多规格动力系统控制分配方法及相关装置制造方法及图纸

本发明专利技术实施例涉及飞行器控制技术领域，提供一种多规格动力系统控制分配方法及相关装置，应用于包括多个不同规格的动力系统的多旋翼飞行器，其过程包括：通过获取每个动力系统对应的系统参数和位置参数，并将每个动力系统对应的系统参数和位置参数均输入预设的动力系统估算模型，得到考虑了不同规格动力系统的静态拉力和动态响应特性的控制分配矩阵；再获取多旋翼飞行器的期望控制力矩输入控制分配矩阵，得到每个动力系统的控制指令，从而在保持动力系统整体响应精度的同时，避免了响应速度较快的动力系统过早饱和或过大幅度输出的问题，提高了动力系统整体的鲁棒性。

【技术实现步骤摘要】
多规格动力系统控制分配方法及相关装置
本专利技术涉及飞行器控制
，具体而言，涉及一种多规格动力系统控制分配方法及相关装置。
技术介绍
多旋翼飞行器是一种通过安装在机体不同位置的多个动力系统协调分配产生飞行所需的拉力、滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩的飞行器，其由于具有结构简单、成本低的特点而成为应用最为广泛的飞行器。大部分多旋翼飞行器的所有动力系统均使用统一规格，这些规格包括螺旋桨直径、螺距、桨形、以及电机功率和KV值等等。针对一些特殊的应用场景，多旋翼布局会采用不同规格的动力系统，例如，以色列IAI集团的“悬停灯(HoverLite)”采用中心两组大型涵道动力系统、四周四组小型动力系统的布局形式，其在一定总体尺寸的前提下产生足够拉力，在车辆、传播等搭载平台上收纳尺寸小，具有很强的实用价值。但是，这一类布局特殊、动力系统规格不同的多旋翼飞行器在控制分配环节必须考虑不同动力系统的静拉力和动态响应特性，而现有技术中对于不同规格动力系统的动态响应没有进行专门处理，存在响应速度较快的动力系统过早饱和或过大幅度的输出的问题。
技术实现思路
本专利技术实施例的目的在于提供一种多规格动力系统控制分配方法及相关装置，用以改善上述问题。为了实现上述目的，本专利技术实施例采用的技术方案如下：第一方面，本专利技术实施例提供了一种多规格动力系统控制分配方法，应用于多旋翼飞行器，所述多旋翼飞行器包括多个不同规格的动力系统，所述方法包括：获取每个动力系统对应的系统参数和位置参数；将每个动力系统对应的系统参数和位置参数均输入预设的动力系统估算模型，得到控制分配矩阵；获取所述多旋翼飞行器的期望控制力矩；将所述期望控制力矩输入所述控制分配矩阵，得到每个动力系统的控制指令。第二方面，本专利技术实施例提供了一种多规格动力系统控制分配装置，应用于多旋翼飞行器，所述多旋翼飞行器包括多个不同规格的动力系统，所述装置包括参数获取模块、控制分配矩阵获得模块、期望控制力矩获取模块及控制指令获得模块。其中，参数获取模块用于获取每个动力系统对应的系统参数和位置参数；控制分配矩阵获得模块用于将每个动力系统对应的系统参数和位置参数均输入预设的动力系统估算模型，得到控制分配矩阵；期望控制力矩获取模块用于获取所述多旋翼飞行器的期望控制力矩；控制指令获得模块用于将所述期望控制力矩输入所述控制分配矩阵，得到每个动力系统的控制指令。第三方面，本专利技术实施例提供了一种多旋翼飞行器，所述多旋翼飞行器包括多个不同规格的动力系统，所述多旋翼飞行器还包括：一个或多个处理器；存储器，用于存储一个或多个程序，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，使得所述一个或多个处理器实现如上述的多规格动力系统控制分配方法。第四方面，本专利技术实施例提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现如上述的多规格动力系统控制分配方法。相对现有技术，本专利技术实施例提供的一种多规格动力系统控制分配方法及相关装置，通过获取每个动力系统对应的系统参数和位置参数，并将每个动力系统对应的系统参数和位置参数均输入预设的动力系统估算模型，得到考虑了不同规格动力系统的静态拉力和动态响应特性的控制分配矩阵；再获取多旋翼飞行器的期望控制力矩输入控制分配矩阵，得到每个动力系统的控制指令，从而在保持动力系统整体响应精度的同时，避免了响应速度较快的动力系统过早饱和或过大幅度输出的问题，提高了动力系统整体的鲁棒性。为使本专利技术的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。附图说明为了更清楚地说明本专利技术实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本专利技术的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。图1示出了本专利技术实施例提供的多旋翼飞行器的方框示意图。图2示出了本专利技术第一实施例提供的多规格动力系统控制分配方法流程图。图3为图2示出的步骤S102的子步骤流程图。图4为图2示出的步骤S104的子步骤流程图。图5示出了本专利技术第二实施例提供的多规格动力系统控制分配装置的方框示意图。图标：100-多旋翼飞行器；110-存储器；120-存储控制器；130-处理器；200-多规格动力系统控制分配装置；210-参数获取模块；220-控制分配矩阵获得模块；230-期望控制力矩获取模块；240-控制指令获得模块。具体实施方式下面将结合本专利技术实施例中附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本专利技术实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本专利技术的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本专利技术的范围，而是仅仅表示本专利技术的选定实施例。基于本专利技术的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。同时，在本专利技术的描述中，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。请参照图1，图1示出了本专利技术实施例提供的多旋翼飞行器100的方框示意图。多旋翼飞行器100可以是，但不限于四旋翼飞行器、六旋翼飞行器、八旋翼飞行器等等。所述多旋翼飞行器100包括多规格动力系统控制分配装置200、存储器110、存储控制器120及处理器130。所述存储器110、存储控制器120及处理器130各元件相互之间直接或间接地电性连接，以实现数据的传输或交互。例如，这些元件相互之间可通过一条或多条通讯总线或信号线实现电性连接。所述多规格动力系统控制分配装置200包括至少一个可以软件或固件(firmware)的形式存储于所述存储器110中或固化在所多旋翼飞行器100的操作系统(operatingsystem，OS)中的软件功能模块。所述处理器130用于执行存储器110中存储的可执行模块，例如所述多规格动力系统控制分配装置200包括的软件功能模块或计算机程序。其中，存储器110可以是，但不限于，随机存取存储器(RandomAccessMemory，RAM)，只读存储器(ReadOnlyMemory，ROM)，可编程只读存储器(ProgrammableRead-OnlyMemory，PROM)，可擦除只读存储器(ErasableProgrammableRead-OnlyMemory，EPROM)，电可擦除只读存储器(ElectricErasableProgrammableRead-OnlyMemory，EEPROM)等。其中，存储器110用于存储程序，所述处理器130在接收到执行指令后，执行所述程序。处理器130可以是一种集成电路芯片，具有信号处理能力。上述的处理器130可以是通用处理器，包括中央处理器(CentralProcessingUnit，CPU)、网络处理器(NetworkProcessor，NP)、语音处理器以及视频处理器等；还可以是数字信号处理本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种多规格动力系统控制分配方法，其特征在于，应用于多旋翼飞行器，所述多旋翼飞行器包括多个不同规格的动力系统，所述方法包括：获取每个动力系统对应的系统参数和位置参数；将每个动力系统对应的系统参数和位置参数均输入预设的动力系统估算模型进行估算，得到控制分配矩阵；获取所述多旋翼飞行器的期望控制力矩；将所述期望控制力矩输入所述控制分配矩阵，得到每个动力系统的控制指令。

【技术特征摘要】
1.一种多规格动力系统控制分配方法，其特征在于，应用于多旋翼飞行器，所述多旋翼飞行器包括多个不同规格的动力系统，所述方法包括：获取每个动力系统对应的系统参数和位置参数；将每个动力系统对应的系统参数和位置参数均输入预设的动力系统估算模型进行估算，得到控制分配矩阵；获取所述多旋翼飞行器的期望控制力矩；将所述期望控制力矩输入所述控制分配矩阵，得到每个动力系统的控制指令。2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述系统参数包括一阶惯性环节时间常数，所述预设的动力系统估算模型包括预设的优化目标和约束条件；所述将每个动力系统对应的系统参数和位置参数均输入预设的动力系统估算模型，得到控制分配矩阵的步骤，包括：根据每个动力系统对应的系统参数和位置参数，利用预设的优化目标和约束条件，对所述多旋翼飞行器的悬停状态进行优化，得到每个动力系统对应的悬停控制指令；根据任意一个动力系统对应的悬停控制指令，估算出该动力系统产生的控制力矩；根据每个动力系统产生的控制力矩和一阶惯性环节时间常数，计算出所述控制分配矩阵。3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述系统参数还包括拉力；所述优化目标包括第一优化目标和第二优化目标，所述第一优化目标包括所有动力系统的拉力之和等于所述多旋翼飞行器的重力、以及悬停状态下所有动力系统产生的滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩均为0，所述第二优化目标包括所有动力系统悬停功率之和最小；所述约束条件包括第一约束条件和第二约束条件，所述第一约束条件可以用公式表示，所述第二约束条件可以用公式δhover_min<δi_hover<δhover_max表示，其中，i表示每个动力系统的序号，hover表示悬停状态，DRmin和DRmax分别为预设的动态响应下限值和动态响应上限值，KDR_T和KDR_Time分别为预设的拉力权重因子和时间常数权重因子，δhover_min和δhover_max分别为预设的动力系统控制指令下限值和动力系统控制指令上限值。4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述位置参数包括轴距及安装角；所述根据任意一个动力系统对应的悬停控制指令，估算出该动力系统产生的控制力矩的步骤，包括：利用力臂计算公式根据该动力系统的位置参数，计算该动力系统的力数据，其中，Li_motor为每个动力系统的轴距，χi_motor为每个动力系统的安装角；依据该动力系统对应的悬停控制指令表征的正方向增加预设比例、以及该动力系统的力数据，估算出该动力系统产生的控制力矩。5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述控制力矩包括滚转力矩...

【专利技术属性】
技术研发人员：王进，刘述超，任斌，
申请(专利权)人：成都纵横自动化技术有限公司，
类型：发明
国别省市：四川,51