一種小型四軸飛行器控制器設(shè)計方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于自動控制領(lǐng)域，涉及一種小型四軸飛行器控制器設(shè)計方法，特別針對 小型無人機的高定位精度、微型化及低成本的要求。
【背景技術(shù)】
[0002] 這些年，四旋翼飛行器發(fā)展迅速，在民事、軍事領(lǐng)域中，已經(jīng)得到了廣泛的應(yīng)用。由 于四旋翼飛行器獨特的結(jié)構(gòu)和四個輸入欠驅(qū)動耦合系統(tǒng)，其特點決定了飛行器能垂直起 降、懸停、縱飛等飛行特性。研究人員為了提高四旋翼飛行器各種飛行狀態(tài)的性能，不斷的 研究飛行器的控制方法，從而實現(xiàn)飛行器的飛行性能。與此同時，伴隨著現(xiàn)代的電子技術(shù)、 計算機技術(shù)以及自動化技術(shù)的不斷地發(fā)展，四旋翼飛行器在結(jié)構(gòu)、重量、體積向著有利的方 向發(fā)展，而且它的靈活性、機械性也有很大的提高，特別在控制上，可以通過的四個獨立的 旋翼對飛行器進行控制。四旋翼飛行器無論在軍事上還是在民用上，它的獨特的位置控制 和穩(wěn)定的飛行特性，都得到了廣泛的使用。因此，很多國家已經(jīng)對四旋翼飛行器未來實用性 進行了深入的研究。目前，在非線性領(lǐng)域中，控制方法的研究較多，然而很多方法研究需要 精確的數(shù)學(xué)模型。在四旋翼飛行器控制器設(shè)計中，在允許數(shù)學(xué)模型誤差存在的條件下，控制 器較為簡單，而且實用。本發(fā)明采取動態(tài)逆控制系統(tǒng)，不但能消除非線性控制系統(tǒng)影響，而 且還能對其進行解耦控制。通過MATLAB/S頂ULINK仿真平臺對飛行器控制器進行仿真。實 驗表明，動態(tài)逆控制器能夠有效控制飛行器的姿態(tài)角，具有理論與實用價值。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明重點研究無人機控制系統(tǒng)的控制方法。采取動態(tài)逆控制系統(tǒng)，消除非線性 控制系統(tǒng)影響，而且還能對其進行解耦控制。把系統(tǒng)分為角速度，姿態(tài)角和位移三個子系 統(tǒng)，分別進行動態(tài)逆控制設(shè)計。具體的研究方案如圖1所示。
【附圖說明】
[0004] 圖1是本發(fā)明的研究方案圖。
【具體實施方式】
[0005] 主要環(huán)節(jié)的具體設(shè)計如下：
[0006] (1)四軸飛行器數(shù)學(xué)模型
[0007] 四個獨立的旋翼分別繞自身旋轉(zhuǎn)，使飛行器產(chǎn)生向上的升力，經(jīng)過多次試驗所得， 單升力F1與電機轉(zhuǎn)速ω 1成正比。
[0008] F1=IctCo12 (1)
[0009] 其中，kt為空氣阻力系數(shù)。
[0010] 旋翼在空氣中旋轉(zhuǎn)時，所受到空氣的阻力D1與旋翼旋轉(zhuǎn)速度和空氣密度有關(guān)。
[0011] D1 = 0. 5C XAC P ω2 = k d ω J2 (2)
[0012] 其中Cx為旋葉面積，A。為拖曳系數(shù)，P為空氣密度。
[0013] 四旋翼飛行器主要的重力G包括飛行器結(jié)構(gòu)、電機、電池等。在飛行時，飛行器意 外受損可以忽略，對飛行器影響甚微。
[0014] 根據(jù)牛頓第一定律[4]得出，在地面坐標(biāo)系上飛行器質(zhì)心運動向量形式的方程。
[0016] 式（3)中，F(xiàn)飛行器所受到的總外力，V則是飛行器在空中飛行的速度，m是四旋翼 飛行器的質(zhì)量。
[0017] 根據(jù)牛頓第一定律得出，在地面坐標(biāo)系上飛行器動力學(xué)向量形式的方程。
[0019] 式（4)中，M是四旋翼飛行器受到總力矩，Ω為飛行器的角速度，I為飛行器的慣 性矩陣。
[0020] 當(dāng)四旋翼飛行器在室內(nèi)慢速飛行時，可以忽略阻力系數(shù)，通過式（3)和式（4)可以 得到總方程式
[0022] 其中[U1 U2 U3 U4]分別為垂直升降控制量、滾轉(zhuǎn)運動控制量、俯仰運動控制量和偏 航運動控制量，其與轉(zhuǎn)速的關(guān)系為
[0024] (2).基于動態(tài)逆的控制器設(shè)計
[0025] 1)角速度回路
[0026] 角速度回路對應(yīng)總方程（5)中的[戶$ 4數(shù)學(xué)模型進行整理，即：

X (S i)為非線性動態(tài)函數(shù)，向量gl是可 逆的，因此符合動態(tài)逆控制器設(shè)計原理。設(shè)4為期望值，是由姿態(tài)角回路輸出得到，根據(jù)方程 式（7)期望角速度模型選擇一階慣性環(huán)節(jié)，因此可以得到期望角速度τ1<3
[0030] 式⑶中，λ [p q,rf是角速度通道系數(shù)，其值為11。其動態(tài)逆控制律為：
[0032] 2)姿態(tài)角回路
[0033] 對總方程（5)中的姿態(tài)角方程進行整理得：
[0036] 為了得到姿態(tài)角回路期望響應(yīng)方程，需要選取一階慣性環(huán)節(jié)，可得：
[0038] λ [4), e, φ]為姿態(tài)角通道系數(shù)，而姿態(tài)角與角速度的通道系數(shù)相差三倍以上。由于 時，X (δ2)是可逆的，因此符合動態(tài)逆原理，根據(jù)式（10)可得動態(tài)逆控制器：
[0040] 3)位置角回路
[0041] 在方程（5)中可以看出，其狀態(tài)量包括線速度和位移，所以可以把方程變形為：

，很顯然，&是可逆的。對方程（5)進行整理得：
[0045] 根據(jù)方程（14)選取二階環(huán)節(jié)作為指令期望相應(yīng)方程，
[0047] 其中 λ [x，y，z]= 5. 6，λ [xl，yl，zl] = 16。因此動態(tài)逆控制律為：
[0048] r 3= g31L τ 3-χ ( δ 3)] (16)
[0049] 本發(fā)明的優(yōu)點在于，消除四軸飛行器非線性控制系統(tǒng)影響，而且還能對其進行解 奉禹控制。
【主權(quán)項】
1. 一種小型四軸飛行器控制器設(shè)計方法采用動態(tài)逆控方法把系統(tǒng)分為角速度，姿態(tài)角 和位移三個子系統(tǒng)，然后分別進行動態(tài)逆控制設(shè)計。設(shè)計的控制器在基于STM32芯片的四 旋翼飛行器上進行試飛實驗。實驗結(jié)果表明，動態(tài)逆控制器能夠有效的控制四旋翼飛行器 的姿態(tài)角。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種小型四軸飛行器控制器設(shè)計方法，其特征在于，采用動 態(tài)逆控方法進行設(shè)計。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種小型四軸飛行器控制器設(shè)計方法，其特征在于，把系統(tǒng) 分為角速度，姿態(tài)角和位移三個子系統(tǒng)。
【專利摘要】本發(fā)明屬于自動控制領(lǐng)域，具體涉及一種小型四軸飛行器控制器設(shè)計方法，采用動態(tài)逆控方法把系統(tǒng)分為角速度，姿態(tài)角和位移三個子系統(tǒng)，然后分別進行動態(tài)逆控制設(shè)計。設(shè)計的控制器在基于STM32芯片的四旋翼飛行器上進行試飛實驗。實驗結(jié)果表明，動態(tài)逆控制器能夠有效的控制四旋翼飛行器的姿態(tài)角。適合小型四軸飛行器的高定位精度、微型化及低成本的特點，具有理論與實用價值。
【IPC分類】G05B13/04, G06F17/50
【公開號】CN105259760
【申請?zhí)枴緾N201510705559
【發(fā)明人】成怡
【申請人】天津工業(yè)大學(xué)
【公開日】2016年1月20日
【申請日】2015年10月23日