一种倾转旋翼无人机倾转过程控制方法技术

本发明专利技术公开了一种倾转旋翼无人机倾转过程控制系统的控制方法，

【技术实现步骤摘要】
一种倾转旋翼无人机倾转过程控制方法


[0001]本专利技术属于无人机
，特别涉及一种倾转旋翼无人机倾转过程控制方法
。

技术介绍

[0002]近些年来随着无人机技术的蓬勃发展，涌现出了许多不同构型的倾转旋翼无人机，根据旋翼个数可分为：倾转双旋翼
、
倾转三旋翼
、
倾转四旋翼等布局
。
其中倾转三旋翼无人机能够很好地实现系统复杂度与气动效率的权衡，与倾转双旋翼相比，倾转三旋翼不需要复杂的周期变距结构，具有重量优势；与倾转四旋翼相比，倾转三旋翼无人机具有更高的气动效率
。
[0003]目前大多数倾转旋翼无人机的倾转过程采用快速渡过的策略，控制算法简单粗暴，倾转过程的平滑性和鲁棒性都比较有限
。
但是随着无人机技术的快速发展，其应用场景也在不断拓展，从提高无人机出勤速度
、
改善地面保障条件和增加战场生存能力考虑，用户希望未来无人机能在目标平台正常行驶过程中完成自主起降
。
由于海基或陆基移动平台的速度都远低于固定翼无人机的失速速度，因此现有研究几乎都是采用垂直起降无人机，以多旋翼模式较大姿态倾角跟踪移动平台实现降落，因此在末端接近过程中存在较大的风险，特别是对中大型无人机而言基本不可行
。

技术实现思路

[0004]专利技术目的：为了克服以上不足，本专利技术的目的是提供一种倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，使用了不同于常规多旋翼的控制分配策略，使用两轴拉力和三轴期望力矩作为虚拟控制量，并给出了近似线性的控制分配策略，仿真结果表明飞行控制器可以使无人机在0～
20m/s
的速度范围内均保持俯仰姿态水平，同时能够精准跟踪期望位置和期望速度
。
[0005]技术方案：为了实现上述目的，本专利技术提供了一种倾转旋翼无人机倾转过程控制系统的控制方法，包括：
[0006]S1
：对倾转三旋翼无人机在不同飞行模式下所受的合外力与合力矩进行分析，建立了倾转三旋翼无人机的动力学模型；
[0007]S2
：无人机机翼两侧的动力单元可以倾转角度，在倾转过程中对动力学模型进行线性化处理；
[0008]S3
：通过控制律解算模块和控制分配算法确定速度的旋翼倾转角度和拉力，即通过调节三个螺旋桨的拉力输出以及倾转角度从而实现稳定飞行，通过对倾转三旋翼无人机的动力学模型的配平分析得到前飞速度和旋翼倾转角之间的匹配关系；
[0009]S4
：倾转过程俯仰控制权重分配，即采用两轴拉力两轴拉力和三轴期望力矩作为虚拟控制量，并给出了近似线性的控制分配策略；
[0010]S5
：倾转过程姿态
/
速度解耦控制，即控制分配在满足末端执行部件约束的条件下，根据期望控制力和力矩求解得到作动器的实际控制指令，可以实现控制律与执行机构
的解耦，使飞控系统更好地适应不同布局的无人机
。
[0011]本专利技术所述的一种倾转旋翼无人机倾转过程控制系统的控制方法的步骤
S1
中建立无人机动力学模型中首先需要建立稳定坐标系，并对坐标系进行变换，具体过程如下：
[0012]建立
NED
坐标系，原点
O
为地面某一点
(
通常为飞机起飞位置
)
，
i
i
轴指向正北方向，
j
i
轴指向正东方向，
k
i
轴指向地心或竖直向下，构成右手系；
[0013]建立机体坐标系，通常选取质心为坐标原点，
i
b
轴沿纵向中心线指向机头方向，
j
b
轴指向飞行器的右侧机翼，
k
b
指向飞机腹部，构成右手系；
[0014]稳定坐标系，由于空气作用力伴随着飞机在空气中运动而产生，飞行器相对周围空气的运动速度被定义为空速
V
a
；
[0015]为了使飞行器爬升，飞行时需要使机翼和空速矢量夹角为正，这个角度称为攻角
α
；
[0016]在侧滑角
β
＝0的情况下，
i
s
轴指向风速方向的反向，
j
s
轴垂直于机体对称面指向右侧，
k
s
轴指向机腹下方构成右手系；在不考虑侧滑角的情况下，气动阻力指向
i
s
轴的反方向，升力指向
k
s
轴的反方向；
[0017]坐标系的变换过程如下：
[0018]为了实现在不同的坐标系间的相互转换，使用欧拉角法推导坐标系间相互转换的坐标变换矩阵，一个坐标系相对于另一个坐标系的位置关系可以用三个角度
ψ
、
θ
、
φ
来表示，这三个角度被称为欧拉角；这三个角度为一个坐标系经过连续3次的旋转与另一个坐标系重合过程中转动的角度，坐标变化时旋转的顺序非常重要，通常使用
ZYX
顺序
(
即偏航
‑
俯仰
‑
滚转顺序
)
；
[0019](1)NED
坐标系变换到机体坐标系
[0020][0021]其中
φ
，
θ
，
ψ
分别为滚转角
、
俯仰角和偏航角，进一步化简可得
[0022][0023]其中
c
代表
cos
，
s
代表
sin
；
[0024](2)
稳定坐标系变换到机体坐标系
(
忽略侧滑角的情况下
)
[0025][0026]本专利技术所述的一种倾转旋翼无人机倾转过程控制系统的控制方法的步骤
S1
中建立倾转三旋翼无人机的运动学和动力学模型方法如下：
[0027]传感器能直接得到的是机体坐标系下测量得到的
p、q、r
，因此需要推导角位置
φ
、
θ
、
ψ
和角速度
p、q、r
之间的关系，角速度是在机体坐标系定义的，而角位置是在三个不同的坐标系下定义的；
[0028][0029]将上式化简后进行逆变换，可得到角位置和角速度的关系如下：
[0030][0031]在建立无人机动力学模型过程中，为了降低建模的复杂度，提出以下基本假设：
[0032](1)
忽略飞行器结构的弹性，且飞行过程中质量恒定；
[0033](2)
将地球视为惯性系统，不考虑地球表面曲率；
[0034](3)
飞行过程中高度变化小，可认为重力加速度恒定；
[0035]飞机的运动满足牛本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种倾转旋翼无人机倾转过程控制系统的控制方法，其特征在于：包括：
S1
：对倾转三旋翼无人机在不同飞行模式下所受的合外力与合力矩进行分析，建立了倾转三旋翼无人机的动力学模型；
S2
：无人机机翼两侧的动力单元可以倾转角度，在倾转过程中对动力学模型进行线性化处理；
S3
：通过控制律解算模块和控制分配算法确定速度的旋翼倾转角度和拉力，即通过调节三个螺旋桨的拉力输出以及倾转角度从而实现稳定飞行，通过对倾转三旋翼无人机的动力学模型的配平分析得到前飞速度和旋翼倾转角之间的匹配关系；
S4
：倾转过程俯仰控制权重分配，即采用两轴拉力两轴拉力和三轴期望力矩作为虚拟控制量，并给出了近似线性的控制分配策略；
S5
：倾转过程姿态
/
速度解耦控制，即控制分配在满足末端执行部件约束的条件下，根据期望控制力和力矩求解得到作动器的实际控制指令，可以实现控制律与执行机构的解耦，使飞控系统更好地适应不同布局的无人机
。2.
根据权利要求1所述的倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，其特征在于：步骤
S1
中建立无人机动力学模型中首先需要建立稳定坐标系，并对坐标系进行变换，具体过程如下：建立
NED
坐标系，原点
O
为地面某一点
(
通常为飞机起飞位置
)
，
i
i
轴指向正北方向，
j
i
轴指向正东方向，
k
i
轴指向地心或竖直向下，构成右手系；建立机体坐标系，通常选取质心为坐标原点，
i
b
轴沿纵向中心线指向机头方向，
j
b
轴指向飞行器的右侧机翼，
k
b
指向飞机腹部，构成右手系；稳定坐标系，由于空气作用力伴随着飞机在空气中运动而产生，飞行器相对周围空气的运动速度被定义为空速
V
a
；为了使飞行器爬升，飞行时需要使机翼和空速矢量夹角为正，这个角度称为攻角
α
；在侧滑角
β
＝0的情况下，
i
s
轴指向风速方向的反向，
j
s
轴垂直于机体对称面指向右侧，
k
s
轴指向机腹下方构成右手系；在不考虑侧滑角的情况下，气动阻力指向
i
s
轴的反方向，升力指向
k
s
轴的反方向；坐标系的变换过程如下：为了实现在不同的坐标系间的相互转换，使用欧拉角法推导坐标系间相互转换的坐标变换矩阵，一个坐标系相对于另一个坐标系的位置关系可以用三个角度
ψ
、
θ
、
φ
来表示，这三个角度被称为欧拉角；这三个角度为一个坐标系经过连续3次的旋转与另一个坐标系重合过程中转动的角度，坐标变化时旋转的顺序非常重要，通常使用
ZYX
顺序
(
即偏航
‑
俯仰
‑
滚转顺序
)
；
(1)NED
坐标系变换到机体坐标系变换到机体坐标系其中
φ
，
θ
，
ψ
分别为滚转角
、
俯仰角和偏航角，进一步化简可得
其中
c
代表
cos
，
s
代表
sin
；
(2)
稳定坐标系变换到机体坐标系
(
忽略侧滑角的情况下
)3.
根据权利要求1所述的倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，其特征在于：所述步骤
S1
中建立倾转三旋翼无人机的运动学和动力学模型方法如下：传感器能直接得到的是机体坐标系下测量得到的
p、q、r
，因此需要推导角位置
φ
、
θ
、
ψ
和角速度
p、q、r
之间的关系，角速度是在机体坐标系定义的，而角位置是在三个不同的坐标系下定义的；将上式化简后进行逆变换，可得到角位置和角速度的关系如下：在建立无人机动力学模型过程中，为了降低建模的复杂度，提出以下基本假设：
(1)
忽略飞行器结构的弹性，且飞行过程中质量恒定；
(2)
将地球视为惯性系统，不考虑地球表面曲率；
(3)
飞行过程中高度变化小，可认为重力加速度恒定；飞机的运动满足牛顿运动定律，在惯性坐标系下，力和力矩的方程形式如下：飞机的运动满足牛顿运动定律，在惯性坐标系下，力和力矩的方程形式如下：上式中，
V
是速度，
H
是动量矩，下表
i
代表在惯性坐标系中测量得到的；
H
＝
I
ω
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2.8)
其中，
I
为飞机的惯性矩，
ω
是惯性坐标系中飞机的角速度，代入上式可得力矩表达式为如下形式：由于机体坐标系是非惯性系，相对惯性坐标系存在旋转角速度
ω
b
，力和力矩方程需要进行修正，具体修正方法如下：对于平移运动而言，根据动轴定理，可以修正为如下形式，
其中表示无人机在机体坐标系中的运动速度，代表机体坐标系相对于
NED
坐标系的旋转角速度，表示在机体坐标系下对速度进行求导；代入到平移运动方程，得对于旋转运动，根据动轴定理，旋转运动可以表示为其中代入可得忽略运动过程中惯性矩
I
的变化，即将上式化简可得其中表示在机体坐标系下对角速度进行求导，
ω
b/i
＝
[p q r]
T
，
M
＝
[l m n]
T
表示机体坐标系下作用在无人机重心的力矩，
l、m、n
分别表示绕
x
，
y
，
z
轴的力矩，在之前的假设中，我们假设机体坐标中飞机分别关于
i
b
轴和
k
b
轴对称，这也符合大多数飞机的布局形式，这种情况下，
I
xy
＝
I
yz
＝0；代入到上述方程可得上式中
I
x
，
I
y
，
I
z
，
I
xy
，
I
yz
，
I
xz
分别表示无人机对
x
，
y
，
z
轴和
xy
，
yz
，
xz
平面的惯性矩；经过上述修正后即可得到动力学模型
。4.
据权利要求1所述的倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，其特征在于：所述步骤2中倾转过程中动力学模型线性化的具体方法如下：当无人机以三旋翼模式飞行时，舵面几乎不产生控制力矩，因此不对舵面进行控制，保持各操纵舵面为中立位置，无人机在三旋翼模式的控制量包括三个螺旋桨的转速以及两侧电机的倾转角度，共五个控制量；当三旋翼无人机处于平衡状态时，俯仰配平需要尾部旋翼产生足够的拉力，同时也会产生相应的航向反扭力矩，因此在悬停状态下三旋翼无人机左右两侧旋翼需要维持一定的
差动倾转角度使得航向力矩平衡，无人机在稳定悬停状态时需要满足三轴力矩平衡以及三轴合外力平衡，可得此时三旋翼的平衡方程如下：其中，
R
，
P
，
Y
为三轴期望力矩
(Roll
‑
Pitch
‑
Yaw)
，
F
z
为沿机体轴
k
b
方向的拉力，
F
x
为沿机体轴
i
b
方向的拉力，以上的力与力矩被称为虚拟控制量；可以发现三旋翼无人机的平衡方程涉及较多的三角函数，具有很强的非线性，为了进一步求解，需要对上述方程组进行线性化处理，首先对其中非线性部分的变量做以下变换：代换后可将力与力矩方程组改写为矩阵形式：对线性方程组求解可得对线性方程组求解可得代入无人机结构参数与电机参数可得控制分配矩阵
Q
为根据前文替换关系可解算得五个执行机构的控制量为
将无人机的结构参数与电机参数代入，联立公式
(3.4)
与
(3.5)
可以解得三旋翼无人机在悬停状态时旋翼的转速和倾转角度；将上式的计算结果输入到飞行器执行机构的控制器可实现虚拟控制量与执行机构之间的映射，为了实现多个力和力矩控制分配的均衡性，避免控制分配出现奇异点，可在控制器中分别对虚拟控制量的输出进行限幅；位置控制器与姿态控制器根据期望状态与无人机实际状态的偏差解算得到期望力和期望力矩，但这些输出并不能与三旋翼无人机的五个控制量一一对应，事实上，三旋翼的多个控制量之间相互耦合，要产生期望的力和力矩需要五个控制量协同工作，因此需要设计控制分配算法，将控制器输出的期望力和期望力矩映射到无人机三个旋翼的转速与两侧旋翼的倾转角上；控制分配需要在满足末端执行部件约束条件下，根据期望控制力和力矩求解得到作动器的实际控制指令，可以实现控制律与执行机构的解耦，使飞控系统更好地适应不同布局的无人机
。5.
根据权利要求3所述的倾转旋翼无人机倾转过程控制方法，其特征在于：所述步骤
S3
中确定速度的旋翼倾转角度和拉力的方法如下：无人机机翼两侧的动力单元可以倾转角度，尾部的电机有固定的安装角度，机翼两侧旋翼使用正反桨的设计对螺旋桨产生的反扭力矩进行平衡，三旋翼无人机通过改变前后旋翼拉力大小进行俯仰控制，改变左右两侧旋翼拉力大小实现滚转控制，两侧旋翼进行倾转角度差动，产生航向控制力矩实现航向操纵；当无人机在三旋翼模式下，飞行速度低且两侧旋翼倾转角度较小，可以忽略来流速度对螺旋桨前进比造成的影响，螺旋桨的拉力与扭矩只与螺旋桨的转速相关；螺旋桨在空气中以角速度
ω
旋转时，会产生拉力
F
m
和反扭力矩
M
r
，与转速的关系如下：
F
...

【专利技术属性】
技术研发人员：李军，
申请(专利权)人：任意空间智能装备苏州有限公司，
类型：发明
国别省市：