一種八旋翼飛行器的控制分配方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及八旋翼飛行器的飛行控制領(lǐng)域，尤其涉及一種八旋翼飛行器的控制分 配方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 八旋翼飛行器載重量相對(duì)較大，機(jī)動(dòng)靈活，是一種應(yīng)用前景極廣的多旋翼飛行器。 八旋翼飛行器是一個(gè)多變量、非線性、強(qiáng)耦合的系統(tǒng)，其控制相對(duì)一般的控制對(duì)象來(lái)說(shuō)比較 復(fù)雜。對(duì)于八旋翼飛行器的控制器，其輸出一般為四個(gè)控制量：俯仰控制量、滾轉(zhuǎn)控制量、偏 航控制量和油門控制量。在得到八旋翼的四個(gè)控制量以后，如何將這四個(gè)控制量有效的分 配給多個(gè)單獨(dú)的旋翼，使多個(gè)旋翼高效、協(xié)調(diào)的一起工作，是實(shí)現(xiàn)八旋翼控制必不可少的一 個(gè)步驟。而在現(xiàn)有的文獻(xiàn)和公開(kāi)的資料中，并沒(méi)有公開(kāi)的八旋翼飛行器的控制分配方法。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明的目的在于：針對(duì)上述存在的問(wèn)題，提供一種八旋翼飛行器的控制分配方 法。該控制分配方法易于實(shí)現(xiàn)，效率較高，可以方便的和八旋翼的控制器集成在一起，共同 實(shí)現(xiàn)對(duì)八旋翼飛行器的有效控制。
[0004] 本發(fā)明的技術(shù)方案：一種八旋翼飛行器的控制分配方法，其先根據(jù)相應(yīng)的姿態(tài)角 和高度指令，計(jì)算得到期望的姿態(tài)角和高度值，并分別與姿態(tài)角和高度傳感器反饋的八旋 翼飛行器實(shí)際的姿態(tài)角和高度值相減，得到姿態(tài)角和高度的控制誤差，然后通過(guò)對(duì)姿態(tài)角 和高度的控制誤差的解算，得到相應(yīng)的四個(gè)控制量，分別為：俯仰控制量、滾轉(zhuǎn)控制量、偏航 控制量和油門控制量，以基于臨近原則的控制分配方法對(duì)以上四個(gè)控制量進(jìn)行分配，從而 得到八個(gè)旋翼的控制量。
[0005] 所述的八旋翼飛行器的控制分配方法，其具體步驟如下：
[0006] 步驟一：通過(guò)八旋翼飛行器上的姿態(tài)傳感器和位置傳感器得到八旋翼飛行器當(dāng)前 的姿態(tài)角和高度，通過(guò)姿態(tài)角和高度控制指令得到期望的姿態(tài)角和高度值，兩者相減，得到 姿態(tài)角和高度的控制誤差。
[0007] 設(shè)姿態(tài)角和高度指令為[pitch_RC, roll_RC, yaw_RC, height_RC]T，其中 pitch_RC 為俯仰角指令，roll_RC為滾轉(zhuǎn)角指令，yaw_RC為偏航角指令，height_RC為高度指令，得到 的期望姿態(tài)角和高度值為[pitchC, rollC, yawC, heightC]T，其中pitchC為期望俯仰角值， rollC為期望滾轉(zhuǎn)角值，yawC為期望偏航角值，heightC為期望高度值，通過(guò)姿態(tài)傳感器和 位置傳感器得到的八旋翼飛行器當(dāng)前的姿態(tài)角和高度為[pitch, roll, yaw, height]T，其中 pitch為當(dāng)前俯仰角，roll為當(dāng)前滾轉(zhuǎn)角，yaw為當(dāng)前偏航角，height為當(dāng)前高度，則當(dāng)前 姿態(tài)角和高度的控制誤差為：
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種八旋翼飛行器的控制分配方法，其特征在于，先根據(jù)相應(yīng)的姿態(tài)角和高度指令， 計(jì)算得到期望的姿態(tài)角和高度值，并分別與姿態(tài)角和高度傳感器反饋的八旋翼飛行器實(shí)際 的姿態(tài)角和高度值相減，得到姿態(tài)角和高度的控制誤差，然后通過(guò)對(duì)姿態(tài)角和高度的控制 誤差的解算，得到相應(yīng)的四個(gè)控制量，分別為：俯仰控制量、滾轉(zhuǎn)控制量、偏航控制量和油門 控制量，以基于臨近原則的控制分配方法對(duì)以上四個(gè)控制量進(jìn)行分配，從而得到八個(gè)旋翼 的控制量。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的八旋翼飛行器的控制分配方法，其特征在于，具體步驟如下： 步驟一：通過(guò)八旋翼飛行器上的姿態(tài)傳感器和位置傳感器得到八旋翼飛行器當(dāng)前的姿 態(tài)角和高度，通過(guò)姿態(tài)角和高度控制指令得到期望的姿態(tài)角和高度值，兩者相減，得到姿態(tài) 角和高度的控制誤差； 設(shè)姿態(tài)角和高度指令為[pitch_RC,roll_RC,yaw_RC,height_RC]T，其中pitch_RC為俯 仰角指令，roll_RC為滾轉(zhuǎn)角指令，yaw_RC為偏航角指令，height_RC為高度指令，得到的期 望姿態(tài)角和高度值為[pitchC,rollC,yawC,heightC]T，其中pitchC為期望俯仰角值，rollC 為期望滾轉(zhuǎn)角值，yawC為期望偏航角值，heightC為期望高度值，通過(guò)姿態(tài)傳感器和位置傳 感器得到的八旋翼飛行器當(dāng)前的姿態(tài)角和高度為[pitch,roll,yaw,height]1，其中pitch 為當(dāng)前俯仰角，roll為當(dāng)前滾轉(zhuǎn)角，yaw為當(dāng)前偏航角，height為當(dāng)前高度，則當(dāng)前姿態(tài)角 和高度的控制誤差為：
步驟二：對(duì)當(dāng)前姿態(tài)角和高度的控制誤差進(jìn)行計(jì)算，得到八旋翼飛行器的四個(gè)控制量 [upitch,uroll,uyaw,uheight]T，其中upitch為俯仰角控制量，uroll為滾轉(zhuǎn)角控制量， uyaw為偏航角控制量，uheight為高度控制量； 步驟三：采用基于臨近原則的控制分配方法對(duì)控制量[upitch,uroll,uyaw,uheight]T進(jìn)行分配，八旋翼飛行器的X軸選取在兩個(gè)旋翼軸之間，Y軸與X軸垂直，則和X軸正軸、 X軸負(fù)軸、Y軸正軸、Y軸負(fù)軸相臨近的分別各有兩個(gè)旋翼，并且這兩個(gè)旋翼同相應(yīng)軸的夾角 均為22. 5° ;在構(gòu)造控制分配矩陣時(shí)，相應(yīng)軸上的控制量只等量分配給臨近的旋翼，而不分 配給其他旋翼，這樣就將臨近一個(gè)軸的兩個(gè)旋翼當(dāng)做一個(gè)虛擬的旋翼來(lái)控制，整個(gè)八旋翼 飛行器近似當(dāng)做一個(gè)"十字型"的四旋翼來(lái)控制；這樣可以最大限度的簡(jiǎn)化控制分配過(guò)程， 且物理概念清晰，構(gòu)造完成控制分配矩陣后，其同控制量相乘，得到八旋翼飛行器各個(gè)旋翼 的控制量U(k); 步驟四：將八旋翼飛行器各個(gè)旋翼的控制量分別送給相應(yīng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，從而得到各個(gè) 旋翼相應(yīng)的轉(zhuǎn)速，產(chǎn)生期望的控制力和控制力矩； 步驟五：在后續(xù)的飛行控制過(guò)程中，不斷重復(fù)之前的四個(gè)步驟，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)八旋翼飛行 器的有效控制。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的八旋翼飛行器的控制分配方法，其特征在于，步驟二中，對(duì)當(dāng) 前姿態(tài)角和高度的控制誤差進(jìn)行計(jì)算的控制方法包括PID控制方法或動(dòng)態(tài)逆控制方法或 反步法或H°〇控制或LQR控制或特征配置控制方法或自抗擾方法。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的多旋翼飛行器的控制分配方法，其特征在于，采用基于臨近 原則的控制分配方法對(duì)控制量[upitch,uroll,uyaw,uheight]1進(jìn)行分配，八旋翼飛行器的 X軸選取在兩個(gè)旋翼軸之間，Y軸與X軸垂直，則和X軸正軸、X軸負(fù)軸、Y軸正軸、Y軸負(fù)軸 相臨近的分別各有兩個(gè)旋翼，并且這兩個(gè)旋翼同相應(yīng)軸的夾角均為22. 5° ;在構(gòu)造控制分 配矩陣時(shí)，相應(yīng)軸上的控制量只等量分配給臨近的旋翼，而不分配給其他旋翼，則構(gòu)造的控 制分配矩陣如下所示 ：
各個(gè)旋翼的控制量U(k)的計(jì)算公式為：
其中，U(l)到U(8)分別表示旋翼1到旋翼8相應(yīng)的控制量。
【專利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種八旋翼飛行器的控制分配方法，可應(yīng)用于八旋翼飛行器的飛行控制。本發(fā)明首先計(jì)算得到期望的姿態(tài)角和高度值，并分別與姿態(tài)角和高度傳感器反饋的實(shí)際姿態(tài)角和高度值相減，得到姿態(tài)角和高度的控制誤差。控制量解算模塊通過(guò)對(duì)姿態(tài)角和高度的控制誤差的解算，得到相應(yīng)的四個(gè)控制量，分別為：俯仰控制量、滾轉(zhuǎn)控制量、偏航控制量和油門控制量，通過(guò)控制分配模塊對(duì)以上四個(gè)控制量進(jìn)行控制分配，得到八個(gè)旋翼的控制量。將八個(gè)旋翼的控制量給到八旋翼飛行器相應(yīng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，可實(shí)現(xiàn)對(duì)八旋翼飛行器的有效控制。本控制分配方法簡(jiǎn)單，易于實(shí)現(xiàn)，效率較高，且物理概念清晰，和八旋翼的控制器集成在一起，共同實(shí)現(xiàn)對(duì)八旋翼飛行器的有效控制。
【IPC分類】G05D1-08, G05D1-04
【公開(kāi)號(hào)】CN104699106
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201310670684
【發(fā)明人】宋棟梁, 唐強(qiáng), 史龍, 雷志榮, 張奕烜, 陳小龍
【申請(qǐng)人】中國(guó)航空工業(yè)第六一八研究所
【公開(kāi)日】2015年6月10日
【申請(qǐng)日】2013年12月10日