CN104699106A - 一种八旋翼飞行器的控制分配方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种八旋翼飞行器的控制分配方法，可应用于八旋翼飞行器的飞行控制。本发明首先计算得到期望的姿态角和高度值，并分别与姿态角和高度传感器反馈的实际姿态角和高度值相减，得到姿态角和高度的控制误差。控制量解算模块通过对姿态角和高度的控制误差的解算，得到相应的四个控制量，分别为：俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量，通过控制分配模块对以上四个控制量进行控制分配，得到八个旋翼的控制量。将八个旋翼的控制量给到八旋翼飞行器相应的执行机构，可实现对八旋翼飞行器的有效控制。本控制分配方法简单，易于实现，效率较高，且物理概念清晰，和八旋翼的控制器集成在一起，共同实现对八旋翼飞行器的有效控制。

Description

一种八旋翼飞行器的控制分配方法

技术领域

本发明涉及八旋翼飞行器的飞行控制领域，尤其涉及一种八旋翼飞行器的控制分配方法。

背景技术

八旋翼飞行器载重量相对较大，机动灵活，是一种应用前景极广的多旋翼飞行器。八旋翼飞行器是一个多变量、非线性、强耦合的系统，其控制相对一般的控制对象来说比较复杂。对于八旋翼飞行器的控制器，其输出一般为四个控制量：俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量。在得到八旋翼的四个控制量以后，如何将这四个控制量有效的分配给多个单独的旋翼，使多个旋翼高效、协调的一起工作，是实现八旋翼控制必不可少的一个步骤。而在现有的文献和公开的资料中，并没有公开的八旋翼飞行器的控制分配方法。

发明内容

本发明的目的在于：针对上述存在的问题，提供一种八旋翼飞行器的控制分配方法。该控制分配方法易于实现，效率较高，可以方便的和八旋翼的控制器集成在一起，共同实现对八旋翼飞行器的有效控制。

本发明的技术方案：一种八旋翼飞行器的控制分配方法，其先根据相应的姿态角和高度指令，计算得到期望的姿态角和高度值，并分别与姿态角和高度传感器反馈的八旋翼飞行器实际的姿态角和高度值相减，得到姿态角和高度的控制误差，然后通过对姿态角和高度的控制误差的解算，得到相应的四个控制量，分别为：俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量，以基于临近原则的控制分配方法对以上四个控制量进行分配，从而得到八个旋翼的控制量。

所述的八旋翼飞行器的控制分配方法，其具体步骤如下：

步骤一：通过八旋翼飞行器上的姿态传感器和位置传感器得到八旋翼飞行器当前的姿态角和高度，通过姿态角和高度控制指令得到期望的姿态角和高度值，两者相减，得到姿态角和高度的控制误差。

设姿态角和高度指令为[pitch_RC,roll_RC,yaw_RC,height_RC]^T，其中pitch_RC为俯仰角指令，roll_RC为滚转角指令，yaw_RC为偏航角指令，height_RC为高度指令，得到的期望姿态角和高度值为[pitchC,rollC,yawC,heightC]^T，其中pitchC为期望俯仰角值，rollC为期望滚转角值，yawC为期望偏航角值，heightC为期望高度值，通过姿态传感器和位置传感器得到的八旋翼飞行器当前的姿态角和高度为[pitch,roll,yaw,height]^T，其中pitch为当前俯仰角，roll为当前滚转角，yaw为当前偏航角，height为当前高度，则当前姿态角和高度的控制误差为：

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δpitch}\\ \mathrm{\Δroll}\\ \mathrm{\Δyaw}\\ \mathrm{\Δheight}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}\mathrm{pitch}\_\mathrm{RC}\\ \mathrm{roll}\_\mathrm{RC}\\ \mathrm{yaw}\_\mathrm{RC}\\ \mathrm{height}\_\mathrm{RC}\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}\mathrm{pitchC}\\ \mathrm{rollC}\\ \mathrm{yawC}\\ \mathrm{heightC}\end{array}\right];$

步骤二：对当前姿态角和高度的控制误差进行计算，得到八旋翼飞行器的四个控制量[upitch,uroll,uyaw,uheight]^T，其中upitch为俯仰角控制量，uroll为滚转角控制量，uyaw为偏航角控制量，uheight为高度控制量。

步骤三：采用基于临近原则的控制分配方法对控制量[upitch,uroll,uyaw,uheight]^T进行分配，八旋翼飞行器的X轴选取在两个旋翼轴之间，Y轴与X轴垂直，则和X轴正轴、X轴负轴、Y轴正轴、Y轴负轴相临近的分别各有两个旋翼，并且这两个旋翼同相应轴的夹角均为22.5°；在构造控制分配矩阵时，相应轴上的控制量只等量分配给临近的旋翼，而不分配给其他旋翼，这样就将临近一个轴的两个旋翼当做一个虚拟的旋翼来控制，整个八旋翼飞行器近似当做一个“十字型”的四旋翼来控制；这样可以最大限度的简化控制分配过程，且物理概念清晰，构造完成控制分配矩阵后，其同控制量相乘，得到八旋翼飞行器各个旋翼的控制量U(k)。

步骤四：将八旋翼飞行器各个旋翼的控制量分别送给相应的执行机构，从而得到各个旋翼相应的转速，产生期望的控制力和控制力矩。

步骤五：在后续的飞行控制过程中，不断重复之前的四个步骤，从而实现对八旋翼飞行器的有效控制。

所述的八旋翼飞行器的控制分配方法，其步骤二中，对当前姿态角和高度的控制误差进行计算的控制方法包括PID控制方法、动态逆控制方法、反步法、H∞控制、LQR控制、特征配置控制方法、自抗扰方法等。

采用基于临近原则的控制分配方法对控制量[upitch,uroll,uyaw,uheight]^T进行分配，八旋翼飞行器的X轴选取在两个旋翼轴之间，Y轴与X轴垂直，则和X轴正轴、X轴负轴、Y轴正轴、Y轴负轴相临近的分别各有两个旋翼，并且这两个旋翼同相应轴的夹角均为22.5°；在构造控制分配矩阵时，相应轴上的控制量只等量分配给临近的旋翼，而不分配给其他旋翼，则构造的控制分配矩阵如下所示：

各个旋翼的控制量U(k)的计算公式为：

其中，U(1)到U(8)分别表示旋翼1到旋翼8相应的控制量。

本发明的优点在于：

（1）本发明提供的基于临近原则的控制分配方法适用于八旋翼飞行器，可以对八旋翼飞行器的俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量进行分配，分配效率较高，可以实现对八旋翼飞行器的有效控制。

（2）本发明提供的基于临近原则的控制分配方法，在构造控制分配矩阵时，相应轴上的控制量只分配给临近的旋翼，而不分配给其他旋翼，这样就将临近一个轴的两个旋翼当做一个虚拟的旋翼来控制，整个八旋翼飞行器近似当做一个“十字型”的四旋翼来控制。这样可以最大限度的简化控制分配过程，发挥每个旋翼的作用，且物理概念清晰。

（3）本发明提供的基于临近原则的控制分配方法原理简单，易于实现。

附图说明

图1为本发明的原理结构图。

图2为八旋翼结构示意图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图和实施例，对本发明进行进一步的详细说明。需要明确的是，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，而并不用于限定本发明。

本发明提供一种八旋翼飞行器的控制分配方法，其原理结构如图1所示。期望姿态角和高度计算模块根据相应的姿态角和高度指令，计算得到期望的姿态角和高度值，并与姿态角和高度传感器反馈的八旋翼飞行器实际的姿态角和高度值相减，得到姿态角和高度的控制误差。控制量解算模块通过对姿态角和高度的控制误差的解算，得到相应的四个控制量，分别为：俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量，通过控制分配模块对以上四个控制量进行分配，从而得到各个旋翼的控制量。将各个旋翼的控制量给到八旋翼飞行器相应的执行机构，进而实现对八旋翼飞行器的有效控制。具体包括以下几个步骤：

步骤一：通过八旋翼飞行器上的姿态传感器和位置传感器得到八旋翼飞行器当前的姿态角和高度，通过姿态角和高度控制指令得到期望的姿态角和高度值，两者相减，得到姿态角和高度的控制误差。

设姿态角和高度指令为[pitch_RC,roll_RC,yaw_RC,height_RC]^T，其中pitch_RC为俯仰角指令，roll_RC为滚转角指令，yaw_RC为偏航角指令，height_RC为高度指令，得到的期望姿态角和高度值为[pitchC,rollC,yawC,heightC]^T，其中pitchC为期望俯仰角值，rollC为期望滚转角值，yawC为期望偏航角值，heightC为期望高度值，通过姿态传感器和位置传感器得到的八旋翼飞行器当前的姿态角和高度为[pitch,roll,yaw,height]^T，其中pitch为当前俯仰角，roll为当前滚转角，yaw为当前偏航角，height为当前高度，则当前姿态角和高度的控制误差为：

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δpitch}\\ \mathrm{\Δroll}\\ \mathrm{\Δyaw}\\ \mathrm{\Δheight}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}\mathrm{pitch}\_\mathrm{RC}\\ \mathrm{roll}\_\mathrm{RC}\\ \mathrm{yaw}\_\mathrm{RC}\\ \mathrm{height}\_\mathrm{RC}\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}\mathrm{pitchC}\\ \mathrm{rollC}\\ \mathrm{yawC}\\ \mathrm{heightC}\end{array}\right].$

步骤二：对当前姿态角和高度的控制误差进行计算，得到八旋翼飞行器的四个控制量[upitch,uroll,uyaw,uheight]^T，其中upitch为俯仰角控制量，uroll为滚转角控制量，uyaw为偏航角控制量，uheight为高度控制量；对当前姿态角和高度的控制误差进行计算时，可以采用的控制方法包括PID控制方法、动态逆控制方法、反步法、H∞控制、LQR控制、特征配置控制方法、自抗扰方法等。采用最常见的PID控制方法时，其计算公式如下：

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{upitch}=\mathrm{Kp}\_\mathrm{pitch}*\mathrm{\Δpitch}+\mathrm{Kd}\_\mathrm{pitch}*\stackrel{\·}{\mathrm{pitch}}+\mathrm{Ki}\_\mathrm{pitch}*\mathrm{\Σ\Δpitch}\\ \mathrm{uroll}=\mathrm{Kp}\_\mathrm{roll}*\mathrm{\Δroll}+\mathrm{Kd}\_\mathrm{roll}*\stackrel{\·}{\mathrm{roll}}+\mathrm{Ki}\_\mathrm{roll}*\mathrm{\Σ\Δroll}\\ \mathrm{uyaw}=\mathrm{Kp}\_\mathrm{yaw}*\mathrm{\Δyaw}+\mathrm{Kd}\_\mathrm{yaw}*\stackrel{\·}{\mathrm{yaw}}+\mathrm{Ki}\_\mathrm{yaw}*\mathrm{\Σ\Δyaw}\\ \mathrm{uheight}=\mathrm{Kp}\_\mathrm{height}*\mathrm{\Δheight}+\mathrm{Kd}\_\mathrm{height}*\stackrel{\·}{\mathrm{height}}+\mathrm{Ki}\_\mathrm{height}*\mathrm{\Σ\Δheight}\end{array}\right.$

其中，Kp_pitch、Kd_pitch、Ki_pitch分别为俯仰控制的比例系数、微分系数和积分系数；Kp_roll、Kd_roll、Ki_roll分别为滚转控制的比例系数、微分系数和积分系数；Kp_yaw、Kd_yaw、Ki_yaw分别为偏航控制的比例系数、微分系数和积分系数；Kp_height、Kd_height、Ki_height分别为高度控制的比例系数、微分系数和积分系数；为俯仰角速度，为滚转角速度，为偏航角速度，为升降速度。

步骤三：采用基于临近原则的控制分配方法对控制量[upitch,uroll,uyaw,uheight]^T进行分配，八旋翼飞行器的X轴选取在两个旋翼轴之间，Y轴与X轴垂直，则和X轴正轴、X轴负轴、Y轴正轴、Y轴负轴相临近的分别各有两个旋翼，并且这两个旋翼同相应轴的夹角均为22.5°；在构造控制分配矩阵时，相应轴上的控制量只等量分配给临近的旋翼，而不分配给其他旋翼，这样就将临近一个轴的两个旋翼当做一个虚拟的旋翼来控制，整个八旋翼飞行器近似当做一个“十字型”的四旋翼来控制；这样可以最大限度的简化控制分配过程，且物理概念清晰，构造完成控制分配矩阵后，其同控制量相乘，得到八旋翼飞行器各个旋翼的控制量U(k)。

步骤四：将八旋翼飞行器各个旋翼的控制量分别送给相应的执行机构，从而得到各个旋翼相应的转速，产生期望的控制力和控制力矩。

步骤五：在后续的飞行控制过程中，不断重复之前的四个步骤，从而实现对八旋翼飞行器的有效控制。

所述的八旋翼飞行器的控制分配方法，其步骤二中，对当前姿态角和高度的控制误差进行计算的控制方法包括PID控制方法、动态逆控制方法、反步法、H∞控制、LQR控制、特征配置控制方法、自抗扰方法等。

采用基于临近原则的控制分配方法对控制量[upitch,uroll,uyaw,uheight]^T进行分配，八旋翼飞行器的X轴选取在两个旋翼轴之间，Y轴与X轴垂直，则和X轴正轴、X轴负轴、Y轴正轴、Y轴负轴相临近的分别各有两个旋翼，并且这两个旋翼同相应轴的夹角均为22.5°；在构造控制分配矩阵时，相应轴上的控制量只等量分配给临近的旋翼，而不分配给其他旋翼，则构造的控制分配矩阵如下所示：

各个旋翼的控制量U(k)的计算公式为：

其中，U(1)到U(8)分别表示旋翼1到旋翼8相应的控制量。

Claims (4)

1.一种八旋翼飞行器的控制分配方法，其特征在于，先根据相应的姿态角和高度指令，计算得到期望的姿态角和高度值，并分别与姿态角和高度传感器反馈的八旋翼飞行器实际的姿态角和高度值相减，得到姿态角和高度的控制误差，然后通过对姿态角和高度的控制误差的解算，得到相应的四个控制量，分别为：俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量，以基于临近原则的控制分配方法对以上四个控制量进行分配，从而得到八个旋翼的控制量。 

2.根据权利要求1所述的八旋翼飞行器的控制分配方法，其特征在于，具体步骤如下： 

步骤一：通过八旋翼飞行器上的姿态传感器和位置传感器得到八旋翼飞行器当前的姿态角和高度，通过姿态角和高度控制指令得到期望的姿态角和高度值，两者相减，得到姿态角和高度的控制误差； 

设姿态角和高度指令为[pitch_RC,roll_RC,yaw_RC,height_RC]^T，其中pitch_RC为俯仰角指令，roll_RC为滚转角指令，yaw_RC为偏航角指令，height_RC为高度指令，得到的期望姿态角和高度值为[pitchC,rollC,yawC,heightC]^T，其中pitchC为期望俯仰角值，rollC为期望滚转角值，yawC为期望偏航角值，heightC为期望高度值，通过姿态传感器和位置传感器得到的八旋翼飞行器当前的姿态角和高度为[pitch,roll,yaw,height]^T，其中pitch为当前俯仰角，roll为当前滚转角，yaw为当前偏航角，height为当前高度，则当前姿态角和高度的控制误差为： 

步骤二：对当前姿态角和高度的控制误差进行计算，得到八旋翼飞行器的四个控制量[upitch,uroll,uyaw,uheight]^T，其中upitch为俯仰角控制量，uroll为滚转角控制量，uyaw为偏航角控制量，uheight为高度控制量； 

步骤三：采用基于临近原则的控制分配方法对控制量 [upitch,uroll,uyaw,uheight]^T进行分配，八旋翼飞行器的X轴选取在两个旋翼轴之间，Y轴与X轴垂直，则和X轴正轴、X轴负轴、Y轴正轴、Y轴负轴相临近的分别各有两个旋翼，并且这两个旋翼同相应轴的夹角均为22.5°；在构造控制分配矩阵时，相应轴上的控制量只等量分配给临近的旋翼，而不分配给其他旋翼，这样就将临近一个轴的两个旋翼当做一个虚拟的旋翼来控制，整个八旋翼飞行器近似当做一个“十字型”的四旋翼来控制；这样可以最大限度的简化控制分配过程，且物理概念清晰，构造完成控制分配矩阵后，其同控制量相乘，得到八旋翼飞行器各个旋翼的控制量U(k)； 

步骤四：将八旋翼飞行器各个旋翼的控制量分别送给相应的执行机构，从而得到各个旋翼相应的转速，产生期望的控制力和控制力矩； 

步骤五：在后续的飞行控制过程中，不断重复之前的四个步骤，从而实现对八旋翼飞行器的有效控制。 

3.根据权利要求2所述的八旋翼飞行器的控制分配方法，其特征在于，步骤二中，对当前姿态角和高度的控制误差进行计算的控制方法包括PID控制方法或动态逆控制方法或反步法或H∞控制或LQR控制或特征配置控制方法或自抗扰方法。 

4.根据权利要求3所述的多旋翼飞行器的控制分配方法，其特征在于，采用基于临近原则的控制分配方法对控制量[upitch,uroll,uyaw,uheight]^T进行分配，八旋翼飞行器的X轴选取在两个旋翼轴之间，Y轴与X轴垂直，则和X轴正轴、X轴负轴、Y轴正轴、Y轴负轴相临近的分别各有两个旋翼，并且这两个旋翼同相应轴的夹角均为22.5°；在构造控制分配矩阵时，相应轴上的控制量只等量分配给临近的旋翼，而不分配给其他旋翼，则构造的控制分配矩阵如下所示： 

各个旋翼的控制量U(k)的计算公式为： 

其中，U(1)到U(8)分别表示旋翼1到旋翼8相应的控制量。