CN102538828B - 具有多个螺旋桨的旋翼无人机的导航方法 - Google Patents

Abstract

本方法实现了从i)移动状态，到ii)悬停状态的过渡，在移动状态中无人机以一定速度和非零的倾角飞行，在悬停状态中无人机的速度和倾角均为零。本方法包括以下步骤：a)测量初始时刻的水平线速度、倾角和角速度；b)设定制动时间值；c)基于初始的测量数据和设定的制动时间值，将预先确定的预测函数参数化，该预先确定的预测函数对因变于时间的水平线速度的最优连续减小变化进行建模；d)将设定值应用于控制无人机马达的回路，该值对应于由所述参数化的预测函数预先计算得来的目标水平线速度；e)一旦达到悬停状态，就启动悬停飞行控制回路，将无人机维持为速度和倾角相对于地面均为零。

Description

具有多个螺旋桨的旋翼无人机的导航方法

本发明涉及例如四桨直升机等的旋翼无人机。

无人机具有由各马达驱动的多个螺旋桨，这些马达是独立可控的，以便控制无人机的高度和速度。

此类无人机的一个典型例子就是法国巴黎ParrotSA的AR.Drone，其是安装了一组传感器(高度计、三轴陀螺仪、加速度计)的四桨直升机。该无人机还具有前方摄像头来采集无人机前进方向上的场景的图像，以及向下监视的摄像头来采集飞越过的地表的图像。

该无人机由使用者通过遥控设备来控制，遥控设备通过无线电与无人机连接。

WO2010/061099A2(ParrotSA)具体描述了此无人机以及如何通过电话或具有触摸屏和集成在其中的加速度计的多媒体播放器来控制该无人机。

如果以这样的方式来控制马达，即：使得无人机偏转或机鼻向下“俯冲”(以俯仰角偏转)，则它将以随倾角的增加而增加的速度向前移动；相反地，如果它采取在相反方向上的“机鼻向上”姿势，则它的速度会逐渐降低然后反转，向后掉落。类似地，关于滚转轴的偏转(无人机向左或向右倾斜)使得无人机以线性方式向左或向右水平移动。

总的来说，术语“偏转”是用于指代无人机相对于固定地面参照系统水平面的偏转，应理解到，其水平速度的纵向和横向分量以及其关于俯仰轴和滚转轴的偏转是紧密联系的。

无人机还具有自动稳定系统，自动稳定系统特别用于使得无人机自动达到平衡点，并且一旦达到平衡点，就提供所需的校正以维持这个稳定的点，例如校正由诸如空气运动之类的外部作用所引起的平移运动的微小变化。在这个过程中，通过微调来估计传感器的漂移。

惯性传感器(加速度计和陀螺仪)可以相当准确地测量无人机的角速度和姿态角(即，描述无人机相对于绝对地面参照系统的偏转度的欧拉角)。它们所传输的信号可以被用于动态地伺服控制无人机的推力方向与扰流的方向相反，或者与使用者发送给无人机的驾驶指令的方向相反。

高度计是位于无人机下面的超声波测距仪，它传输高度测量数据，以伺服控制推力方向来稳定无人机的高度。

把无人机向下监视摄像头传输回来的图像与加速度计的数据结合起来分析，可以估算出水平面上的线速度(在陆地参照系统水平面上，纵向和横向延伸的两个正交分量所表示的平移运动的速度)，使用软件从由摄像头采集的一张到下一张图像估计其运动，估计所得的运动受比例系数的影响，该比例系数是关于所测高度的函数。多种算法可以在接近悬停飞行状态中的平衡点(在该状态中，所使用的廉价的加速度计由于太大的噪音，经过信号的双层积分后，很难对无人机的速度进行令人满意的估算，因此，利用摄像头测量速度可以补偿这些由传感器引起的偏差)附近，实时地、较为精确地确定水平速度，包括那些接近无人机最高速度(约每秒8米(m/s))的值，和那些很小的值。

特别地，本发明涉及这样的过渡：

从一个状态：其中，无人机高速飞行(并因此具有非零的倾角)，以下称为“移动状态”，并被由使用者发送到无人机的驾驶指令所控制；

到另一个状态：该无人机并不运动，以下称为“悬停”状态，其中，无人机的水平速度为零，并且其倾角同样为零。该状态下，用于将无人机自动稳定在悬停飞行的回路被启动，以维持如上所述的速度和倾斜角均为零的悬停状态。

当使用者触发了从受控导航模式到自动导航模式的切换后，这样的过渡才会发生。在受控制导航模式中，无人机根据使用者通过控制器施加的指令而飞行；在自动导航模式中，无人机仅仅基于其传感器所采集的数据而飞行，并不受使用者方面的干预。

如上述的WO2010/061099A2里所描述的，当使用者“放开”了控制仪，过渡才会发生，例如，手指从仪器的触摸屏上拿开：这种情况下，出于安全原因，无人机就自动进入悬停飞行状态。

为实现这个过渡，自动导航系统将设定值应用于回路来控制无人机的马达，以达到速度和倾角均为零的目标值。

然而，如果将速度和倾角的零目标值直接作为设定值而应用于控制回路，则常常可以看到，无人机达到悬停状态要花费很长的时间，并且是在继续了很长的一段路之后且其速度发生了一次或多次符号改变(即，无人机超过定点、反转、振荡等)之后，这里所涉及的制动时间(即，从过渡的开始起算，达到最终悬停状态所花的时间)与有经验的使用者直接控制的从运动状态到悬停状态的过渡相比，并不是最优的。

本发明的目的在于提供一种方法，使得该方法下的这种过渡可以是完全自动并且优化的，即，快速发生、路线较短、并且无人机的速度不发生符号变化、无人机无振荡，这样可以在最短的时间内达到悬停状态。

如上文所解释的，本发明的方法是实现这样的过渡，从I)初始时刻的运动状态，其中，无人机以非零的水平线速度和相对于水平面的非零倾角飞行，到ii)最终时刻的悬停状态，其中无人机的水平线速度和倾角均为零。

具体来说，该发明包括以下步骤：

a)在初始时刻，获取分别代表水平线速度分量、倾角度和角速度的初始测量数据；

b)设定初始时刻和最终时刻之间的制动时间值；

c)基于步骤a)中获取的初始测量数据和步骤b)中设定的制动时间，将预定的预测函数参数化，该预定的预测函数建模了从初始时刻的速度开始到所设时间结束时的零速度为止的、以时间为函数的水平线速度的最优化连续减小变化；

d)产生用于回路(26-40)的设定值，该回路用于控制无人机的马达(34)，在给定的示例中，这些设定值与基于步骤c)中所参数化的预测函数而预先计算出的目标水平线速度一致；

e)一旦达到悬停状态，就启动悬停飞行控制回路(26-40，48-58)，该悬停飞行控制回路用于将无人机稳定在零水平速度和相对地面的零倾角。

预定的预测函数有利地是多项式函数，特别是四阶多项式函数，并且对该函数进行参数化的步骤c)是一个确定多项式的系数的步骤。

更确切地说，该多项式函数可以是以下形式的函数：

u(t)＝(T-t)³*(au*t+bu)

v(t)＝(T-t)³*(av*t+bv)

其中：

u(t)是预先计算出的目标水平线速度的一个分量；

v(t)是预先计算出的目标水平线速度的另一个分量；

T是在步骤b)中设定的制动时间值；且

au，bu，av和bv是在步骤c)中确定的该多项式的系数。

步骤b)中设定的制动时间值优选地与无人机在初始时刻的线速度有关，和/或与是否在无人机上安装了保护整流罩有关。它与无人机的垂直速度无关。

接下来参照附图对本发明的方法实施进行描述。其中一幅图和另一幅中相同的附图标记用于指示相同或功能相似的元件。

图1是状态图，显示了无人机可能通过的各功能配置。

图2是各传感和控制元件以及无人机自动导航的方框图。

图3是特征曲线图，描绘了利用本发明的预测函数而预先计算出的以时间为函数的速度。

图4显示的是试验结果，给出了应用于无人机伺服控制回路的角度设定值、根据模型预测的倾角、和实际测得的倾角。

图5显示的是试验结果，给出了由模型预测的速度、实际测得的速度、以及将速度设定值持续从一开始就设为零而可能获得的速度曲线。

下面将以对诸如法国巴黎ParrotSA的AR.Drone模型之类的四桨直升机进行导航来具体解释本发明的实施，AR.Drone的模型曾在上述WO2010/061099A2、WO2009/109711A2(描述了基于由高度计和向前监视摄像头提供的信息的自动稳定系统的实例)和FR2915569A1(特别描述了无人机所使用的陀螺仪和加速度计)中进行了详细描述。

无人机具有由马达驱动的四个共面螺旋浆，这些马达是由集成的导航和高度控制系统所独立控制的。

无人机还包括能够获取无人机前进方向情况场景的摄像头，能够获取地面图像的向下监视摄像头，向下监视摄像头也被用于计算平移运动的水平速度。

无人机由遥控设备来控制，该遥控设备是具有触摸屏的设备所构成，触摸屏上显示由前方摄像头采集的图像，并在图像上显示一定数量的符号，这些符号使得仅当使用者的手指触摸屏幕时才以启动控制。该设备特别可以是多媒体设备或个人数字助理，如iphone类型的蜂窝电话或ipodtouch类型的的多媒体播放器(均为美国苹果公司的注册商标)，这些设备集成了各种传感元件，这些传感元件是监测导航指令以及通过Wi-Fi(IEEE802.11)或蓝牙(注册商标)类型的局域网落无线连接而与无人机进行双向数据交换所需要的。

对无人机的导航包括如下的微调：

a)围绕俯仰轴进行转动以向前或向后移动；和/或

b)围绕滚转轴进行转动以向左或向右变向；和/或

c)围绕偏航轴进行转动，以使无人机的主轴线向右或向左旋转，从而令前方摄像头的指向方向和无人机的前进方向也旋转；并且

d)通过改变“节流阀”设置以向上或向下运动，由此分别降低或增加无人机的高度。

当使用者直接从遥控设备发出导航指令时(以“反应”模式导航)，通过以直觉方式而倾斜遥控设备，就可以获得无人机围绕俯仰轴和滚转轴进行旋转的指令a)和b)。例如，为使无人机向前移动，只需将遥控设备围绕俯仰轴向前倾斜；为使无人机向右变向，只需将遥控设备围绕滚转轴向右倾斜，等等。

指令c)和d)是由使用者将手指与触摸屏上的相应区域发生接触的行为而导致的。

图1以状态图的方式，显示了无人机可能处于的各种功能配置。

打开电源并进行一些初始化步骤(框10)后，无人机立刻进入“就绪”状态(框12)，其马达已经准备好启动。

使用者发出的指令使得马达开始运行，无人机起飞(框14)。在此之后，可以进行两种主要的操作模式。

在导航的第一模式或“导航飞行”模式(框16)下，使用者如上文所述的以下组合方式直接对无人机进行操纵：

·首先是通过设备的倾斜探测器所发出的信号：例如，为使无人机向前移动，使用者围绕相应的俯仰轴倾斜设备，为使其向右或向左运动，使用者相对于滚转轴倾斜此设备；并且

·其次是从触摸屏上可获得的指令，特别是“向上/向下”(对应于节流阀控制)和“左转/右转”(使得无人机绕偏航轴进行旋转)。

另一个导航模式(框18)是使用用于稳定悬停飞行的独立系统的自动模式。该自动导航模式在如下特别情况中被启动：

·在起飞阶段的末期；

·一旦使用者的手指离开了设备的触摸屏；或者

·设备和无人机之间的无线链路被中断的场合下。

无论是导航飞行还是悬停飞行，都会在设备上的特定控制键被按下后或者在电池电量过低的情况下经过着陆状态(框20)而结束。进入这个状态会使得马达的运行速度降低，引起高度的相应减小。一旦探测出已经与地面接触，就再次回到框12的“就绪”状态。

同样，在检测到异常的情况下，也有与紧急状态相应的错误状态(框22)，这让马达立刻停止运行。从上述的任何一个状态都可能进入错误状态，特别是在马达故障(螺旋桨被阻挡)、软件异常的情况下，或是加速度计探测到了碰撞的结果。

本发明还特别涉及从导航飞行(移动状态，框16)到稳定飞行(悬停状态，框18)的过渡(框24)：这个构想是为了使该过渡能够循序渐进，使无人机能从以非零倾角和相对较高的水平速度移动的移动状态，进入到无人机是稳定的、并且由自动导航和稳定系统保持在固定位置的悬停状态，这样的过渡在最少量的时间内发生，并且没有水平速度的逆转。

为此目的，本发明提供了预先计算的最佳指令，并且在过渡阶段全程中将相应的适当设定值应用到自动导航系统。

如上所述，当使用者松开控制器以触发从导航飞行到悬停飞行的过渡时就马上应用速度为零的指令并不是使无人机停止的最好方法。

从无人机的初始状态开始(水平速度和倾角)，就计算出最佳角度指令，使无人机在最短时间内速度和倾角达到零。为此目的，通过传递函数对无人机的行为作出预先判断，该传递函数代表了无人机对设定值作出的实时角度响应；这使得可以预测出无人机的行为，并应用最佳设定值来使得无人机在最短时间内停止。

进一步地，规划从导航飞行到悬停飞行的过渡，确保不会超过设定值，即，无人机达到零速度而没有速度的符号变化，即，在停止过程的全程中无人机持续在相同方向上行进而不发生反转。

应该注意，从导航飞行到悬停飞行过渡这一规划，是作用于无人机的水平线速度分量上的，与无人机的垂直速度无关(垂直速度可以是零或可以由使用者来修改)。

还应该注意，从悬停飞行(框18)到导航飞行(框16)的反向过渡在初始状态是零速度和零倾角的状态的情况下并没有增加任何特别的困难，因此，只需要将使用者施加的指令所定义的速度和倾角的目标值应用为速度和倾角的设定值就可以了。

图2是无人机的多个传感器和控制元件以及自动导航的功能性框图。然而应该注意，尽管附图是以互连电路的形式，但各功能实际是通过软件实施的，图仅仅是用于解释说明。

导航系统包含数个嵌套回路，用于控制无人机的角速度和高度，并用于稳定悬停，也用于自动地或响应于使用者的指令来控制高度变化。

用于控制角速度的最内层回路使用由陀螺仪26提供的信号以及由角速度设定值28所形成的参照，这些数据被用作为对角速度校正阶段30的输入。该阶段30特别地使用脉宽调制(PWM)技术而驱动用于马达34控制的阶段32，这样就可以单独控制不同的马达的转速，从而通过由马达所驱动的螺旋桨的组合动作来校正无人机的角速度。

角速度控制回路嵌套在高度控制回路中，高度控制回路基于陀螺仪26和加速度计36传送的信息而运行，这些数据被用作为高度估算阶段38的输入，而高度估算阶段38的输出被施加到比例积分(PI)型阶段40来校正高度。阶段40输出角速度设定值给阶段28，角速度设定值由电路42产生，角速度设定值的产生是源于当无人机处于悬停飞行状态(图1中的框18)或处于导航飞行和悬停飞行之间的过渡状态(框24)时由无人机的自动导航内部所产生的数据，或源于当无人机处于导航飞行配置(图1中的框16)时使用者44直接施加的指令，对这些选项中的一个或另一个的选择由用开关46来表示。

概括地讲，基于设定值(由使用者所施加的或由自动导航内部所产生的)与由高度估算回路38给出的角度测量值之间的误差，高度控制回路(电路26到40)使用电路40中的PI校正器来计算角速度设定值。然后，角速度控制回路(电路26到34)计算出上述角速度设定值与由陀螺仪26实际测得的角速度之间的误差，回路使用这个信息来计算转速设定值(以及上升力设定值)，用于传送给无人机的多个马达以实现使用者原始要求的微调或自动导航的规划。

高度控制回路本身嵌套在悬停飞行控制回路中，悬停飞行控制回路用于自动导航模式操作，在自动导航模式操作中由内部产生的信号来取代使用者施加的设定值。用作为测高仪的垂直视频摄像头48和测距仪传感器50传送被应用于处理器电路52的数据，处理器电路52也接收来自陀螺仪28的数据以对电路54中的估算水平速度施加所期望的校正。水平速度估算值可以由垂直速度估算值来校正，垂直速度估算值是由电路58基于电路52所传送的高度估算值而给出的，而电路52接收来自测距仪传感器50的信息。

由电路54估算的水平速度用于使得电路60按照下述的方式来计算速度设定值，随后，该设定值在被电路42转换成角度设定值后，被用作为高度控制回路的输入。

概括地讲，当自动导航模式被启动时，原由使用者44直接发送的设定值被由用于控制悬停飞行的回路(电路28到60)内部所产生的设定值来取代，该回路计算出设定值传送给高度控制回路(电路28到34)，以使得无人机的速度变为零，从而将无人机保持在速度和倾角均为零的配置中。

考虑都安无人机的垂直运动，使用者44施加一直接被用于电路64的爬升速度设定值(V_Z)，或者施加一被用于电路62的高度设定值，电路62使用电路66在电路56所产生的高度估算值的基础上计算爬升速度设定值。

在任意一种情况下，爬升速度(设定的或计算得出的)都被施加到电路68，电路68将设定的爬升速度V_Z与电路58所传送的相应估算速度进行比较，并且相应地对马达控制数据(电路32)进行修正，以同时增加或降低所有马达的转速，以将爬升速度设定值和爬升速度测量值之间的误差最小化。

在以本发明为特征的方式中，当无人机处于介于导航飞行状态16和悬停飞行状态18之间的过渡阶段(图1中的框24)时，高度控制设定值不是一个零高度设定值(即，因而不是零速度设定值)，而是与无人机可预测行为有关的预先计算出来的使过渡最小化并使达到悬停状态所需的时间最短的设定值。

下面将给出在导航飞行到悬停飞行的过渡阶段期间确定用于控制无人机马达的设定值的详细描述。

水平移动的速度分量记为u和v(u在无人机的前向方向，v在横向方向)，垂直移动的速度记为w，所有这三个速度分量均表示在与无人机有关的参照系统中(并因此与无人机相对于地面参照系的任何倾角无关)。

无人机的四个螺旋桨中的每一个i(i＝1，...，4)都产生与马达转速ω_i的平方成正比的扭矩Γ_i和向上推力F_i：

$\left\{\begin{array}{c}{F}_i=a{\mathrm{\ω}}_i^2\\ {\mathrm{\Γ}}_i=b{\mathrm{\ω}}_i^2\end{array}\right.$

将动力学的基本关系映射到无人机的移动参照系中，因此得到了下面三个等式：

$\stackrel{\·}{u}=(\mathrm{rv}-\mathrm{qw})-g\sin \mathrm{\θ}-\mathrm{Cxu}$

(等式1-3)

其中：

p，q，r是关于三条轴线的角速度；

g是重力加速度；

φ和θ是定义无人机相对于水平面倾斜的两个角度(欧拉角)；

C_X和C_Y是沿两条水平轴线的运动的阻尼系数(代表无人机所受的磨擦力)；

a是将推力和爬升速度与转速ω联系起来的系数；并且

m是无人机的质量。

转动惯量理论同样适用于本系统，仍然映射到移动参照系，得到下列三个等式：

$I_x\stackrel{\·}{p}+\mathrm{qr}(I_z-I_y)=\mathrm{la}({\mathrm{\ω}}_2^2-{\mathrm{\ω}}_4^2)$

$I_y\stackrel{\·}{q}+\mathrm{pr}(I_x-I_z)=\mathrm{la}({\mathrm{\ω}}_1^2-{\mathrm{\ω}}_3^2)$

$I_z\stackrel{\·}{r}+\mathrm{pq}(I_y-I_x)=b({\mathrm{\ω}}_1^2-{\mathrm{\ω}}_2^2+{\mathrm{\ω}}_3^2-{\mathrm{\ω}}_4^2)$ (等式4-6)

其中：

I_x，I_y和I_z是代表无人机关于三条轴线的惯性力矩的参数，l是发动机与无人机重心之间的距离。

在这些等式中，等式左侧的第一项相当于本系统的转动惯量，第二项代表了科氏力对转动惯量的影响，等式右侧相当于由每个螺旋桨的螺旋桨产生的爬升力F_i和扭矩G_i所引起的力矩。

最后，下面涉及到三个欧拉角φ，θ和ψ的关系式也同样适用：

(等式7-9)

这样，本系统的行为就可以用含九个未知数的九个等式来描述。

在无人机水平悬停(零速度和倾角)的平衡点附近，适用下列情况：

u＝v＝w＝θ＝φ＝0

等式1-9就变成了：

p＝q＝r＝0，ω₁＝ω₃，ω₂＝ω₄，ω₁＝ω₂

这样，在平衡点附近：

${\mathrm{\ω}}_1={\mathrm{\ω}}_2={\mathrm{\ω}}_3={\mathrm{\ω}}_4=\frac{1}{2}\sqrt{\frac{\mathrm{mg}}{a}}={\mathrm{\ω}}_0$

记w_i＝ω_i-ω₀，其中i＝1，......，4，将上述等式1到9线性化为关于平衡点的一级方程，就得到如下的线性方程系统：

(等式10-18)

这就得到了无人机的行为模型，该模型用于预测无人机在过渡阶段的行为，并且在所述阶段期间被使用。

接下来的步骤包括定义该阶段期间的最佳路线。

过渡阶段是指以最短的时间到达悬停状态的方式从状态到达状态

通过定义目标路线的形状(目标路线是基于模型来规划的)，并通过将诸个设定值应用到自动导航以使自动导航尽可能地遵循该目标路线，能将速度u和v逐渐变为零。

沿着每一条轴线，等式系统都具有两个初始条件：u≠0且θ≠0，以及两个最终条件：u＝0且θ＝0(同样的：v≠0，θ≠0和v＝0，θ＝0)。

因此，有必要用四阶多项式来求解这个系统。

在此使用了关于t(时间参数)和以下四阶多项式：

$u\left(t\right)={(T-t)}^3*(\mathrm{au}*t+\mathrm{bu})$

v(t)＝(T-t)³*(av*t+bv)

(等式19-20)

这些多项式对应于目标速度，该目标速度被赋予无人机以在事先设定好的时间长度T内达到悬停状态(下面将解释如何能够根据初始时刻的飞行条件来确定此制动时间)。

为得到该多项式，需要确定以下两对系数(au，bu)和(av，bv)。

由初始条件，可得到下列等式：

其中：

u(0)＝(T)³*bu

v(0)＝(T)³*bv

$\mathrm{bu}=\frac{u\left(0\right)}{{\left(T\right)}^3}$

$\mathrm{bv}=\frac{v\left(0\right)}{{\left(T\right)}^3}$

(等式21-22)

并且可以看到，以同样的方式可以得到下列等式：

$\mathrm{au}=\frac{1}{T^3}*(g*\mathrm{\θ}\left(0\right)+\mathrm{Cx}*u\left(0\right)-3*\frac{u\left(0\right)}{T})$

(等式23-24)

这样就可以清楚地将多项式等式19和20参数化，从而可以获得以设定的制动时间T，初始速度u(0)和v(0)，以及初始倾斜角度φ(0)和θ(0)为函数的在任意时刻t的水平速度的两个分量u或v。

图3显示了由等式19的多项式关系来定义速度分量u(t)的曲线形状，其中T＝0.7秒(s)，初始条件为u(0)＝1m/s并且θ(0)＝0°，由此计算出参数au＝6.0479和bu＝2.9155。

应当注意的是，从1m/s的初始速度单向地(即，无反向)速度下降，在设定时间T＝0.7s的终点，减少到速度为零。

还应该注意，在终点(T＝0.7s)附近，曲线的切线斜率为零，这证明了多项式的次数。

一旦确定了目标水平速度，就可以合理地确定出在每个时刻t被应用于无人机的高度控制回路的对应角度设定值(在图2的电路42的输出上传递出的设定值)。

无人机的角度变化函数是事先确定好的，并且因此无人机的在角度设定值方面的行为是已知的。

在将au，av，bu和bv确定为是无人机各个传感器所测量出的初始条件的函数、并且是设定时间值T的函数之后，就可以计算出对于每一时刻t的以下值：u(t)、du(t)/dt、d²u(t)/dt²、以及d³u(t)/dt³、同样的：v(t)、dv(t)/dt、d²v(t)/dt²、以及d³v(t)/dt³。

通过使用下列两个变换函数：

$\frac{\mathrm{\θ}\left(p\right)}{\mathrm{\θref}\left(p\right)}=\frac{75/90}{\frac{p^2}{90}+\frac{12}{90}*p+1}$

(等式25-26)

其中p是拉普拉斯变换的复变量，就可以得到给出在每个时刻的角度设定值的两个不同等式：

$\mathrm{\θref}\left(t\right)=\frac{1}{75}*(\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}\left(t\right)}+12*\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}\left(t\right)}+90*\mathrm{\θ}\left(t\right))$

(等式27-28)

物理方程同样给出：

$\stackrel{\·}{u\left(t\right)}=-g*\mathrm{\θ}-\mathrm{Cx}*u\left(t\right)$

$\⇔\mathrm{\θ}=-\frac{1}{g}(\stackrel{\·}{u\left(t\right)}+\mathrm{Cx}*u\left(t\right))$

所期望的值u(t)和v(t)由计算等式19和20的预先计算出的多项式来给出。通过连续的微分，可以得到θ(t)，这样可以得到用于无人机高度控制回路的设定值θ_ref(t)(同样适用于角φ)。该控制最优于在设定时间内停止无人机。

图4和图5示出了初始速度为大约3m/s，初始角度为-15°，设定的制动时间为1.5s的飞行中所获得的测试结果。

图4示出了由模型预测的倾角θ(t)的变化程度、实际测得的该角度(被证明是与预测的角度非常接近)的变化程度、以及被应用在无人机高度控制回路中以获得根据模型所预测的角度的设定角度值θ_ref(t)的变化程度。

图5显示了多项式函数所给出的目标速度u(t)的变化程度，以及实际测得的速度(被证明是与目标速度非常接近)的变化程度。该图还示出了如果在过渡阶段的一开始就立刻应用零速度设定值(而不是应用常规的下降目标速度)所观察到的速度曲线的形状。

在图4和5中可以看到，在设定的制动时间的末端，速度和角度均在没有过头的情况下达到了零，也因此没有任何速度符号上的变化、，即，没有发生无人机超过悬停点之后反转的情况(就像在图5中虚线所示的，使用零速度设定值时发生的那样)。

设定的制动时间有利地是因变于无人机在初始时刻的飞行条件的参数。

具体来说，可能将制动时间选择为因变于无人机的初始速度：无人机的初始速度越快，设定的制动时间就越长。

同样地，无人机可以在具有或没有碰撞保护整流罩的情况下飞行。带整流罩的飞行使得无人机的惯性矩更大，因此就需要更大的动力来控制；系统的整个反应时间因此降低，所以设定的制动时间就需要更长。

作为举例，可以从下表中选择因变于这两个参数的制动时间：

初始速度	具有整流罩	没有整流罩
			V0＜3m/s	1.5s	1.7s
3m/s＜V0＜6m/s	2.2s	0.7s.
			V0＞6m/s	2.4s	1.5s

可以通过试验来获得这些值，这些值在保持恒定高度的情况下对制动时间进行优化。

Claims (4)

1.一种控制旋翼无人机的方法，所述旋翼无人机具有多个螺旋桨，所述多个螺旋桨分别被独立受控的马达所驱动，用于控制所述无人机的高度和速度，

所述方法是用于实现以下过渡过程的方法：

-从初始时刻的移动状态(16)，其中，无人机以非零的水平线速度和相对于水平面的非零倾角飞行；

-过渡到最终时刻的悬停状态(18)，其中，无人机具有零线速度和零倾角；

所述方法的特征在于包括以下步骤：

a)在初始时刻，获取代表水平线速度分量、倾角和角速度的初始测量数据；

b)设定初始时刻和最终时刻之间的制动时间值；

c)基于步骤a)中获取的初始测量数据和步骤b)中设定的制动时间，将预先确定的预测函数参数化，所述预先确定的预测函数对从初始时刻的速度开始到设定时间结束时的零速度为止的、因变于时间的水平线速度的最优化连续减小变化进行建模；

d)产生用于高度控制回路(26-40)的设定值，用于控制无人机的马达(34)，这些设定值对应于基于步骤c)中所参数化的预测函数的在给定时间的预先计算出的目标水平线速度；

e)一旦达到悬停状态，就启动悬停飞行控制回路(26-40，48-58)，悬停飞行控制回路适用于将所述无人机稳定为具有零水平速度和相对地面零倾角的，其中所述预先确定的预测函数是多项式函数，且对所述函数进行参数化的步骤c)是确定所述多项式的系数的步骤，其中所述多项式函数是以下类型的函数：

u(t)＝(T-t)³*(au*t+bu)

v(t)＝(T-t)³*(av*t+bv)

其中：

u(t)是预先计算出的目标水平线速度的一个分量；

v(t)是预先计算出的目标水平线速度的另一个分量；

T是在步骤b)中设定的制动时间；以及

au,bu,av和bv是在步骤c)中确定的多项式的系数。

2.如权利要求1所述方法，其中在步骤b)中设定的制动时间值是因变于所述无人机在初始时刻的水平线速度的值。

3.如权利要求1所述方法，其中在步骤b)中设定的制动时间值是因变于所述无人机是否安装有整流罩的值。

4.如权利要求1所述方法，其中在步骤b)中设定的制动时间值是与所述无人机的垂直速度无关的值。