CN116088557A - 一种全驱动型六旋翼无人机位姿控制方法及装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种全驱动型六旋翼无人机位姿控制方法及装置，其该方法利用位置控制器，保证无人机对给定期望位置的精确跟踪；此外，还设计姿态生成器，进而根据设定的三种姿态策略姿态生成对应不同场景下的姿态；设计基于旋转矩阵的姿态控制器，以保证姿态的准确跟踪；最后采用反馈线性化控制，其根据线加速度误差、角加速度误差计算电机转子的转速，用以控制转子固定倾斜的全驱动型多旋翼无人机运动。本发明针对转子固定倾斜的全驱动型六旋翼无人机设计了对应的位姿控制方法，保证了转子固定倾斜的全驱动型六旋翼无人机控制的稳定性、可靠性和抗干扰性，容易拓展成空中接触式作业机器人的控制器，便于在工程上实现。
Description
技术领域
本发明属于飞行器控制领域，特别涉及一种全驱动型六旋翼无人机位姿控制方法及装置。
背景技术
近年来，随着技术的发展，空中接触式作业机器人逐渐走进大众的视野。空中接触式作业机器人通常以传统的四/六旋翼无人机为飞行平台。而四/六旋翼无人机是欠驱动***，其水平运动动力学与旋转运动动力学耦合，无法产生六自由度的力和力矩，无法在自由飞行下保持水平姿态，因此无法在倾斜姿态下稳定悬停，从而无法实现稳定控制。然而，在诸多作业场景中，特别是存斜面等情况下，要求四/六旋翼无人机将机身倾斜一定的角度并保持稳定悬停，以便利用作业机构接触被检测物体来进行检测。因此，传统的四/六旋翼无人机还难以满足上述检测需求。
发明内容
本发明为了解决传统四/六旋翼无人机是欠驱动***，从而无法实现在机身倾斜时保持稳定悬停的技术问题，提供了转子固定倾斜的一种全驱动型六旋翼无人机及其位姿控制方法，即在传统六旋翼无人机的基础上，将六个电机转子以自身所处的机臂为旋转轴转动固定角度而形成的一种新型的全驱动型多旋翼无人机***，克服了传统四/六旋翼无人机是欠驱动***的技术弊端，与此同时，本发明技术方案还提供了该全驱动型六旋翼无人机的位姿控制方法，实现转子固定倾斜全驱动型六旋翼对位置与姿态的稳定控制，提高抵抗外部扰动能力，保证了该驱动型六旋翼无人机对位置、姿态的准确跟踪。
一方面，本发明提供一种全驱动型六旋翼无人机位姿控制方法，其包括以下步骤：
步骤1：获取全驱动型六旋翼无人机的期望状态，所述期望状态的表征参数至少包含：期望位置、及期望姿态下的期望旋转矩阵；
其中，所述全驱动型六旋翼无人机的六个电机转子分别倾转一个固定角度值，使得对应螺旋桨的布局为非共面布局；
步骤2：基于所述期望状态以及当前状态计算得到线加速度误差、角加速度误差，并将所述角加速度误差、所述线加速度误差输入构建的反馈线性化模块得到期望的转子转速向量，用于控制所述全驱动型六旋翼无人机的电机转子。
传统的六旋翼无人机六个电机的布局皆为竖直方向，与无人机机体轴的方向共线，六个螺旋桨为共面布局，螺旋桨转动形成的升力与重力方向相反，因此只能形成一个维度的力，所以传统六旋翼无人机***是欠驱动***。而本发明技术方案通过将传统六旋翼无人机的电机转子都倾转一个固定的角度值，使得螺旋桨的布局变成非共面布局，从而产生三个维度的升力，因此形成转子固定倾斜的全驱动型六旋翼无人机是属于全驱***。基于该无人机，本发明技术方案提供了该全驱动型六旋翼无人机位姿控制方法，其通过跟踪期望状态，将角加速度误差以及线加速度误差输入构建的反馈线性化模块，进而得到期望的转子转速向量，基于期望的转子转速向量，再控制该无人机的电机转子的动作，使得无人机逼近期望状态。应当理解，按照上述控制方法的循环控制，全驱动型六旋翼无人机将无限接近期望状态或达到期望状态。
进一步可选地，所述期望的转子转速向量表示如下：
；
定义函数、，以及中间变量满足如下公式：
；
；
；
式中，为期望的转子转速向量，
x表示***状态，表示
x对时间求导，L,N均为定义的中间变量，具体请见下文实例以及的公式；为角加速度误差，为线加速度误差；是重力常数，为全驱动型六旋翼无人机的质量；为当前机体角速度；是当前状态下机体坐标系到惯性坐标系的旋转矩阵；是全驱动型六旋翼无人机的惯性矩阵，T表示矩阵的转置。
进一步可选地，步骤1是根据设定的姿态策略确定所述期望姿态下的期望旋转矩阵，所述姿态策略为将全驱动型六旋翼无人机的姿态划分为：常规倾斜姿态、恒定水平姿态以及固定倾斜姿态，并根据检测环境选定一类姿态，其中，每一类姿态对应的期望旋转矩阵表示如下：
所述常规倾斜姿态：
其中，为期望旋转矩阵；表示期望机体坐标系；、、分别是期望机体坐标系上、、坐标轴上的单位向量，并满足：
；
；
其中，为惯性坐标系上的期望合力，为期望偏航角；
其中，期望合力的公式如下：
式中，为线加速度，其通过位置控制器计算得到；为惯性坐标系
I下的期望线加速度。
所述恒定水平姿态：
所述固定倾斜姿态：
其中，、、依次如下计算：
；
；
；
式中，、分别为期望倾斜角度、期望倾斜方向；为惯性坐标系的Z轴上的单位向量，
r为定义的中间变量，表示全驱动型六旋翼无人机倾斜机身所围绕的旋转轴。该旋转轴既垂直于惯性坐标系的Z轴，也垂直于指向倾斜方向的矢量在惯性坐标系的X轴Y轴组成的平面上的投影。
进一步可选地，所述固定倾斜姿态和所述常规倾斜姿态均适用于斜面检测，且所述固定倾斜姿态对应的检测距离小于所述常规倾斜姿态对应的检测距离，所述检测距离为全驱动型六旋翼无人机与检测设备之间的距离；
所述恒定水平姿态适用于竖直表面检测。
进一步可选地，所述线加速度误差的计算过程如下：
首先，基于所述期望位置以及当前实际位置得到位置误差；
再将所述位置误差输入构建的位置控制器得到线加速度，进而与期望线加速度相比得到线加速度误差；
其中，所述位置控制器构建了所述位置误差与所述线加速度关系的计算模型，用于计算线加速度。
所述位置控制器如下所示：
其中，为为线加速度；、、为对角矩阵，且对角线元素皆为大于0的常数，为位置误差，表示位置误差对应关于时间求导，，分别表示上一次调用位置控制器的时间、当前一次调用位置控制器的时间，其具体取值由位置控制器的频率而定。
进一步可选地，所述角加速度误差的计算过程如下：
首先，基于所述期望姿态、当前姿态确定的姿态角变化率，利用所述姿态角变化率与机体的旋转角速度的关系得到期望机体角加速度；
然后，将所述期望机体角加速度输入构建的姿态控制器得到机体坐标系上的角加速度误差；
其中，所述姿态控制器构建了所述期望机体角加速度与所述角加速度误差关系的计算模型，用于计算角加速度误差。
所述姿态控制器表示如下：
其中，为机体坐标系上的角加速度误差；、、为对角矩阵，且对角线元素皆为大于0的常数；为期望机体角加速度，为姿态跟踪误差，为角速度跟踪误差，，分别表示上一次调用姿态控制器的时间、当前一次调用姿态控制器的时间，其具体取值由姿态控制器的频率而定。姿态控制器和位置控制器的频率可以设置为相同或不同，本发明对此无具体的要求。
进一步可选地，期望机体坐标系下对应的所述姿态角变化率表示为：
；
所述姿态角变化率与所述旋转角速度的关系如下：
其中，为期望机体角速度；、、分别是横滚角、俯仰角以及偏航角。
第二方面，本发明还提供一种基于所述方法的全驱动型六旋翼无人机，其中，所述全驱动型六旋翼无人机的六个电机转子分别倾转一个固定角度值，使得对应螺旋桨的布局为非共面布局。
其中，所述固定角度值的大小等于旋转角度的绝对值相等，所述旋转角度是在得到旋转角度后围绕新转子坐标系的Y轴的旋转角度，所述旋转角度是绕机体坐标系的Z轴旋转以对齐第i个电机的转子坐标系并使得转子坐标系的Y轴在机体坐标系XY平面的投影指向全驱动型六旋翼无人机质心的旋转角度。
第三方面，本发明提供一种基于所述全驱动型六旋翼无人机位姿控制方法的控制***，其包括：期望状态获取模块以及控制模块；
该期望状态获取模块，用于获取全驱动型六旋翼无人机的期望状态，所述期望状态的表征参数至少包含：期望位置、及期望姿态下的期望旋转矩阵；
其中，所述全驱动型六旋翼无人机的六个电机转子分别倾转一个固定角度值，对应螺旋桨的布局变为非共面布局；
该控制模块，用于基于所述期望状态以及当前状态计算得到线加速度误差、角加速度误差，并将所述角加速度误差、所述线加速度误差输入构建的反馈线性化模块得到期望的转子转速向量，用于控制所述全驱动型六旋翼无人机的电机转子。
第四方面，本发明提供一种全驱动型六旋翼无人机，其至少包括：一个或多个处理器；以及存储了一个或多个计算机程序的存储器；
其中，所述处理器调用所述计算机程序以实现：
一种全驱动型六旋翼无人机位姿控制方法的步骤。
第五方面，本发明提供一种计算机可读存储介质，其存储了一个或多个计算机程序，所述计算机程序被处理器调用以实现：
一种全驱动型六旋翼无人机位姿控制方法的步骤。
有益效果
与现有技术相比，本发明所具有的优点主要体现在以下几个方面：
本发明提供的一种全驱动型六旋翼无人机位姿控制方法适用于转子固定倾斜的一种全驱动型六旋翼无人机，该全驱动型六旋翼无人机的六个电机转子以自身所处的机臂为旋转轴转动固定角度，使得对应螺旋桨的布局为非共面布局，从而产生三个维度的升力，构成了全驱***。从而，本发明技术方案可以有效克服传统四/六旋翼无人机是欠驱动***的技术缺陷，通过本发明技术方案提供的位姿控制方法，不断逼近期望状态，保证了对位置和姿态的准确跟踪。
本发明技术方案提供的位姿控制方法，构建了基于角加速度误差以及线加速度误差的反馈线性化模块，利用反馈线性化模块得到期望的转子转速向量，进而控制全驱动型六旋翼无人机的电机转子运作。其中，利用反馈线性化模块进行控制，控制参数易于调节，鲁棒性强，并容易拓展成空中接触式作业机器人的控制器，便于在工程上实现。
本发明技术方案进一步优化，设计了姿态控制器，即将无人机的姿态划分为：常规倾斜姿态、恒定水平姿态以及固定倾斜姿态，从而根据检测环境选定一类姿态。其中，常规倾斜姿态策略可以抵抗外力和干扰，并且减少能量消耗，适合在有外部阵风等干扰的情况下飞行；恒定水平姿态策略可以保持机身水平，适合搭载刚性机构检测设施竖直表面；固定倾斜姿态策略可以保持机身倾斜，适合搭载刚性机构检测设施斜面。
本发明技术方案进一步优化，为了计算得到线加速度误差、角加速度误差，一方面设计了基于比例-积分-微分的位置控制，另一方面，设计了基于旋转矩阵的姿态控制器，保证了对位置和姿态的准确跟踪，保证了转子固定倾斜全驱动型六旋翼无人机控制的稳定性和鲁棒性。
附图说明
图1为本发明控制对象结构示意图；
图2为本发明控制原理图。
具体实施方式
本发明提供了一种全驱动型六旋翼无人机位姿控制方法及装置，该位姿控制方法是针对转子固定倾斜全驱动型六旋翼无人机，该全驱动型六旋翼无人机在传统六旋翼无人机的基础上，将六个电机转子以自身所处的机臂为旋转轴转动固定的角度而形成的一种新型的全驱动型多旋翼无人机***。采用这种新型无人机***作为飞行平台，搭载作业机构进行空中接触式作业，能够实现在表面上完成对物体、环境的无损检测作业。下文将对本发明的核心技术进行阐述。
技术思路：
本发明提供的一种全驱动型六旋翼无人机位姿控制方法，其包括以下步骤：
步骤1：获取全驱动型六旋翼无人机的期望状态，所述期望状态的表征参数至少包含：期望位置、及期望姿态下的期望旋转矩阵。
步骤2：基于所述期望状态以及当前状态计算得到线加速度误差、角加速度误差，并将所述角加速度误差、所述线加速度误差输入构建的反馈线性化模块得到期望的转子转速向量，用于控制所述全驱动型六旋翼无人机的电机转子。
本发明技术方案基于上述技术思路来获取期望状态对应的期望的转子转速向量，进而以此控制全驱动型六旋翼无人机的电机转子，下文将对各个步骤的实现过程以及理论公式进行阐述。
如图1所示，本发明将传统六旋翼无人机的电机转子转动固定角度，形成转子固定倾斜的全驱动型六旋翼无人机。
其中，传统的六旋翼无人机六个电机的布局皆为竖直方向，与无人机机体轴的方向共线，六个螺旋桨为共面布局，螺旋桨转动形成的升力与重力方向相反，因此只能形成一个维度的力，所以传统六旋翼无人机***是欠驱动***。本发明通过将传统六旋翼无人机的电机转子都倾转一个固定的角度值，即不同电机倾转角度一样，只是围绕各自所在的机臂倾斜方向不同。其中，1号电机围绕所在机臂，往无人机的前方旋转x度（x代表某个角度，以下也是如此）；2号电机围绕所在机臂，往无人机的前方旋转x度；3号电机围绕所在机臂，往2号机臂与3号机臂中间的方向旋转x度；4号电机围绕所在机臂，往4号机臂与6号机臂中间的方向旋转x度；5号电机围绕所在机臂，往3号机臂与5号机臂中间的方向旋转x度；6号电机围绕所在机臂，往无人机4号机臂与6号机臂中间的方向旋转x度；本实施例中旋转角度x的大小与下文中的绝对值相等，旋转角度x优选其大小为30度。因此，螺旋桨的布局变成非共面布局，从而产生三个维度的升力，因此形成转子固定倾斜的全驱动型六旋翼无人机，属于全驱***；应当理解，其他可行的实施例中，若是旋转方向或旋转角度设定为其他取值，且最终也形成转子固定倾斜的全驱动型六旋翼无人机时，其也是符合本发明技术构思的。本发明提供的位姿控制方法是针对通过倾转固定角度形成的转子固定倾斜的全驱动型六旋翼无人机，提供了该无人机的位姿控制方法。其中，旋转角度与旋转矩阵相关，旋转矩阵影响力的计算，因此，旋转角度的数值大小会影响到最终的转子转速向量的数值，但由于旋转矩阵采用cos、sin计算，但角度差别不大时，其sin和cos的值变化不大，旋转矩阵变化也不大，对转速的影响也是有限的，但是不管其取值多少，下文的计算过程/算法是通用的。
（1）基于该转子固定倾斜的全驱动型六旋翼无人机的结构特性与牛顿方程，推导***的位置动力学模型：
根据牛顿方程，得到***的位置动力学模型为：
其中，为转子固定倾斜的全驱动型六旋翼无人机的质量，为惯性坐标系下无人机的加速度，右上角的角标代表惯性坐标系，惯性坐标系遵循右手准则，X轴指向东，Y轴指向北，Z轴指向上；是惯性坐标系上的合力；是全驱动型六旋翼无人机在惯性坐标系上的重力；是六个螺旋桨在惯性坐标系上产生的总拉力；是重力常数；是机体坐标系到惯性坐标系的旋转矩阵；是第i个电机在机体坐标系上产生的升力；右上角的角标B代表机体坐标系，机体坐标系遵循右手准则，X轴指向机体前方，Y轴指向机体右方，Z轴指向机体下方。
其中，旋转矩阵、升力分别通过下式计算：
;
其中，、、分别是无人机的横滚角、俯仰角以及偏航角，即人机本身绕着机体坐标系的X轴转动的角度为横滚角，绕着机体坐标系的Y轴转动的角度为俯仰角，绕着机体坐标系的Z轴转动的角度为偏航角；、分别代表以及；代表电机的转子升力系数常量且为正数；是第i个电机的转子转速；右下角的角标代表电机转子坐标系，电机转子坐标系遵循右手准则，Y轴沿着无人机的机臂指向机体质心，Z轴沿着电机桨叶转动形成平面的方向并指向斜向下，X轴的方向由右手准则确定；是第i个电机的电机坐标系到机体坐标系的旋转矩阵；与互为转置矩阵，通过下式计算：
;
其中，是绕机体坐标系的Z轴旋转以对齐第i个电机的转子坐标系并使得转子坐标系的Y轴在机体坐标系XY平面的投影指向无人机质心的旋转角度；是在得到后围绕新转子坐标系的X轴的旋转角度；是在得到后围绕新转子坐标系的Y轴的旋转角度，不同转子的只有正负的区别，这个涉及到方向，所以不同转子的的绝对值相等。转子固定倾斜的全驱动型六旋翼无人机的机体坐标系与转子坐标系都是固连在机身上，且相对位置不会发生改变，、、的角度都是固定的。
因此惯性坐标系上的合力为：
令：
则可以计算得到：
；
令：
则：
（2）根据转子固定倾斜的全驱动型六旋翼无人机的结构特性与欧拉方程，推导***的姿态动力学模型；
根据欧拉方程，得到***的姿态动力学模型为：
其中，是转子固定倾斜全驱动型六旋翼无人机的惯性矩阵；是机体角速度，，、、分别是无人机围绕机体x、y、z轴旋转的角速度；为角加速度；是电机转子产生的升力作用在无人机质心上的升力力矩；是旋转转子作用在转子质心上的力矩；是无人机质心到第i个电机转子质心的距离，，分别对应
x,
y,
z轴方向的分量；是第i个旋转转子作用在转子质心上的力矩。通过下式计算：
其中，为0或者1，取决于第i个电机转子的旋转方向是绕转子坐标系Z轴的正方向或负方向，代表正方向，代表负方向； 是电机的反扭矩系数。
因此,力矩和力矩为：
;
令：
；
；
；
令：
因此，机体坐标系上的合力矩为：
；
令：
根据姿态角的变化率与机体的旋转角速度的关系：
；
令：
则：
。
基于上述有关无人机的动力学理论性的陈述，本发明一个具体实例中构建了如图2所示的控制路径：
（1）给定期望位置，即全驱动型六旋翼无人机希望达到的目标状态，再将该期望位置输入至位置控制器，最后得到线加速度误差，并将线加速度误差输入至反馈线性化模块。
本发明实例优选设计出比例-积分-微分的位置控制器，保证无人机对给定位置的精准跟踪，其中，位置控制器表示为：
其中，为线加速度；、、为对角矩阵，且对角线元素皆为大于0的常数。为位置误差，即，为期望位置，为实际位置，，分别表示上一次调用位置控制器的时间、当前一次调用位置控制器的时间，其具体取值由位置控制器的频率而定。
因此，惯性坐标系上的期望合力计算如下：
因此，实际加速度误差计算如下：
其中，为期望线加速度。
综上可知，给定期望位置后，基于所述期望位置以及当前实际位置得到位置误差；将位置误差输入构建的位置控制器得到线加速度，进而与期望线加速度相比得到线加速度误差。最终将线加速度误差传输给反馈线性化模块；得到线加速度后通过计算可以得到惯性坐标系上的期望合力，最后将期望合力传输给姿态生成器模块。
需要说明的是，本实例是选择比例-积分-微分的位置控制器，其他可行的实施例中，可以选择其他类型的位置控制器来实现线加速度计算功能，也应当理解，其他用于计算线加速度误差的技术方案也是符合本发明前述技术思路，落入本发明的保护范围内。
（2）利用姿态生成器以及姿态策略，选定一类姿态进而确定该类姿态对应的期望旋转矩阵：
通过位置控制器计算得到惯性坐标系上期望升力，根据期望升力计算期望姿态角。
姿态策略：将无人机的姿态划分为：常规倾斜姿态、恒定水平姿态以及固定倾斜姿态，并根据检测环境选定一类姿态。其中，三种策略的期望姿态角都用旋转矩阵表示，可以避免欧拉角表示的奇异性和四元数表示的抽象性。
第一种是常规倾斜姿态策略，这种策略下全驱动型六旋翼无人机在运动时机身姿态会往无人机运动方向倾斜，与传统欠驱动无人机运动时的机身倾斜的姿态相同。这种策略下无人机具有较大的抗外力和干扰的能力，并且可以节省能量。在今后拓展到空中接触式作业机器人时，在无人机距离被检测设施较远时，采用这种策略可以保证无人机抗干扰的稳定性并节省能量。这种策略下旋转矩阵为：
其中，代表设定得到的期望机体坐标系,坐标系的方向是前-右-下坐标系；、、分别是、、坐标轴上的单位向量。其中、、依次如下计算：
;
;
其中，为惯性坐标系上的期望合力，为期望偏航角。
第二种是恒定水平姿态策略，这种策略下全驱动型六旋翼无人机在运动或者悬停时机身姿态会维持恒定水平。在今后拓展到空中接触式作业机器人时，在无人机距离被检测设施较近且将对设施竖直表面进行接触检测时，采用这种策略可以保持机身检测时的平稳。这种策略下旋转矩阵为：
第三种是固定倾斜姿态策略，这种策略下全驱动型六旋翼无人机在运动或者悬停时机身会向某一个方向倾斜一定的角度。在今后拓展到空中接触式作业机器人时，在无人机距离被检测设施较近且将对设施斜面进行接触检测时，采用这种策略可以实现对斜面的检测。在这种策略下，需要设置额外的两个输入参数，分别是期望的倾斜角度和期望的倾斜方向，此处假设方向和惯性坐标系指向的北向相同。
这种策略下旋转矩阵为：
其中，、、依次如下计算：
;
;
无人机绕着垂直于惯性坐标系的Z轴的旋转轴倾斜，其中：
因此，根据检测环境选定一类姿态，进而按照上述公式可以确定期望旋转矩阵，得到期望旋转矩阵后将其传输至角加速度生成器。
需要说明的是，本实例是优选设定了上述姿态策略，其他可行的实施例中，采用其他可行方式确定的某一姿态下的旋转矩阵也是符合本发明前述技术思路，落入本发明的保护范围内。即上述姿态策略是本发明的优先实例，但不是唯一可行方式。
（3）利用角加速度生成器，得到期望机体角加速度。
其中，由期望旋转矩阵可以得到设定的期望姿态。具体如下：
在常规倾斜姿态策略和固定倾斜姿态策略中，设定的期望姿态为：
其中，、、分别是常规倾斜姿态策略和固定倾斜姿态策略中设定的期望旋转矩阵的第一、二、三列。
在恒定水平姿态策略中，设定的期望姿态为：
根据姿态角的变化率与机体的旋转角速度的如下关系，在这三种姿态策略下，用表示期望机体角速度，具体为：
;
因此，期望机体角加速度为：
综上可知，将期望旋转矩阵输入角加速度生成器中后，利用期望旋转矩阵确定期望姿态的表达，进而利用当前姿态确定姿态角变化率，再利用上述姿态角变化率与机体的旋转角速度的关系得到期望机体角加速度。最后，得到的期望机体角加速度传输至姿态控制器。需要说明的是，本实例是选择上述角加速度生成器，其他可行的实施例中，可以选择其他类型的生成器来实现期望机体角加速度计算功能，也应当理解，其他用于计算期望机体角加速度的技术方案也是符合本发明前述技术思路，落入本发明的保护范围内。
（4）利用姿态控制器进行姿态跟踪得到机体坐标系上的角加速度误差。其中，根据得到的期望旋转矩阵与期望机体角加速度，进行姿态控制器设计。
根据期望旋转矩阵和当前旋转矩阵，计算姿态跟踪误差，具体如下：
其中，为姿态跟踪误差；为期望旋转矩阵；为当前状态下的旋转矩阵；符号为李代数到向量的映射：。
根据期望旋转矩阵、当前旋转矩阵、期望机体角速度和当前机体角速度，计算角速度跟踪误差，具体如下：
其中，为角速度跟踪误差；为期望机体角速度；为当前机体角速度。
为了使姿态跟踪误差收敛到0，根据姿态跟踪误差以及角速度跟踪误差计算，姿态控制器设计具体如下：
其中，为机体坐标系上的角加速度误差；、、为对角矩阵，且对角线元素皆为大于0的常数。，分别表示上一次调用姿态控制器的时间、当前一次调用姿态控制器的时间。
最终将姿态控制器得到的机体坐标系上的角加速度误差输入至反馈线性化模块。
需要说明的是，本实例是选择上述姿态控制器，其他可行的实施例中，可以选择其他类型的姿态控制器来实现角加速度误差计算功能，也应当理解，其他用于计算角加速度误差的技术方案也是符合本发明前述技术思路，落入本发明的保护范围内。
（5）利用反馈线性化模块计算期望的转子转速向量，用于控制所述全驱动型六旋翼无人机的电机转子。
其中，位置控制器的线加速度误差、姿态控制器的角加速度误差输入反馈线性化模块后，反馈线性化模块输出期望的转子转速向量。
定义***的状态为：
根据惯性坐标系上的合力与线加速度的关系，以及惯性坐标系上的合力与转子转速向量之间的关系：
；
可以得到：
根据机体坐标系上的合力矩与角加速度的关系，以及机体坐标系上的合力矩与转子转速向量之间的关系：
；
可以得到：
因此，可以得到：
其中，令：
；
；
因此，有：
令：
则，有：
综上所述，如图2所示，给定期望后，位置控制器根据给定的期望位置以及其他参数计算出线加速度误差，并传输给反馈线性化模块；此外，通过姿态生成器、角加速度生成器以及姿态控制器最终得到角加速度误差，并传输给反馈线性化模块；反馈线性化模块利用上述公式计算望的转子转速向量，用于控制所述全驱动型六旋翼无人机的电机转子。促使无人机向期望状态逼近。
需要说明的是，本实例是选择上述反馈线性化模块，其他可行的实施例中，可以选择其他计算模型来实现转子转速向量计算，即其他用于计算转子转速向量的技术方案也是符合本发明前述技术思路，落入本发明的保护范围内。
需要说明的是，上述实例中步骤1是优选根据设定的姿态策略确定获取期望姿态下的期望旋转矩阵，是本发明的最佳实施例，但是不是唯一实例，其他可行的实施例中，可以选择其他姿态或方式来确定期望旋转矩阵。此外，上述实例中步骤2是优选利用比例-积分-微分的位置控制器来计算线加速度误差以及优选利用上述姿态控制器来计算角加速度误差。应当理解，此为本发明的最佳实施例，但是也不是唯一实例，即其他可行的实施例中，采用其他技术手段来得到线加速度误差、角加速度误差时，也是落入本发明的保护范围。
即在本发明的上述技术思路下，转子转速向量的计算模型、姿态策略及期望旋转矩阵的计算模型、线加速度误差的计算模型、以及角加速度误差的计算模型的技术手段/技术点，在不同的可行实施例中是可以进行任意组合或者分离或者替换。譬如，在上述实例中转子转速向量的计算模型的基础上，可以选择上述姿态策略、和/或期望旋转矩阵的计算模型、和/或线加速度误差的计算模型、和/或角加速度误差的计算模型组合，也可以选择其他可实现相同功能的技术方案进行替代。
实施例2：
本实施例提供一种基于所述全驱动型六旋翼无人机位姿控制方法的***，其包括：期望状态获取模块以及控制模块。
其中，期望状态获取模块，用于获取全驱动型六旋翼无人机的期望状态，所述期望状态的表征参数至少包含：期望位置、及期望姿态下的期望旋转矩阵；
控制模块，用于基于所述期望状态以及当前状态计算得到线加速度误差、角加速度误差，并将所述角加速度误差、所述线加速度误差输入构建的反馈线性化模块得到期望的转子转速向量，用于控制所述全驱动型六旋翼无人机的电机转子。
在一些实现方式中，将上述两个模块进一步划分，使得该***包括：给定模块、位置控制器、姿态生成器、角加速度生成器、姿态控制器、反馈线性化模块；
其中，给定模块用于获取全驱动型旋翼无人机的期望参数，如期望位置；姿态生成器用于确定全驱动型旋翼无人机的期望旋转矩阵；即视该两个模块构成期望状态获取模块。
位置控制器用于计算线加速度误差；角加速度生成器用于计算机体角加速度；姿态控制器用于计算角加速度误差，反馈线性化模块是基于所述角加速度误差、所述线加速度误差计算出期望的转子转速向量，用于控制所述全驱动型六旋翼无人机的电机转子。即位置控制器、角加速度生成器以及姿态控制器视为构成了上述控制模块。
具体各个模块的实现过程请参照上述方法的内容，在此不再赘述。应该理解到，上述功能模块的划分仅仅是一种逻辑功能的划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个***，或一些特征可以忽略，或不执行。同时，上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。
实施例3
本实施例提供一种全驱动型六旋翼无人机，其至少包括：一个或多个处理器；以及存储了一个或多个计算机程序的存储器；
其中，所述处理器调用所述计算机程序以实现：一种全驱动型六旋翼无人机位姿控制方法的步骤，具体如下：
步骤1：获取全驱动型六旋翼无人机的期望状态，所述期望状态的表征参数至少包含：期望位置、及期望姿态下的期望旋转矩阵；
其中，所述全驱动型六旋翼无人机的六个电机转子分别倾转一个固定角度值，使得对应螺旋桨的布局为非共面布局；
步骤2：基于所述期望状态以及当前状态计算得到线加速度误差、角加速度误差，并将所述角加速度误差、所述线加速度误差输入构建的反馈线性化模块得到期望的转子转速向量，用于控制所述全驱动型六旋翼无人机的电机转子。
在一些实施例中，是根据设定的姿态策略确定获取期望姿态下的期望旋转矩阵，所述姿态策略为将无人机的姿态划分为：常规倾斜姿态、恒定水平姿态以及固定倾斜姿态，并根据检测环境选定一类姿态，且每一类姿态对应的一类期望旋转矩阵。
在一些实施例中，首先基于所述期望位置以及当前实际位置得到位置误差；再将所述位置误差输入构建的位置控制器得到线加速度，进而与期望线加速度相比得到线加速度误差。
具体的实现过程参照实施例1的相关陈述。
其中，存储器可能包含高速RAM存储器，也可能还包括非易失性存储器，例如至少一个磁盘存储器。
如果存储器、处理器独立实现，则存储器、处理器和通信接口可以通过总线相互连接并完成相互间的通信。所述总线可以是工业标准体系结构总线，外部设备互联总线或扩展工业标准体系结构总线等。所述总线可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。
可选的，在具体实现上，如果存储器、处理器集成在一块芯片上，则存储器、处理器可以通过内部接口完成相互之间的通信。
应当理解，在本发明实施例中，所称处理器可以是中央处理单元(CentralProcessing Unit，CPU)，该处理器还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(DigitalSignal Processor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现成可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。存储器可以包括只读存储器和随机存取存储器，并向处理器提供指令和数据。存储器的一部分还可以包括非易失性随机存取存储器。例如，存储器还可以存储设备类型的信息。
实施例4
一种计算机可读存储介质，其存储了一个或多个计算机程序，所述计算机程序被处理器调用以实现：一种全驱动型六旋翼无人机位姿控制方法的步骤，具体如下：
步骤1：获取全驱动型六旋翼无人机的期望状态，所述期望状态的表征参数至少包含：期望位置、及期望姿态下的期望旋转矩阵；
其中，所述全驱动型六旋翼无人机的六个电机转子分别倾转一个固定角度值，使得对应螺旋桨的布局为非共面布局；
步骤2：基于所述期望状态以及当前状态计算得到线加速度误差、角加速度误差，并将所述角加速度误差、所述线加速度误差输入构建的反馈线性化模块得到期望的转子转速向量，用于控制所述全驱动型六旋翼无人机的电机转子。
在一些实施例中，是根据设定的姿态策略确定获取期望姿态下的期望旋转矩阵，所述姿态策略为将无人机的姿态划分为：常规倾斜姿态、恒定水平姿态以及固定倾斜姿态，并根据检测环境选定一类姿态，且每一类姿态对应的一类期望旋转矩阵。
在一些实施例中，首先基于所述期望位置以及当前实际位置得到位置误差；再将所述位置误差输入构建的位置控制器得到线加速度，进而与期望线加速度相比得到线加速度误差。
具体的实现过程参照实施例1的相关陈述。
所述可读存储介质为计算机可读存储介质，其可以是前述任一实施例所述的控制器的内部存储单元，例如控制器的硬盘或内存。譬如，本发明中构建的地形要素模型存在在硬盘中，然后执行融合步骤的计算机程序存储在内存中，使得融合过程是依托内存得以实现。所述可读存储介质也可以是所述控制器的外部存储设备，例如所述控制器上配备的插接式硬盘，智能存储卡(Smart Media Card，SMC)，安全数字(Secure Digital，SD)卡，闪存卡(Flash Card)等。进一步地，所述可读存储介质还可以既包括所述控制器的内部存储单元也包括外部存储设备。所述可读存储介质用于存储所述计算机程序以及所述控制器所需的其他程序和数据。所述可读存储介质还可以用于暂时地存储已经输出或者将要输出的数据。
基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分，或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的可读存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
需要强调的是，本发明所述的实例是说明性的，而不是限定性的，因此本发明不限于具体实施方式中所述的实例，凡是由本领域技术人员根据本发明的技术方案得出的其他实施方式，不脱离本发明宗旨和范围的，不论是修改还是替换，同样属于本发明的保护范围。
Claims (10)
1.一种全驱动型六旋翼无人机位姿控制方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1：获取全驱动型六旋翼无人机的期望状态，所述期望状态的表征参数至少包含：期望位置、及期望姿态下的期望旋转矩阵；
其中，所述全驱动型六旋翼无人机的六个电机转子分别倾转一个固定角度值，使得对应螺旋桨的布局为非共面布局；
步骤2：基于所述期望状态以及当前状态计算得到线加速度误差、角加速度误差，并将所述角加速度误差、所述线加速度误差输入构建的反馈线性化模块得到期望的转子转速向量，用于控制所述全驱动型六旋翼无人机的电机转子。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述期望的转子转速向量表示如下：
；
定义函数、，以及中间变量满足如下公式：
；
；
；
式中，为期望的转子转速向量，x表示***状态，表示x对时间求导，L,N均为定义的中间变量；为角加速度误差、为线加速度误差；是重力常数，为全驱动型六旋翼无人机的质量；为当前机体角速度；是当前状态下机体坐标系到惯性坐标系的旋转矩阵；是全驱动型六旋翼无人机的惯性矩阵，T表示矩阵的转置。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤1是根据设定的姿态策略确定所述期望姿态下的期望旋转矩阵，所述姿态策略为将全驱动型六旋翼无人机的姿态划分为：常规倾斜姿态、恒定水平姿态以及固定倾斜姿态，并根据检测环境选定一类姿态；其中，每一类姿态对应的期望旋转矩阵表示如下：
所述常规倾斜姿态：
；
其中，为期望旋转矩阵；、、分别是期望机体坐标系上、、坐标轴上的单位向量，并满足：
；
；
；
其中，为惯性坐标系上的期望合力，为期望偏航角；
所述恒定水平姿态：
；
所述固定倾斜姿态：
；
其中，、、依次如下计算：
；
；
；
；
式中，、分别为期望倾斜角度、期望倾斜方向；为惯性坐标系的Z轴上的单位向量，r为定义的中间变量，表示全驱动型六旋翼无人机倾斜机身所围绕的旋转轴。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：所述固定倾斜姿态和所述常规倾斜姿态均适用于斜面检测，且所述固定倾斜姿态对应的检测距离小于所述常规倾斜姿态对应的检测距离，所述检测距离为全驱动型六旋翼无人机与检测设备之间的距离；
所述恒定水平姿态适用于竖直表面检测。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述线加速度误差的计算过程如下：
首先，基于所述期望位置以及当前实际位置得到位置误差；
再将所述位置误差输入构建的位置控制器得到线加速度，进而与期望线加速度相比得到线加速度误差；
其中，所述位置控制器构建了所述位置误差与所述线加速度关系的计算模型，用于计算线加速度。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述角加速度误差的计算过程如下：
首先，基于所述期望姿态、当前姿态确定的姿态角变化率，利用所述姿态角变化率与机体的旋转角速度的关系得到期望机体角加速度；
然后，将所述期望机体角加速度输入构建的姿态控制器得到机体坐标系上的角加速度误差；
其中，所述姿态控制器构建了所述期望机体角加速度与所述角加速度误差关系的计算模型，用于计算角加速度误差。
7.一种基于权利要求1-6任一项所述方法的全驱动型六旋翼无人机，其特征在于：所述全驱动型六旋翼无人机的六个电机转子分别倾转一个固定角度值，使得对应螺旋桨的布局为非共面布局；
其中，所述固定角度值的大小等于旋转角度的绝对值相等，所述旋转角度是在得到旋转角度后围绕新转子坐标系的轴的旋转角度，所述旋转角度是绕机体坐标系的轴旋转以对齐第i个电机的转子坐标系并使得转子坐标系的轴在机体坐标系平面的投影指向全驱动型六旋翼无人机质心的旋转角度。
8.一种基于权利要求1-6任一项所述方法的控制***，其特征在于：包括：
期望状态获取模块，用于获取全驱动型六旋翼无人机的期望状态，所述期望状态的表征参数至少包含：期望位置、及期望姿态下的期望旋转矩阵；
其中，所述全驱动型六旋翼无人机的六个电机转子分别倾转一个固定角度值，对应螺旋桨的布局变为非共面布局；
控制模块，用于基于所述期望状态以及当前状态计算得到线加速度误差、角加速度误差，并将所述角加速度误差、所述线加速度误差输入构建的反馈线性化模块得到期望的转子转速向量，用于控制所述全驱动型六旋翼无人机的电机转子。
9.一种全驱动型六旋翼无人机，其特征在于：至少包括：
一个或多个处理器；
以及存储了一个或多个计算机程序的存储器；
其中，所述处理器调用所述计算机程序以实现：
权利要求1-6任一项所述方法的步骤。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于：存储了一个或多个计算机程序，所述计算机程序被处理器调用以实现：
权利要求1-6任一项所述方法的步骤。
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