一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法技术

本发明专利技术提供了一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法，包括顺序进行的以下步骤：S1、获取多旋翼飞行器动力系统的最大控制力矩、获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩；S2、判定最大控制力矩与实时控制力矩之间的关系；若实时控制力矩中的各类型均小于最大控制力矩中的对应类型，则飞行器采用的偏航欧拉角指令值为飞行器控制器计算的结果；若实时控制力矩中有任意一个类型大于或等于最大控制力矩中的对应类型，则飞行器采用的偏航欧拉角指令值为实时偏航欧拉角测量值。该方法为一种可避免外扰动和传感器故障导致控制输出饱和而危及飞行安全的抗饱和多旋翼飞行器控制方法。

Control method of anti saturation multi rotor aircraft

The present invention provides an anti saturation multi rotor aircraft control method, which comprises the following steps: S1, get the order of multi rotor aircraft power system control of maximum torque, to get the current time multi rotor aircraft power system real-time control torque; S2, determine the relationship between the torque and torque control of real-time control; if the the type of real-time control torque is less than the corresponding type of maximum control torque in the calculation results of the controller for aircraft yaw angle using Euler spacecraft command value; if the real-time control torque in an arbitrary type is greater than or equal to the corresponding type of maximum control torque of the yaw angle is the Euler aircraft command value measurement for the real-time yaw Euler angle. This method is a kind of anti windup multi rotor vehicle control method, which can avoid flight damage caused by external disturbances and sensor faults and cause flight safety.

【技术实现步骤摘要】
一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法
本专利技术涉及飞行器控制方法
，特别是涉及一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法。
技术介绍
多旋翼飞行器以及具有多旋翼组件的复合翼飞行器是具有多变量、非线性、中立稳定等特点的动力学系统，对控制系统要求较高。而这类飞行器通过改变多个定桨距螺旋桨的转速协调控制滚转、俯仰和偏航控制力矩以及竖直方向力，控制执行系统强耦合，在这个系统中，滚转和俯仰力矩由多个螺旋桨拉力偏差与相应力臂的乘积提供，而偏航方向的控制力矩通过螺旋桨转动阻力矩，这种空气动力学特性导致飞行器本体的偏航控制能力远远低于滚转和俯仰控制能力，通常可达偏航方向的5至10倍。因此，一旦上述四个方向的广义力饱和，会对控制输出分配产生影响，让另外三个方向的控制能力下降直至飞行器失稳。目前常用的一种抑制控制输出饱和的方法是伪控制对冲(Pseudo-ControlHedging)，该方法是在模型参考自适应控制框架中添加作动器动力学模型，让实测或估计的作动器动力学特性进入参考模型的广义加速度计算过程中，提高参考模型与理想动力学模型的契合度，避免控制功率(幅度与频率)超过飞行器作动器可用功率导致的控制输出饱和问题。该方法用于多旋翼飞行器时能够减缓作动力系统饱和导致的飞行器失稳问题，但由于该方法本质上是一种基于线性模型的抗饱和机制，一旦外扰动或传感器偏差超过设计的闭环控制系统裕度，依然会导致系统失稳。
技术实现思路
针对上述提出的现有技术在严苛条件下无法避免多旋翼飞行器动力系统输出饱和导致系统失稳的问题，本专利技术提供了一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法，该方法为一种可避免外扰动和传感器故障导致控制输出饱和而危及飞行安全的抗饱和多旋翼飞行器控制方法。本专利技术提供的一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法通过以下技术要点来解决问题：一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法，包括顺序进行的以下步骤：S1、获取多旋翼飞行器动力系统的最大控制力矩、获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩；以上最大控制力矩包括以下类型：最大滚转控制力矩、最大俯仰控制力矩及最大偏航控制力矩；以上实时控制力矩包括以下类型：实时滚转控制力矩、实时俯仰控制力矩及实时偏航控制力矩；S2、判定最大控制力矩与实时控制力矩之间的关系；判定方法为：最大滚转控制力矩与实时滚转控制力矩对比、最大俯仰控制力矩与实时俯仰控制力矩对比、最大偏航控制力矩与实时偏航控制力矩对比；若实时控制力矩中的各类型均小于最大控制力矩中的对应类型，则飞行器采用的偏航欧拉角指令值为飞行器控制器计算的结果；若实时控制力矩中有任意一个类型大于或等于最大控制力矩中的对应类型，则飞行器采用的偏航欧拉角指令值为实时偏航欧拉角测量值。更进一步的技术方案为：所述步骤S2中，所采用的用于对比的最大控制力矩的各类型值分别为多旋翼飞行器动力系统的滚转、俯仰、偏航最大控制力矩乘以80％至95％的安全系数后的所得值。现有技术中，大部分多旋翼飞行器需要使用动力系统75％左右的控制力矩才能完成航线飞行，以上触发控制力矩饱和的下限设置为80％保证正常飞行不受影响，控制精度达到控制器预设范围；而最大控制力矩的上限为95％是为了在触发控制力矩饱和模式的情况下仍然具有至少5％的控制力矩余量，以便在瞬时极端外扰动力矩或传感器瞬时失效的情况下具有一定的恢复正常状态的可能性。步骤S1中，获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩通过以下方式实现：由飞行器控制器控制分配得出的每个电子调速器控制信号结合动力系统模型获得。获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩通过顺序进行的以下步骤实现：E1、获取多旋翼飞行器布局形式信息和动力系统信息，布局形式信息包括动力系统的数量、动力系统相对飞行器重心的位置和距离、螺旋桨转动方向，动力系统信息包括PWM脉宽值、拉力、转速和功率；E2、将E1获取的PWM脉宽值作为自变量，其他信息作为因变量进行二次多项式拟合；E3、获取当前时刻控制器发送给电子调速器的PWM脉宽值，利用E2的拟合结果计算PWM脉宽值相对应的拉力、转速和功率，使用拉力和动力系统对应的滚转轴和俯仰轴相对重心的位置获取滚转力矩和俯仰力矩，使用功率和转速做商获取动力系统转动阻力矩；E4将所有动力系统产生的滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩分别求和，获得当前时刻多旋翼飞行器的滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩。步骤S1中，获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩通过以下方式实现：采用动态逆方法的控制器通过角加速度指令和动态逆增益获得。飞行器控制器计算得到偏航欧拉角指令值通过如下方式实现：由制导速度指令值与导航速度测量值之间的误差乘比例增益获得。本专利技术具有以下有益效果：本方案提供的方法为一种可避免外扰动和传感器故障导致控制输出饱和而危及飞行安全的抗饱和多旋翼飞行器控制方法，本方法具有以下优势：1、实现方式简单，只需要了解多旋翼飞行器平台最大控制力矩以及实时监控控制力矩并进行比较，通过比较结果切换飞行器的偏航欧拉角指令值来源即可；2、适用范围广，大部分采用串级结构的姿态控制器均适用此控制方法；3、保护能力强，在外扰动力矩达到飞行器平台最大控制力矩的情况下以及航向传感器瞬间失效的情况下通过牺牲航向控制精度，保证飞行器飞行安全。附图说明图1为本专利技术所述的一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法一个具体实施例的实现步骤示意图；图2为实施例1高度数据示意图；图3为实施例1偏航欧拉角数据示意图；图4为实施例1偏航欧拉角数据在外扰动开启时刻示意图；图5为实施例1偏航欧拉角数据在欧拉角指令切换瞬间示意图；图6为实施例1偏航出舵数据示意图；图7为实施例2高度数据示意图；图8为实施例2滚转欧拉角数据示意图；图9为实施例2俯仰欧拉角数据示意图；图10为实施例2偏航欧拉角数据示意图；图11为实施例2滚转出舵数据示意图；图12为实施例2俯仰出舵数据示意图；图13为实施例2偏航出舵数据示意图；图14为实施例2北向位置数据示意图；图15为实施例2东向位置数据示意图。具体实施方式为充分说明本专利技术的技术方案，下面提供本专利技术涉及的抗饱和多旋翼飞行器控制方法的两个具体实施例。其中实施例1主要体现采用动力系统获取多旋翼控飞行器的实施控制力矩，即由飞行器控制器控制分配得出的每个电子调速器控制信号结合动力系统模型获得，且已知飞行器动力系统的最大控制力矩，即用于与实时控制力矩进行对比的飞行器最大控制力矩设置为多旋翼飞行器最大控制力矩的80％，极端情况为三轴外扰动力矩；实施例2主要体现采用动态逆方法的控制器通过角加速度指令和动态逆增益获取多旋翼控制力矩，已知飞行器动力系统的最大控制力矩设置为多旋翼飞行器最大控制力矩的95％，极端情况为电子磁罗盘瞬时跳变。实施例1：一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法，包括顺序进行的以下步骤：S1、获取多旋翼飞行器动力系统的最大控制力矩、获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩；以上最大控制力矩包括以下类型：最大滚转控制力矩、最大俯仰控制力矩及最大偏航控制力矩；以上实时控制力矩包括以下类型：实时滚转控制力矩、实时俯仰控制力矩及实时偏航控制力矩；S2、判定最大控制力矩与实时控制力矩之间的关系；判定方法为：最大滚转控制力矩与实时滚转控制力矩对比、最大俯仰控制力矩与实时俯仰控制力矩对比、最大偏航控制力矩与实本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法，其特征在于，包括顺序进行的以下步骤：S1、获取多旋翼飞行器动力系统的最大控制力矩、获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩；以上最大控制力矩包括以下类型：最大滚转控制力矩、最大俯仰控制力矩及最大偏航控制力矩；以上实时控制力矩包括以下类型：实时滚转控制力矩、实时俯仰控制力矩及实时偏航控制力矩；S2、判定最大控制力矩与实时控制力矩之间的关系；判定方法为：最大滚转控制力矩与实时滚转控制力矩对比、最大俯仰控制力矩与实时俯仰控制力矩对比、最大偏航控制力矩与实时偏航控制力矩对比；若实时控制力矩中的各类型均小于最大控制力矩中的对应类型，则飞行器采用的偏航欧拉角指令值为飞行器控制器计算的结果；若实时控制力矩中有任意一个类型大于或等于最大控制力矩中的对应类型，则飞行器采用的偏航欧拉角指令值为实时偏航欧拉角测量值。

【技术特征摘要】
1.一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法，其特征在于，包括顺序进行的以下步骤：S1、获取多旋翼飞行器动力系统的最大控制力矩、获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩；以上最大控制力矩包括以下类型：最大滚转控制力矩、最大俯仰控制力矩及最大偏航控制力矩；以上实时控制力矩包括以下类型：实时滚转控制力矩、实时俯仰控制力矩及实时偏航控制力矩；S2、判定最大控制力矩与实时控制力矩之间的关系；判定方法为：最大滚转控制力矩与实时滚转控制力矩对比、最大俯仰控制力矩与实时俯仰控制力矩对比、最大偏航控制力矩与实时偏航控制力矩对比；若实时控制力矩中的各类型均小于最大控制力矩中的对应类型，则飞行器采用的偏航欧拉角指令值为飞行器控制器计算的结果；若实时控制力矩中有任意一个类型大于或等于最大控制力矩中的对应类型，则飞行器采用的偏航欧拉角指令值为实时偏航欧拉角测量值。2.根据权利要求1所述的一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法，其特征在于，所述步骤S2中，所采用的用于对比的最大控制力矩的各类型值分别为多旋翼飞行器动力系统的滚转、俯仰、偏航最大控制力矩乘以80％至95％的安全系数后的所得值。3.根据权利要求1所述的一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法，其特征在于，步骤S1中，获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩通过以下方式实现：由飞行器控制器控制分配得出的每个电子调速器控制信号...

【专利技术属性】
技术研发人员：王陈，王进，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