【技术实现步骤摘要】
涵道式多旋翼系留无人机的控制器设计方法
本专利技术涉及一种涵道式多旋翼系留无人机的控制器设计方法。
技术介绍
本专利技术是无人机简称(UAV)指不载有操作人员可以自主飞行或遥控驾驶的飞行器。多旋翼无人机，是一种具有三个或三个以上旋翼的、特殊的无人飞行器，常见到的有四旋翼、六旋翼、八旋翼等机型，通过控制每个轴上电机的转速，带动旋翼，从而产生升推力。近几年，多旋翼无人机被广泛应用于军事侦查、安防监控、通信保障、媒体娱乐、环境监测等领域。多旋翼无人机飞行稳定操纵简单，价格较低廉，为人们提供了极大的方便，受到了用户普遍欢迎。但是，传统的多旋翼无人机供电能力一直是它的短板，它的电能通常来源于自身携带的锂电池，除了为飞行器提供动力外，还需要为搭载的相机、无线数传、自动驾驶仪等电子设备供电，市面上多旋翼无人机一次充电最多续航一小时，且不能为较大的功率设备供电，极大地制约了它的工作时间和应用范围。此外，多旋翼无人机旋翼裸露在外没有保护，很容易出现坠机伤人事件，成为事故隐患。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决现有的无人机控制系统的仿真平台对控制参数的优化不足，且无人机控制器存在...
【技术保护点】
1.一种涵道式多旋翼系留无人机的控制器设计方法，其特征在于：所述设计方法通过以下步骤实现：步骤一、采用有限元的分析方法，分析涵道式多旋翼系留无人机的总体结构气动特性参数，参数包括：确定旋翼、涵道和导流片的气动力学特性参数；步骤二、根据步骤一的气动特性参数，将涵道式多旋翼系留无人机看做刚体，建立涵道式多旋翼系留无人机机体的动力学模型、获得各电机拉力控制的分配值，并对气动特性参数进行测量；步骤三、结合步骤二建立的模型以及测量的气动特性参数，在simulink环境中搭建涵道式系留无人机控制系统的控制仿真平台；步骤四、采用模糊PID控制器设计在有系留线缆的情况下的涵道式系留无人机控制系统。
【技术特征摘要】
1.一种涵道式多旋翼系留无人机的控制器设计方法，其特征在于：所述设计方法通过以下步骤实现：步骤一、采用有限元的分析方法，分析涵道式多旋翼系留无人机的总体结构气动特性参数，参数包括：确定旋翼、涵道和导流片的气动力学特性参数；步骤二、根据步骤一的气动特性参数，将涵道式多旋翼系留无人机看做刚体，建立涵道式多旋翼系留无人机机体的动力学模型、获得各电机拉力控制的分配值，并对气动特性参数进行测量；步骤三、结合步骤二建立的模型以及测量的气动特性参数，在simulink环境中搭建涵道式系留无人机控制系统的控制仿真平台；步骤四、采用模糊PID控制器设计在有系留线缆的情况下的涵道式系留无人机控制系统。2.根据权利要求1所述涵道式多旋翼系留无人机的控制器设计方法，其特征在于：步骤二所述的建立涵道式多旋翼系留无人机机体的动力学模型的过程为，将涵道式多旋翼系留无人机机体简称为机体，步骤二一、设Xb、Yb、Zb分别为涵道式多旋翼系留无人机的滚转轴、俯仰轴和偏航轴，相应的姿态角定义为：滚转角φ：机体轴Zb与过机体轴Xb的大地竖直平面之间的夹角，沿Xb正向顺时针滚动为正；俯仰角θ：滚动轴Xb与大地水平面间所夹的角度，沿Yb正向顺时针偏转为正；偏航角ψ：滚动轴Xb在大地水平面上的投影与大地坐标系中Xe轴之间所夹的角度，沿Zb正向机头顺时针转为正；步骤二二、求取地面坐标系和机体坐标系的转换矩阵：依据欧拉角定理有：第1，由地面坐标系先绕Ze轴转偏航角ψ，得变换矩阵：第2，再绕横轴Ye转俯仰角θ，得变换矩阵：第3，得到机体坐标系再绕纵轴Xe转滚转角得变换矩阵：第4，得到机体坐标系到地理坐标系的变化矩阵：第5，地面坐标系和机体坐标系有如下关系：Xbody＝PXearth(5)或：Xearth＝PTXbody(6)步骤二三、求取涵道式多旋翼系留无人机的运动方程：第1，在机体坐标系下，涵道式多旋翼系留无人机产生的升力：式中，F0表示中间涵道电机旋翼产生的拉力；F1、F2、F3、F4分别为四个副电机旋翼产生的拉力；设它们产生的拉力均与旋翼转速的平方成正比，可得：式中，Ci表示五个电机对应的比例因子；wi表示五个电机对应的转速；进行坐标转换得到地理坐标系下的个方向拉力：根据牛顿经典力学方程：F＝ma(10)将涵道式多旋翼系留无人机看做刚体，建立刚体的位移方程：式中，m表示涵道式多旋翼系留无人机的质量；g表示重力加速度；x、y、z分别表示涵道式多旋翼系留无人机X、Y、Z轴上的位移；Cx、Cy、Cz分别表示涵道式多旋翼系留无人机在X、Y、Z轴上的空气阻力系数，无人机受到的空气阻力与速度的平方成正比；Tx、Ty、Tz分别表示系留线缆在地理坐标系中沿三轴方向的拉力；第2，建立无人机的转动动力学方程：1号、3号旋翼拉力不同，可产生滚转方向上的力矩：Mφ＝l(F3-F1)(12)2号、4号旋翼拉力不同，可产生俯仰方向上的力矩：Mθ＝l(F4-F2)(13)中间0号涵道电机旋翼与1、2、3、4号电机旋翼转向不同所产生的反扭矩之差，可产生偏航方向上的力矩：Mψ＝C(F0-(F1+F3+F2+F4))(14)式中，l表示机架力臂长度；C表示5个旋翼的反扭矩系数(为方便研究，进行了简化)；5个旋翼高速旋转所产生的陀螺力矩，表达式如下：Mgyro＝∑Ω×Hi(15)其中，H为动量矩，定义ωi，i＝0,1,2,3,4为各个螺旋桨的角速度，Jm、Jd分别为主旋翼电机和副旋翼电机对其转动轴的转动惯量，为电机转子的转动惯量与旋翼的转动惯量之和；在机体坐标系下动量矩H可以表示为：综上所述，在机体坐标系种，作用在涵道式多旋翼系留无人机上的外部力矩如下：刚体转动动力学方程：式中，Ω＝[wxwywz]T表示是机体的角速度向量；表示机体转动惯量矩阵；第3，从欧拉角的角速率(φ，θ，ψ)转换到机体坐标系运动的角速度分量(wx,wy,wz)的关系如下：当θ与φ均很小时，可认为：联立以上各式，得机体转动方程：取：式中，U1表示5个旋翼产生的拉力总和；U2表示翻滚方向拉力差；U3表示俯仰方向拉力差；U4表示偏航方向拉力差；Uf表示系统受到的陀螺力矩干扰；第4，整理以上各式，得到无人机的六自由度运动方程：3.根据权利要求2所述涵道式多旋翼系留无人机的控制器设计方法，其特征在于：步骤二所述的获得各电机拉力控制的分配值的过程为，令F1+F3＝F2+F4，结合以下方程:...
【专利技术属性】
技术研发人员：孙一为，伊国兴，张磊，魏振楠，王泽宇，李缘熹，
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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