[发明专利]变桨距多旋翼飞行器的控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及多旋翼飞行器技术领域，特别涉及一种变桨距多旋翼飞行器的控制方法。

背景技术

近年来微型无人机研究一直在迅速发展。在近期发展起来的多种无人机中，具有悬停能力并能垂直起降的旋翼式无人机受到了重点关注。固定桨距多旋翼无人机在机械设计上十分简单，不需要传统直升机必须有的复杂操纵联动机构和滑盘，除了电机本身之外没有别的活动部件，这种结构使飞行器非常鲁棒。另外，多旋翼设计可以使用比同等大小单旋翼直升机更小的螺旋桨，这样叶片的动能更小，可以降低飞行中叶片与物体或者人碰撞时受到的损害。

但是上述无人机简单的机械结构和鲁棒的固定桨距多旋翼设计也对它所能实现的飞行性能有着根本的限制。由于装备了固定桨距螺旋桨、常用的无刷电机和电子速度控制器(ESCs)，推力只能从一个方向产生，从而阻止了多旋翼无人机产生向上的推力(相对于机身来说同时可以获得向下的推力)。此外，固定桨距无人机可达到的控制带宽也被电机和螺旋桨的惯性所限制。这些局限性限制了多旋翼无人机所能执行的攻击性和特技飞行动作，也由此限制了多旋翼无人机在灵活密集任务中的未来发展空间。

发明内容

本发明旨在至少解决上述技术问题之一。

为此，本发明的目的在于提出一种变桨距多旋翼飞行器的控制方法，该方法具有飞行器姿态收敛速度快的优点，能够突破固定桨距多旋翼飞行器的飞行性能局限，从而扩展了多旋翼飞行器的发展空间。

为了实现上述目的，本发明的实施例提出了一种变桨距多旋翼飞行器的控制方法，包括以下步骤：建立变桨距多旋翼飞行器的电机-螺旋桨驱动模型，并确定变桨距多旋翼飞行器所需推力的电机-螺旋桨组合；设置变桨距多旋翼飞行器的原始坐标系和惯性坐标系，用四元数描述惯性坐标系内飞行器的姿态，得到其动态模型；根据基于原始坐标系的误差四元数得到基于比例-微分控制的内环姿态控制策略；根据所述基于比例-微分控制的内环姿态控制策略对所述变桨距多旋翼飞行器进行控制。

另外，根据本发明上述实施例的变桨距多旋翼飞行器的控制方法还可以具有如下附加的技术特征：

在一些示例中，当螺旋桨桨距为常数时，电机速度为电机电压的函数，电机动力学模型是电机速度ω的一阶微分方程，给定电机输入电压，电机转速的响应为：

其中，v为电机输入电压，ω为电机转速，剩余参数均为常量，I为电机和螺旋桨的惯性矩，K_V为电机电压常数，单位为rad/s/v，R为电机内阻，i₀为空载电流，K_Q为扭矩常数，单位为Amp/Nm，T_L为负载扭矩。

在一些示例中，当桨距变化时，电机速度表示为电压和桨距角的函数，电机-螺旋桨动力学模型为电机转速ω的非线性模型，给定电机输入电压和桨距角后，电机转速的响应由下式表达：

其中，α为输入的螺旋桨桨距角，和均为电机螺旋桨参数组成的常数。

在一些示例中，当螺旋桨悬停时，螺旋桨升力由L＝b_Lω²α计算，其中b_L为与升力相关的常数，则关于悬停条件ω₀和α₀的线性化为：

其中，在悬停条件附近，当电机输入电压Δv和桨距Δα变化时，螺旋桨产生的升力发生变化ΔL，当飞行器执行大机动飞行动作时，优先改变桨距角以改变升力，并结合较小的功率消耗为原则选择恰当的电机-螺旋桨组合得到所期望的升力。

在一些示例中，变桨距多旋翼飞行器的机身坐标系以飞行器为参考系，用b表示，惯性坐标系使用惯性参考系，用i表示，用四元数q表示机身坐标系与惯性坐标系的转换关系，则机身坐标系中向量v转换为惯性坐标系中向量的四元数变换操作为：

在一些示例中，描述变桨距多旋翼飞行器姿态动态过程的牛顿-欧拉公式为：

其中，r表示飞行器位置，m为飞行器质量，F^b＝[0，0，f_total]^T为机身坐标系推力向量，gⁱ＝[0，0，g]^T为惯性坐标系的重力向量，Ω^b为机身坐标系内b的旋转速度，J为飞行器质量惯性矩，M^b为机身坐标系力矩向量。