A posture control method for four rotor UAVs with unbalanced loads belongs to the field of UAV control technology. The invention solves the problem that the unmanned aerial vehicle can not continue to fly stably when the unbalanced load with unknown center of gravity and uncertain installation position is loaded. This invention first uses coordinate transformation and dynamic analysis to derive the kinematic and dynamic models of four rotor unmanned aerial vehicles (UAV) before and after loading the unbalanced load. After obtaining the sensor data during the flight, the high precision and no lag flight state is obtained by the extended Calman filtering method, and the flight state is identified by the flight state. The position controller and position controller of the four rotor aircraft are designed and the controller is designed to compensate the controller to compensate for the extra rotation motion and line motion caused by the change of the center of gravity. The invention is suitable for estimating the center of gravity position and establishing a compensation controller in the takeoff and hovering stage of a four rotor UAV.
【技术实现步骤摘要】
一种带有不平衡负载的四旋翼无人机位姿控制方法
本专利技术涉及一种四旋翼无人机位姿控制方法，属于无人机控制
技术介绍
四旋翼飞行器由于结构简单，在复杂环境下具有可低空飞行、定点悬停和垂直起降的能力，目前无论从市场应用还是学术研究上都具有较好的发展前景。四旋翼飞行器当今的发展趋势是逐步自主化，在复杂环境下能够精确地完成导航与控制任务，在不确定的干扰下保证飞行任务的成功率。我们希望得到在装载重心未知、安装位置不确定的不平衡负载下保持飞行器稳定精确完成任务的控制方法。在货物运输、灾区物资救援中，由于不同飞行任务下所装载货物的形状不确定，很难保证货物重心和装载在飞行器上的位置精确可测，更无法做到装载货物后机身重心位置不发生改变。通常情况下，飞行器由于改变负载而引起的重心位置变化是飞行过程中的主要干扰之一，而飞行器的动力学方程通常是在假设重心位置不变且与机体几何中心重合的条件下建立的，因此这种重心位置的改变会引起力矩的不平衡，从而导致角加速度的产生，使飞行器振动甚至引起侧翻。针对不平衡负载引起的飞行器重心变化下的控制问题，传统的增益调参方法需要增加对重心参数的调节，...
【技术保护点】
1.一种带有不平衡负载的四旋翼无人机位姿控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、建立地面坐标系(OgXgYgZg)和机体坐标系(OXYZ)，将在载重范围内任意形状、任意重量的负载装载在四旋翼无人机的任意位置，此时，四旋翼飞行器重心位置从几何中心处O(0,0,0)变为G(xG,yG,0)；步骤二、装载能够测量飞行中运动状态的传感器，所述传感器包括安装于飞行器的机体中心位置的陀螺仪、加速度计和磁力计，分别用于测量飞行过程中飞行器的角速度、加速度和航向角信息；超声波安装于飞行器的底端朝向地面，用于测量相对于地面的飞行高度；光流相机安装于飞行器的底端朝向地面，用于测量相对于地面...
【技术特征摘要】
1.一种带有不平衡负载的四旋翼无人机位姿控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、建立地面坐标系(OgXgYgZg)和机体坐标系(OXYZ)，将在载重范围内任意形状、任意重量的负载装载在四旋翼无人机的任意位置，此时，四旋翼飞行器重心位置从几何中心处O(0,0,0)变为G(xG,yG,0)；步骤二、装载能够测量飞行中运动状态的传感器，所述传感器包括安装于飞行器的机体中心位置的陀螺仪、加速度计和磁力计，分别用于测量飞行过程中飞行器的角速度、加速度和航向角信息；超声波安装于飞行器的底端朝向地面，用于测量相对于地面的飞行高度；光流相机安装于飞行器的底端朝向地面，用于测量相对于地面的水平飞行速度；初始化各传感器，记录传感器初始偏置；步骤三、建立无负载条件下确保四旋翼飞行器起飞和悬停的姿态控制器和位置控制器，选择合适的串级PID参数；步骤四、实时读取步骤二中传感器信息，并建立合适的状态方程和测量方程，通过扩展卡尔曼滤波得到更加准确的飞行姿态角、角速度、线速度；步骤五、建立并比较四旋翼飞行器在装载不平衡负载前后的动力学方程，实时计算得到重心的位置xG和yG，如果辨识得到的重心位置收敛，则跳出，否则，进入步骤六；步骤六、根据步骤五辨识得到的重心位置xG和yG计算抵消不平衡的重力力矩、保证飞行器稳定飞行器螺旋桨补偿转速Δω13和Δω24；步骤七、用步骤六中计算得到的补偿螺旋桨转速校正步骤三得到的姿态控制器和位置控制器，得到基于重心补偿的四旋翼飞行器补偿控制器，计算得到修正后的四个电机占空比U1*、U2*、U3*和U4*。2.根据权利要求1所述一种带有不平衡负载的四旋翼无人机位姿控制方法，其特征在于，步骤三所述建立无负载条件下确保四旋翼飞行器起飞和悬停的控制器过程包括以下步骤：步骤三A、建立无负载条件下的四旋翼飞行器姿态控制器，包括飞行过程中的俯仰角、滚转角、偏航角控制器，以角速度控制为内环、以姿态角控制为外环的串级PID控制器完成飞行姿态控制，其中，主控制器的输入是期望姿态角和实际姿态角的偏差，输出为期望角速度，该期望角速度和飞行器实际角速度的偏差作为副控制器的输入，输出控制螺旋桨转速的占空比，分别记做Uroll，Upitch和Uyaw；俯仰方向的占空比指令Upitch由PID控制器计算得到其中，KPc、KIc、KDc和KPs、KIs、KDs分别为内、外环控制器参数，为期望俯仰角，为期望俯仰角速度，T为积分时间常数；步骤三B、通过增加水平飞行位置和飞行高度控制器来完成飞行器的悬停控制，水平飞行位置控制器以飞行器的期望位置作为输入，以飞行姿态角作为控制输出；飞行高度控制器以期望飞行高度作为输入，输出控制螺旋桨转速的基础占空比值，记做Uthrottle；飞行高度的基础占空比指令Uthrottle可由PID控制器计算得到其中，KPv、KIv、KDv和KPz、KIz、KDz分别为内、外环控制器参数，Sz*为期望飞行高度，，T为积分时间常数；步骤三C、组合飞行位置控制器输出和飞行姿态控制器输出，得到在无负载条件下输出给飞行器四个电机的占空比U1、U2、U3和U4步骤三中姿态控制器的参数设置：KPc＝1.40，KIc＝0.45，KDc＝0.70，KPs＝4.00，KIs＝0.02，KDs＝0.00；步骤三中位置控制器的参数设置：KPv＝1.00，KIv＝0.01，KDv＝0.00，KPz＝6.00，KIz＝0.04，KDz＝0.00。3.根据权利要求2所述一种带有不平衡负载的四旋翼无人机位姿控制方法，其特征在于，步骤四所述通过扩展卡尔曼滤波得到更加准确的飞行状态信息的过程包括以下步骤：航姿参考系统扩展卡尔曼滤波器的状态方程为其中，xk为k时刻状态向量，wk-1为过程噪声向量，q0、q1、q2和...
【专利技术属性】
技术研发人员：许中研，贺风华，姚郁，马杰，王宁远，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江,23
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