旋翼无人机中舵机倾转的角度，θ表示双旋翼无人机的俯仰角，a表示双旋翼无人机的所需推力F方向的倾转角度；f表示双旋翼无人机的单个旋翼所产生的推力；m表示双旋翼无人机的质量；

3)通过混控器将执行器的控制量δ和f叠加到俯仰通道和偏航通道所输出的控制量得到双旋翼无人机的执行器的输出量δ_L,δ_R,f_L,f_R，进而控制双旋翼无人机矢量飞行，具体公式：

δ_L＝δ+δ_ψ

δ_R＝δ-δ_ψ

f_L＝f+f_φ

f_R＝f-f_φ

其中，δ_L,δ_R分别表示双旋翼无人机的两个旋翼上两舵机的倾斜角度，f_L,f_R分别表示双旋翼无人机的两旋翼所产生的推力，δ_ψ表示偏航通道的舵机倾斜控制量，f_φ表示横滚通道的旋翼推力的控制量。

本发明方法为了验证可行性，借助Matlab进行仿真，同时加入了各种扰动来增加仿真的可信度。

设定x轴期望位置1m,期望速度和加速度为0，具体经过Matlab仿真中加入一定量的扰动测试和采集获得双旋翼无人机x轴位置响应曲线，结果如图4所示，图4中可见显示双旋翼无人机稳定在所设定的x轴期望位置上。

设定z轴期望位置3m,期望速度和加速度为0,具体经过Matlab仿真中加入一定量的扰动测试和采集获得双旋翼无人机z轴位置响应曲线，结果如图5所示，图5中可见显示双旋翼无人机稳定在所设定的z轴期望位置上

验证了该矢量控制方法在双旋翼无人机控制上可行，且拥有良好鲁棒性和抗扰动的能力。

Claims (2)

1.一种横列式双旋翼无人机矢量控制方法，其特征在于：

方法包括以下步骤：

1)根据双旋翼无人机的动力学模型构建设计滑模控制器；

2)滑模控制器根据输入的双旋翼无人机的期望位置和期望速度，处理获得双旋翼无人机在世界坐标系下x轴方向和z轴方向上的加速度u_x、u_z，然后将加速度u_x、u_z解算到双旋翼无人机的执行器的控制量，包括双旋翼无人机中舵机倾转的角度d和双旋翼无人机的单个旋翼所产生的推力f，具体公式如下：

d＝-a-θ

式中，d表示双旋翼无人机中舵机倾转的角度，θ表示双旋翼无人机的俯仰角，a表示双旋翼无人机的所需推力F方向的倾转角度；f表示双旋翼无人机的单个旋翼所产生的推力；m表示双旋翼无人机的质量；

3)通过混控器将执行器的控制量δ和f叠加到俯仰通道和偏航通道的控制量得到双旋翼无人机的执行器的输出量d_L,d_R,f_L,f_R，进而控制双旋翼无人机矢量飞行，具体公式：

d_L＝d+d_y

d_R＝d-d_y

f_L＝f+f_φ

f_R＝f-f_φ

其中，d_L,d_R分别表示双旋翼无人机的两个旋翼上两舵机的倾斜角度，f_L,f_R分别表示双旋翼无人机的两旋翼所产生的推力，d_y表示偏航通道的舵机倾斜控制量，f_φ表示横滚通道的旋翼推力的控制量；

所述1)中的滑模控制器具体为：

首先，按照以下公式构造滑模面：

e_x＝x_d-x

e_z＝z_d-z

式中，s_x、s_z分别为沿x轴和z轴的滑模变量，x_d、x分别表示双旋翼无人机在x轴上的期望位置和实际位置，

分别表示双旋翼无人机在x轴上的期望速度和实际速度，e_x、

分别表示双旋翼无人机在x轴上的期望位置与实际位置之间偏差以及期望速度与实际速度之间偏差；z_d、z分别表示双旋翼无人机在z轴上的期望位置和实际位置，

分别表示双旋翼无人机在z轴上的期望速度和实际速度，e_z、

分别表示双旋翼无人机在z轴上的位置偏差和速度偏差；

然后设计滑模指数趋近律：

式中，e表示近滑模面s＝0的速率，k表示指数收敛系数，sgn为符号函数，s表示滑模变量；

结合上述滑模面和滑模指数趋近律的两式构建出以下滑模控制律：

其中，

分别表示沿x轴和z轴的滑模变量的导数，

表示双旋翼无人机在x轴和z轴上的期望加速度与实际加速度的偏差，

表示双旋翼无人机在x轴上期望加速度，

表示双旋翼无人机在z轴上期望加速度，u_x表示双旋翼无人机在世界坐标系下x轴方向上的加速度，u_z表示双旋翼无人机在世界坐标系下z轴方向上的加速度。

2.根据权利要求1所述的一种横列式双旋翼无人机矢量控制方法，其特征在于：所述的执行器包括了电机和舵机，电机布置在舵机的输出轴上，由舵机带动电机倾斜，执行器用于控制电机的转速和舵机带动电机倾斜的倾斜角度。

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