CN105620744B - 四旋翼飞行器趋同控制方法及装置 - Google Patents
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Abstract
本发明实施例提供了一种四旋翼飞行器趋同控制方法、装置及系统与四旋翼飞行器，其中，该方法包括：接收第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息；依据预先建立的第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出所述第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力，以便使所述第一四旋翼飞行器趋向于所述第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围。采用本发明实施例提供的四旋翼飞行器趋同控制方法、装置及系统与四旋翼飞行器可以实现第一四旋翼飞行器向第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器趋同的目的。
Description
技术领域
本发明涉及航天技术领域，更具体的说，是涉及四旋翼飞行器趋同控制方法、装置及系统与四旋翼飞行器。
背景技术
近年来，四旋翼飞行器收到越来越多的关注和研究，由于它结构简单、轻巧灵便且无人驾驶，被广泛应用于军事和民用领域，譬如对复杂战场的搜救、侦查，森林火灾的监测、营救。
四旋翼飞行器的四个螺旋桨，即螺旋桨1、螺旋桨2、螺旋桨3以及螺旋桨4，分布在机体101的前后、左右四个方向，四个螺旋桨处于同一高度平面，每一螺旋桨对应一发动机，发动机对称的安装在四旋翼飞行器的支架5端，如图1所示。四旋翼飞行器通过调节上述四个发动机的转速来改变与其对应的螺旋桨的转速，实现该发动机的推力的变化，从而控制四旋翼飞行器的位置状态和偏航角Φ，该位置状态包括水平位置状态以及垂直位置状态。
在实现本发明创造的过程中，发明人发现，现有技术主要集中于单个四旋翼飞行器的控制方法，还未研究多四旋翼飞行器系统的趋同控制方法，上述多四旋翼飞行器系统是指多个四旋翼飞行器共同飞行的状态。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种四旋翼飞行器趋同控制方法、装置及系统与四旋翼飞行器，以克服现有技术中没有多四旋翼飞行器系统的趋同控制方法的问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
第一方面，一种四旋翼飞行器趋同控制方法，应用于第一四旋翼飞行器，所述第一四旋翼飞行器属于多四旋翼飞行器系统，所述多四旋翼飞行器系统形成的通信拓扑图包括联合有向生成树，所述多四旋翼飞行器系统至少包括所述第一四旋翼飞行器以及第二四旋翼飞行器集合，所述第二四旋翼飞行器集合由能够向所述第一四旋翼飞行器进行通信的一个或多个四旋翼飞行器组成，所述第一四旋翼飞行器的动态模型包括四阶欠驱动子系统以及二阶全驱动子系统，所述四阶欠驱动子系统包括所述第一四旋翼飞行器的水平位置状态、翻滚角以及俯仰角，所述二阶全驱动子系统包括所述第一四旋翼飞行器的垂直位置状态、偏航角以及地面反作用力，所述四旋翼飞行器驱动控制方法包括：接收所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息包括水平位置状态、垂直位置状态、翻滚角、俯仰角以及偏航角；依据预先建立的所述第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、所述地面反作用力、所述第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出所述第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力，以便使所述第一四旋翼飞行器趋向于所述第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围。
在第一方面的第一种可能实现方式中，所述第一四旋翼飞行器处于飞行状态，所述多四旋翼飞行器系统中至少一个四旋翼飞行器处于静止状态，所述依据预先建立的所述第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、所述地面反作用力、所述第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及接收到的所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出所述第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力，以便使所述第一四旋翼飞行器趋向于所述第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围包括：依据预先建立的所述第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、所述地面反作用力、所述第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出与所述四阶欠驱动子系统对应的逐步后推控制条件，以及与所述二阶全驱动子系统对应的滑模控制条件；根据所述逐步后推控制条件、所述滑模控制条件以及所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，计算出所述第一四旋翼飞行器的四个发送机的推力，以便将所述第一四旋翼飞行器的位置状态收敛至与所述第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围。
在第一方面的第二种可能实现方式中，所述多四旋翼飞行器中的各个四旋翼飞行器均处于飞行状态，所述依据预先建立的所述第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、所述地面反作用力、所述第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及接收到的所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出所述第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力，以便使所述第一四旋翼飞行器趋向于所述第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围包括：依据预先建立的所述第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力、所述地面反作用力、所述第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出与所述四阶欠驱动子系统对应的分布式滑模控制条件，以及与所述二阶全驱动子系统对应的分布式状态反馈控制条件；根据所述分布式滑模控制条件、所述分布式状态反馈控制条件以所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，计算出所述第一四旋翼飞行器的四个发送机的推力，以便将所述第一四旋翼飞行器的位置状态牵引至所述第一空间位置范围，以及控制所述第一四旋翼飞行器的水平位置状态收敛的误差。
第二方面，一种四旋翼飞行器趋同控制装置，应用于第一四旋翼飞行器，所述第一四旋翼飞行器属于多四旋翼飞行器系统，所述多四旋翼飞行器系统形成的通信拓扑图包括联合有向生成树，所述多四旋翼飞行器系统至少包括所述第一四旋翼飞行器以及第二四旋翼飞行器集合，所述第二四旋翼飞行器集合由能够向所述第一四旋翼飞行器进行通信的一个或多个四旋翼飞行器组成，所述第一四旋翼飞行器的动态模型包括四阶欠驱动子系统以及二阶全驱动子系统，所述四阶欠驱动子系统包括所述第一四旋翼飞行器的水平位置状态、翻滚角以及俯仰角，所述二阶全驱动子系统包括所述第一四旋翼飞行器的垂直位置状态、偏航角以及地面反作用力，所述四旋翼飞行器驱动控制装置包括：接收模块，用于接收第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息包括水平位置状态、垂直位置状态、翻滚角、俯仰角以及偏航角；确定模块，用于依据预先建立的所述第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、所述地面反作用力、所述第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出所述第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力，以便使所述第一四旋翼飞行器趋向于所述第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围。
在第二方面的第一种可能实现方式中，所述第一四旋翼飞行器处于飞行状态，所述多四旋翼飞行器系统中至少一个四旋翼飞行器处于静止状态，所述确定模块包括：第一确定单元，用于依据预先建立的所述第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、所述地面反作用力、所述第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出与所述四阶欠驱动子系统对应的逐步后推控制条件，以及与所述二阶全驱动子系统对应的滑模控制条件；第一计算单元，用于根据所述逐步后推控制条件、所述滑模控制条件以及所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，计算出所述第一四旋翼飞行器的四个发送机的推力，以便将所述第一四旋翼飞行器的位置状态收敛至与所述第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围内。
在第二方面的第二种可能实现方式中，所述多四旋翼飞行器中的各个四旋翼飞行器均处于飞行状态，所述确定模块包括：第二确定单元，用于依据预先建立的所述第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力、所述地面反作用力、所述第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出与所述四阶欠驱动子系统对应的分布式滑模控制条件，以及与所述二阶全驱动子系统对应的分布式状态反馈控制条件；第二计算单元，用于根据所述分布式滑模控制条件、所述分布式状态反馈控制条件以所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，计算出所述第一四旋翼飞行器的四个发送机的推力，以便将所述第一四旋翼飞行器的位置状态牵引至所述第一空间位置范围，以及控制所述第一四旋翼飞行器的水平位置状态收敛的误差。
第三方面，一种四旋翼飞行器，包括如第二方面、第二方面的第一种可能实现方式和第二方面的第二种可能实现方式中任一所述的四旋翼飞行器趋同控制装置。
第四方面，一种多四旋翼飞行器系统，包括：如第三方面所述四旋翼飞行器。
经由上述的技术方案可知，与现有技术相比，本发明提供了一种四旋翼飞行器趋同控制方法，依据预先建立的第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力，从而使第一四旋翼飞行器趋向于第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围，从而实现了第一四旋翼飞行器向第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器趋同的目的。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。
图1为现有技术中的四旋翼飞行器的结构示意图；
图2为本发明实施例提供一种四旋翼飞行器趋同控制方法的流程示意图；
图3为本发明实施例中一种联合有向生成树的结构示意图；
图4为本发明实施例提供的四旋翼飞行器趋同控制方法中第一四旋翼飞行器趋向于第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围的一种实现方式的方法流程示意图；
图5为本发明实施例提供的四旋翼飞行器趋同控制方法中第一四旋翼飞行器趋向于第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围的另一种实现方式的方法流程示意图；
图6为本发明实施例提供的一种四旋翼飞行器趋同控制装置的结构示意图；
图7为本发明实施例提供的四旋翼飞行器趋同控制装置中的确定模块一种实现方式的结构示意图；
图8为本发明实施例提供的四旋翼飞行器趋同控制装置中确定模块的另一种实现方式的结构示意图；
图9为本发明实施例提供的多四旋翼飞行器系统中各个四旋翼飞行器的xi(t)的状态轨迹示意图；
图10为本发明实施例提供的多四旋翼飞行器系统中各个四旋翼飞行器的yi(t)的状态轨迹示意图；
图11为本发明实施例提供的的多四旋翼飞行器系统中各个四旋翼飞行器的zi(t)的状态轨迹示意图；
图12为本发明实施例中一种联合有向生成树的结构示意图；
图13为本发明实施例提供的多四旋翼飞行器系统中各个四旋翼飞行器的xi(t)的状态轨迹示意图；
图14为本发明实施例提供的多四旋翼飞行器系统中各个四旋翼飞行器的yi(t)的状态轨迹示意图；
图15为本发明实施例提供的多四旋翼飞行器系统中各个四旋翼飞行器的zi(t)的状态轨迹示意图；
图16为本发明实施例提供的多四旋翼飞行器系统中各个四旋翼飞行器的Φi(t)的状态轨迹示意图。
具体实施方式
为了引用和清楚起见，下文中使用的技术名词的说明、简写或缩写总结如下：
STP：Spanning Tree Protocol，生成树协议；
SMC：sliding mode control，滑模控制；
Backstepping，逐步后推。
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参阅附图2，为本发明实施例提供一种四旋翼飞行器趋同控制方法的流程示意图，该方法可以应用于任意一四旋翼飞行器，以下称为第一四旋翼飞行器，第一四旋翼飞行器可以属于多四旋翼飞行器系统，多四旋翼飞行器系统是指由多个四旋翼飞行器组成的系统。
多四旋翼飞行器系统至少包括第一四旋翼飞行器以及第二四旋翼飞行器集合，第二四旋翼飞行器集合由能够向第一四旋翼飞行器进行通信的一个或多个四旋翼飞行器组成。
其中能够向第一四旋翼飞行器进行通信是指，第一四旋翼飞行器能够接收或获取第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息。
多四旋翼飞行器系统形成的通信拓扑图包括联合有向生成树，生成树是指能够提供路径冗余，使用STP可以使两个终端中只有一条有效路径。上述终端在本发明中是指四旋翼飞行器。联合有向生成树是指两个四旋翼飞行器之间的通信是具有方向性的，请参阅图3，为本发明实施例提供的一种联合有向生成树的结构示意图。
图3中以多四旋翼飞行器系统由5个四旋翼飞行器组成为例，该5个四旋翼飞行器的标号分别为1、2、3、4、5，其中四旋翼飞行器1可以向四旋翼飞行器4进行通信，而四旋翼行器4不能向四旋翼飞行器1进行通信，所以箭头由四旋翼飞行器1指向四旋翼飞行器4，双向箭头表示两个四旋翼飞行器之间可以进行双向通信，其他四旋翼飞行器之间的通信情况类似，在此不再进行一一赘述。
由于四旋翼飞行器具有高阶、欠驱动、强耦合以及非线性，所以第一四旋翼飞行器的动态模型包括四阶欠驱动子系统以及二阶全驱动子系统。
其中四阶欠驱动子系统包括第一四旋翼飞行器的水平位置状态、翻滚角以及俯仰角，二阶全驱动子系统包括第一四旋翼飞行器的垂直位置状态、偏航角以及地面反作用力。
步骤S201：接收第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息。
该第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器位置状态信息包括第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的水平位置状态、第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的垂直位置状态、第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的翻滚角、第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的俯仰角以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的偏航角。
步骤S202：依据预先建立的第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力，以便使第一四旋翼飞行器趋向于第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围。
对于任一四旋翼飞行器(包含第一四旋翼飞行器)，四旋翼飞行器通过调节其四个发动机的转速来改变相应的螺旋桨的转速，从而实现升力的变化，达到控制四旋翼飞行器的位置状态的目的。四旋翼飞行器是一种六自由度的垂直升降机。六自由度是指四旋翼飞行器的在某一惯性坐标系中的相对位置、四旋翼飞行器的翻滚角、四旋翼飞行器的俯仰角以及四旋翼飞行器的偏航角。
如果第二四旋翼飞行器集合只包括一个四旋翼飞行器，则第一空间位置范围可以为以该四旋翼飞行器为中心的一个多面体。如果第二四旋翼飞行器集合包括多个四旋翼飞行器，第一空间位置范围可以为第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器张成的最小超多面体。
本发明实施例提供的四旋翼飞行器趋同控制方法，依据预先建立的第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力，从而使第一四旋翼飞行器趋向于第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围，从而实现了第一四旋翼飞行器向第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器趋同的目的。
进一步的，上述四旋翼飞行器趋同控制方法也可以应用于第二四旋翼飞行器集合中的各个四旋翼飞行器，由于第二四旋翼飞行器集合中的一个或多个四旋翼飞行器随着时间的推移，也在不断的趋同于能够向其通信的四旋翼飞行器，所以第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息在不断发生变化，所以第一四旋翼飞行器随着时间的推移，位置也在发生不断的变化，这样多四旋翼飞行器系统中的各个四旋翼飞行器就可以收敛在一定的范围内了。
多四旋翼飞行器系统有两种飞行方式，一种为具有静止领导者的飞行方式，即多四旋翼飞行器系统中至少有一个四旋翼飞行器处于静止状态，而该处于静止状态的四旋翼飞行器称为领导者，由于处于静止状态，经过各个处于飞行状态的四旋翼飞行器的不断趋同，最后各个处于飞行状态四旋翼飞行器会收敛至处于静止状态的四旋翼飞行器的位置状态附近；另一种为无领导者的飞行方式，即多四旋翼飞行器系统中所有四旋翼飞行器均处于飞行状态。
不同的飞行方式，第一四旋翼飞行器趋向于第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围的方法不同。
如下为具有静止领导者的飞行方式中第一四旋翼飞行器趋向于第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围一种实现方式，本发明提供但不限于如下实施例。
请参阅图4，为本发明实施例提供的四旋翼飞行器趋同控制方法中第一四旋翼飞行器趋向于第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围的一种实现方式的方法流程示意图，该方法包括：
步骤S401：依据预先建立的第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出与四阶欠驱动子系统对应的逐步后推控制条件，以及与二阶全驱动子系统对应的滑模控制条件。
第二四旋翼飞行器集合中的四旋翼飞行器可以均为领导者，也可以均为跟随者，也可以即包括领导者，也包括跟随者，即本发明实施例可以为分布式控制，也可以为集中式控制。
预先建立的第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息可以为函数关系。
滑模控制条件也可以称为变结构控制条件，本质上是一类特殊的非线性控制，且非线性表现为控制的不连续性。这种控制策略可以在动态过程中，根据四旋翼飞行器的水平位置状态(如偏差及其各阶导数等)有目的地不断变化，迫使四旋翼飞行器的水平位置状态，按照预定“滑动模态”的状态轨迹运动。由于滑动模态可以进行设计且与对象参数及扰动无关，这就使得滑模控制具有快速响应、对应参数变化及扰动不灵敏、无需系统在线辨识、物理实现简单等优点。
逐步后推控制条件，即Backstepping，是针对不确定性系统的一种系统化的控制器综合方法，是将Lyapunov函数的选取与控制器的设计相结合的一种回归设计方法。它通过从系统的最低阶次微分方程开始，引入虚拟控制的概念，一步一步设计满足要求的虚拟控制，最终设计出真正的控制律。
步骤S402：根据逐步后推控制条件、滑模控制条件以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，计算出第一四旋翼飞行器的四个发送机的推力，以便将第一四旋翼飞行器的位置状态收敛至与第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围。
具体的，可以依据逐步后推控制条件以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的水平位置状态，将第一四旋翼飞行器的水平位置状态收敛至与水平位置状态范围。
第一空间位置范围包括水平位置状态范围和第二范围，第二范围包括垂直位置状态范围以及偏航角范围。依据滑模控制条件以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的垂直位置状态、第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的翻滚角、第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的俯仰角以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的偏航角，将第一四旋翼飞行器的垂直位置状态以及偏航角收敛于第二范围。
预先建立的第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息可以为函数关系。
预先建立第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息的具体方法可以如下，该方法不限于第一四旋翼飞行器，可以为多四旋翼飞信器系统中任一四旋翼飞行器，所以以下统称为四旋翼飞行器。
假设四旋翼飞行器包含6个自由度(6DOFs)，该6个自由度为位置状态信息，该位置状态信息为其中，χ＝[x,y,z]T代表四旋翼飞行器在某一惯性坐标系中的相对位置，代表四旋翼飞行器对应的Euler角，即飞行器的翻滚角、俯仰角和偏航角，图1中示出了翻滚角Φ、偏航角φ、俯仰角θ的含义。在无风干扰的理想情况下，四旋翼飞行器的运动方程可以写为
其中u1是标准化后的总升力，u2，u3和u4分别对应于翻滚力矩、俯
仰力矩和偏航力矩。这四者可以看作四旋翼飞行器的输入，因为它们和
四旋翼飞行器的四台发动机产生的推力Fi(i＝1,2,3,4)成线性关系：
其中，l是从四旋翼飞行器质心到发动机的距离，m是四旋翼飞行器的总质量，Mi(i＝1,2,3)是三个轴的转动惯量，ρ是推力-力矩转化系数，g是重力加速度，gr(z)代表四旋翼飞行器接近地面时的反作用力：当四旋翼飞行器距离地面的高度小于z0时，反作用力发生作用，其中，c是地面反作用力常数，zcg是重力施力中心。
上述(1)、(2)和(3)为四旋翼飞行器四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息。
四阶欠驱动子系统以及二阶全驱动子系统是从上述(1)、(2)和(3)各动态方程推导而来。
按如下方式将动态方程(1)、(2)和(3)进行分解。
将第i个四旋翼的动态模型(1)分解为一个四阶欠驱动子系统A1：
和一个二阶全驱动子系统A2：
其中，状态向量ξi,i＝1,2,...,6分别是
矩阵Gi,i＝1,2,3分别是
其余向量
假定翻滚角和俯仰角有界，即-π/2<φ<π/2，-π/2<θ<π/2。如此，矩阵Gi,i＝1,2,3是不可逆的。此外，假定第i个四旋翼的输入ui,1始终大于零，因为飞行过程中总要有ui,1去抵消四旋翼飞行器的重力。根据(3)式，地面反作用力是有界的，即|gr(zi)|<k，其中k>0是已知常数。
将“将第一四旋翼飞行器的位置状态收敛至与第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围“称为围捕控制，则围捕控制是本发明的研究重点。假定选取不少于两个四旋翼飞行器为领导者，其它的四旋翼飞行器称为跟随者，使用本发明实施例提供的控制方法，随着时间的推移，无论多四旋翼飞行器系统中所有四旋翼飞行器的各状态初值如何，最后都能够使得跟随者的位置状态(x,y,z)最终收敛到领导者的位置状态(x,y,z)张成的超多面体内。
使用逐步后推控制条件可以使跟随者的(x,y)状态收敛到正交于领导者(x,y)状态张成的最小超平面内。使用滑模控制条件可以使跟随者的垂直状态z和偏航角将渐近收敛到由领导者对应状态张成的最小超平面内。
具体的，逐步后推控制条件(6)以及滑模控制条件(7)可以如下，本发明提供但不限于此。
对于所有其中是跟随者集合，假设i为第一四旋翼飞行器，则Ni是指上述第二四旋翼飞行器集合，逐步后推控制条件如下所示：
滑模控制条件如下所示：
其中α,μ是正的常数，向量f1＝[0,g]T，tanh(·)是按元素顺序定义的双曲正切函数，矩阵是正定矩阵，Ji是τ(ξi,3)的雅可比矩阵，即
其中，-π/2<φ<π/2且-π/2<θ<π/2，Ji是可逆的。
显然，公式(6)与四阶欠驱动子系统A1相对应，解决了水平位置，即x-y平面上的收敛问题；公式(7)与二阶全驱动子系统A2相对应，保证了垂直位置z和偏航角的收敛。
假设所有领导者都是静止的，即满足 其中是领导者集合。对多四旋翼飞行器系统使用(6)和(7)，则下述结论等价：
(a)对于任意给定的初值和不确定的地面反作用力，所有跟随者渐近收敛到领导者张成的最小超多面体内。
(b)整个多四旋翼飞行器系统所形成的网络的通信拓扑图包含一棵联合有向生成树。
如下为无领导者的飞行方式中第一四旋翼飞行器趋向于第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围一种实现方式，本发明提供但不限于如下实施例。
请参阅图5，为本发明实施例提供的四旋翼飞行器趋同控制方法中第一四旋翼飞行器趋向于第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围的另一种实现方式的方法流程示意图，该方法包括：
步骤S501：依据预先建立的第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出与四阶欠驱动子系统对应的分布式滑模控制条件，以及与二阶全驱动子系统对应的分布式状态反馈控制条件。
预先建立的第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息可以为函数关系。
滑模控制条件也可以称为变结构控制条件，本质上是一类特殊的非线性控制，且非线性表现为控制的不连续性。这种控制策略可以在动态过程中，根据四旋翼飞行器的水平位置状态(如偏差及其各阶导数等)有目的地不断变化，迫使四旋翼飞行器的水平位置状态，按照预定“滑动模态”的状态轨迹运动。由于滑动模态可以进行设计且与对象参数及扰动无关，这就使得滑模控制具有快速响应、对应参数变化及扰动不灵敏、无需系统在线辨识、物理实现简单等优点。
分布式滑模控制条件是指在多四旋翼飞行器系统中，各个四旋翼飞行器的滑模控制是分布式的控制。
状态反馈控制条件就是指四旋翼飞行器系统的垂直位置状态、偏航角通过比例环节送到输入端去的反馈方式。分布式状态反馈控制条件是指各个四旋翼飞行器的状态反馈控制是分布式进行控制的。
步骤S502：根据分布式滑模控制条件、滑模控制条件以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，计算出第一四旋翼飞行器的四个发送机的推力，以便将第一四旋翼飞行器的位置状态收敛至与第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围。
具体的，可以依据分布式滑模控制条件以第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的水平位置状态，将第一四旋翼飞行器的水平位置状态牵引至水平位置状态范围。
第一空间位置范围包括水平位置状态范围和第二范围，水平范围包括多四旋翼飞行器中各个四旋翼飞行器的水平位置状态的初始值的加权平均值，第二范围包括垂直位置状态范围以及偏航角范围。
具体的，可以依据分布式状态反馈控制条件以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的垂直位置状态、第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的翻滚角、第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的俯仰角以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的偏航角，将第一四旋翼飞行器的垂直位置状态以及偏航角收敛于第二范围。
本发明实施例提供但不限于如下四旋翼飞行器趋同控制方法的一种具体实现方式。
上述(1)、(2)和(3)可以为四旋翼飞行器四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息。
四阶欠驱动子系统以及二阶全驱动子系统是从上述(1)、(2)和(3)各动态方程推导而来。
四阶欠驱动子系统A1的分布式滑模控制方法如下，记：
选取参数c1和c2使其满足矩阵：
的所有特征值具备负实部、d>0和β1>[(c1||η1||2+c2||η2||2)σmax(L)+c1||η2||2]dmax,(10)，其中第i个子系统Ai，1的输入设计如下：
假设多四旋翼飞行器系统的通信拓扑图含有联合有向生成树，若和是有界的，将(11)和(12)用于四阶欠驱动子系统A1中，则[xi,yi,θi,φi]T可以实现带有误差的趋同，趋同误差的2-范数是一致有界的。
第i个四旋翼飞行器的子系统Ai,2的输入为：
其中，β2是正的常数，
其中k2是正的常数。
上述本发明提供的实施例中详细描述了方法，对于本发明的方法可采用多种形式的装置实现，因此本发明还提供了多种装置，下面给出具体的实施例进行详细说明。
请参阅图6，为本发明实施例提供的一种四旋翼飞行器趋同控制装置的结构示意图，该装置可以应用于任意一四旋翼飞行器，以下称为第一四旋翼飞行器，第一四旋翼飞行器可以属于多四旋翼飞行器系统，多四旋翼飞行器系统是指由多个四旋翼飞行器组成的系统。
多四旋翼飞行器系统至少包括第一四旋翼飞行器以及第二四旋翼飞行器集合，第二四旋翼飞行器集合由能够向第一四旋翼飞行器进行通信的一个或多个四旋翼飞行器组成。
其中能够向第一四旋翼飞行器进行通信是指，第一四旋翼飞行器能够接收或获取第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息。
多四旋翼飞行器系统形成的通信拓扑图包括联合有向生成树，生成树是指能够提供路径冗余，使用STP可以使两个终端中只有一条有效路径。上述终端在本发明中是指四旋翼飞行器。联合有向生成树是指两个四旋翼飞行器之间的通信是具有方向性的，详细说明可以参阅图3，在此不再进行一一赘述。
由于四旋翼飞行器具有高阶、欠驱动、强耦合以及非线性，所以第一四旋翼飞行器的动态模型包括四阶欠驱动子系统以及二阶全驱动子系统。
其中四阶欠驱动子系统包括第一四旋翼飞行器的水平位置状态、翻滚角以及俯仰角，二阶全驱动子系统包括第一四旋翼飞行器的垂直位置状态、偏航角以及地面反作用力。
上述四旋翼飞行器趋同控制装置可以包括：接收模块601以及确定模块602，其中，
接收模块601，用于接收第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息。
第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息包括水平位置状态、垂直位置状态、翻滚角、俯仰角以及偏航角。
确定模块602，用于依据预先建立的第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力，以便使第一四旋翼飞行器趋向于所述第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围。
对于任一四旋翼飞行器(包含第一四旋翼飞行器)，四旋翼飞行器通过调节其四个发动机的转速来改变相应的螺旋桨的转速，从而实现升力的变化，达到控制四旋翼飞行器的位置状态的目的。四旋翼飞行器是一种六自由度的垂直升降机。六自由度是指四旋翼飞行器的在某一惯性坐标系中的相对位置、四旋翼飞行器的翻滚角、四旋翼飞行器的俯仰角以及四旋翼飞行器的偏航角。
如果第二四旋翼飞行器集合只包括一个四旋翼飞行器，则第一空间位置范围可以为以该四旋翼飞行器为中心的一个多面体。如果第二四旋翼飞行器集合包括多个四旋翼飞行器，第一空间位置范围可以为第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器张成的最小超多面体。
本发明实施例提供的四旋翼飞行器趋同控制装置，确定模块602依据预先建立的第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力，从而使第一四旋翼飞行器趋向于第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围，从而实现了第一四旋翼飞行器向第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器趋同的目的。
进一步的，上述四旋翼飞行器趋同控制装置也可以应用于第二四旋翼飞行器集合中的各个四旋翼飞行器，由于第二四旋翼飞行器集合中的一个或多个四旋翼飞行器随着时间的推移，也在不断的趋同于能够向其通信的四旋翼飞行器，所以第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息在不断发生变化，所以第一四旋翼飞行器随着时间的推移，位置也在发生不断的变化，这样多四旋翼飞行器系统中的各个四旋翼飞行器就可以收敛在一定的范围内了。
多四旋翼飞行器系统有两种飞行方式，一种为具有静止领导者的飞行方式，即多四旋翼飞行器系统中至少有一个四旋翼飞行器处于静止状态，而该处于静止状态的四旋翼飞行器称为领导者，由于处于静止状态，经过各个处于飞行状态的四旋翼飞行器的不断趋同，最后各个处于飞行状态四旋翼飞行器会收敛至处于静止状态的四旋翼飞行器的位置状态附近；另一种为无领导者的飞行方式，即多四旋翼飞行器系统中所有四旋翼飞行器均处于飞行状态。
不同的飞行方式，第一四旋翼飞行器趋向于第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围的方法不同。
如下为具有静止领导者的飞行方式中第一四旋翼飞行器趋向于第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围一种实现方式，本发明提供但不限于如下实施例。
请参阅图7，为本发明实施例提供的四旋翼飞行器趋同控制装置中的确定模块一种实现方式的结构示意图。第一四旋翼飞行器处于飞行状态，多四旋翼飞行器系统中至少一个四旋翼飞行器处于静止状态。该确定模块包括：第一确定单元701以及第一计算单元702，其中：
第一确定单元701，用于依据预先建立的第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出与四阶欠驱动子系统对应的逐步后推控制条件，以及与二阶全驱动子系统对应的滑模控制条件。
第二四旋翼飞行器集合中的四旋翼飞行器可以均为领导者，也可以均为跟随者，也可以即包括领导者，也包括跟随者，即本发明实施例可以为分布式控制，也可以为集中式控制。
预先建立的第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息可以为函数关系。
滑模控制条件也可以称为变结构控制条件，本质上是一类特殊的非线性控制，且非线性表现为控制的不连续性。这种控制策略可以在动态过程中，根据四旋翼飞行器的水平位置状态(如偏差及其各阶导数等)有目的地不断变化，迫使四旋翼飞行器的水平位置状态，按照预定“滑动模态”的状态轨迹运动。由于滑动模态可以进行设计且与对象参数及扰动无关，这就使得滑模控制具有快速响应、对应参数变化及扰动不灵敏、无需系统在线辨识、物理实现简单等优点。
逐步后推控制条件，即Backstepping，是针对不确定性系统的一种系统化的控制器综合方法，是将Lyapunov函数的选取与控制器的设计相结合的一种回归设计方法。它通过从系统的最低阶次微分方程开始，引入虚拟控制的概念，一步一步设计满足要求的虚拟控制，最终设计出真正的控制律。
第一计算单元702，用于根据逐步后推控制条件、滑模控制条件以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，计算出第一四旋翼飞行器的四个发送机的推力，以便将第一四旋翼飞行器的位置状态收敛至与第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围内。
具体的，可以依据逐步后推控制条件以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的水平位置状态，将第一四旋翼飞行器的水平位置状态收敛至与水平位置状态范围。
第一空间位置范围包括水平位置状态范围和第二范围，第二范围包括垂直位置状态范围以及偏航角范围。
依据滑模控制条件以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的垂直位置状态、第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的翻滚角、第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的俯仰角以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的偏航角，将第一四旋翼飞行器的垂直位置状态以及偏航角收敛于第二范围。
上述预先建立的第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息可以为函数关系。预先建立第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息的具体方式可以参见方法实施例中的描述，在此就不再进行一一赘述了。
如下为无领导者的飞行方式中第一四旋翼飞行器趋向于第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围一种实现方式，本发明提供但不限于如下实施例。
请参阅图8，为本发明实施例提供的四旋翼飞行器趋同控制装置中确定模块的另一种实现方式的结构示意图意图，该确定模块包括：
第二确定单元801，用于依据预先建立的第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出与四阶欠驱动子系统对应的分布式滑模控制条件，以及与二阶全驱动子系统对应的分布式状态反馈控制条件。
预先建立的第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力、地面反作用力、第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息可以为函数关系。
滑模控制条件也可以称为变结构控制条件，本质上是一类特殊的非线性控制，且非线性表现为控制的不连续性。这种控制策略可以在动态过程中，根据四旋翼飞行器的水平位置状态(如偏差及其各阶导数等)有目的地不断变化，迫使四旋翼飞行器的水平位置状态，按照预定“滑动模态”的状态轨迹运动。由于滑动模态可以进行设计且与对象参数及扰动无关，这就使得滑模控制具有快速响应、对应参数变化及扰动不灵敏、无需系统在线辨识、物理实现简单等优点。
分布式滑模控制条件是指在多四旋翼飞行器系统中，各个四旋翼飞行器的滑模控制是分布式的控制。
状态反馈控制条件就是指四旋翼飞行器系统的垂直位置状态、偏航角通过比例环节送到输入端去的反馈方式。分布式状态反馈控制条件是指各个四旋翼飞行器的状态反馈控制是分布式进行控制的。
第二计算单元802，用于根据分布式滑模控制条件、分布式状态反馈控制条件以第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，计算出第一四旋翼飞行器的四个发送机的推力，以便将第一四旋翼飞行器的位置状态牵引至第一空间位置范围，以及控制第一四旋翼飞行器的水平位置状态收敛的误差。
具体的，可以依据分布式滑模控制条件以第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的水平位置状态，将第一四旋翼飞行器的水平位置状态牵引至水平位置状态范围。
第一空间位置范围包括水平位置状态范围和第二范围，水平范围包括多四旋翼飞行器中各个四旋翼飞行器的水平位置状态的初始值的加权平均值，第二范围包括垂直位置状态范围以及偏航角范围。
具体的，可以依据分布式状态反馈控制条件以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的垂直位置状态、第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的翻滚角、第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的俯仰角以及第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的偏航角，将第一四旋翼飞行器的垂直位置状态以及偏航角收敛于第二范围。
本发明实施例提供但不限于如下四旋翼飞行器趋同控制装置的一种具体实现方式，可以参见方法实施例中提及的“四旋翼飞行器趋同控制方法的一种具体实现方式”，在此不再进行一一赘述。
本发明实施例还提供了一种四旋翼飞行器，该四旋翼飞行器包括上述任一旋翼飞行器趋同控制装置。
本发明实施例还提供了一种多四旋翼飞行器系统，该系统包括第一四旋翼飞行器。
上述四旋翼飞行器的趋同控制方法可以应用于多四旋翼飞行器系统中各个四旋翼飞行器中，这样就可以实现多四旋翼飞行器系统中各个四旋翼飞行器的趋同。
为了本领域技术人员更加理解本发明实施例，下面举一具体例子对上述多四旋翼飞行器系统的趋同进行说明。
假设多四旋翼飞行器系统由2个领导者(称为领导者1和领导者2)和3个跟随者(称为跟随者3、跟随者4和跟随者5)组成，它们的动力学方程都符合(1)-(3)式。四旋翼飞行器的参数是：
M1＝M2＝1.25Ns2/rad,M3＝2.5Ns2/rad,m＝2kg,
l＝0.4m,c＝1,z0＝0.1m,zcg＝0.5m.
所有跟随者的初始状态，包括初始位置和初始姿态角都随机选择。多四旋翼飞行器的通信拓扑图G包含一棵联合有向生成树，该联合有向生成树的结构见图3。简单起见，假设毗邻矩阵A的所有元素为0或1，该毗邻矩阵是指能够向跟随者通信的四旋翼飞行器的矩阵。
根据(6)-(7)式，参数选如下：
请参阅图9，为本发明实施例提供的多四旋翼飞行器系统中各个四旋翼飞行器的xi(t)的状态轨迹示意图。
χ＝[x,y,z]T代表四旋翼飞行器在某一惯性坐标系中的相对位置，xi(t)表示其中的变量x随时间的变化。i＝1,2,3,4,5。
图9中，横坐标为时间，纵坐标为x方向上的状态轨迹，状态轨迹初始值位于5处的为领导者1，状态轨迹初始值位于3处的为领导者2，状态轨迹初始值位于-2处的为跟随者3，状态初始值位于4处的为跟随者4，状态轨迹初始值位于-1处的为跟随者5。从图9中可以看出，随着时间的推移，跟随者3、跟随者4以及跟随者5的x最终收敛至领导者1与领导者2的两个x之间。
请参阅图10，为本发明实施例提供的多四旋翼飞行器系统中各个四旋翼飞行器的yi(t)的状态轨迹示意图。
χ＝[x,y,z]T代表四旋翼飞行器在某一惯性坐标系中的相对位置，yi(t)表示其中的变量y随时间的变化。i＝1,2,3,4,5。
图10中，横坐标为时间，纵坐标为y方向上的状态轨迹，状态轨迹初始值位于1处的为领导者1，状态轨迹初始值位于3处的为领导者2，状态轨迹初始值位于-2处的为跟随者3，状态初始值位于4处的为跟随者4，状态轨迹初始值位于1处的为跟随者5。从图10中可以看出，随着时间的推移，跟随者3、跟随者4以及跟随者5的y最终收敛至领导者1与领导者2的两个y之间。
请参阅图11，为本发明实施例提供的的多四旋翼飞行器系统中各个四旋翼飞行器的zi(t)的状态轨迹示意图。
χ＝[x,y,z]T代表四旋翼飞行器在某一惯性坐标系中的相对位置，zi(t)表示其中的变量z随时间的变化。i＝1,2,3,4,5。
图11中，横坐标为时间，纵坐标为z方向上的状态轨迹，状态轨迹初始值位于3处的为领导者1，状态轨迹初始值位于4处的为领导者2，状态轨迹初始值位于5处的为跟随者3，状态初始值位于7处的为跟随者4，状态轨迹初始值位于1处的为跟随者5。从图11中可以看出，随着时间的推移，跟随者3、跟随者4以及跟随者5的z最终收敛至领导者1与领导者2的两个z之间。
为了本领域技术人员更加理解本发明实施例，下面再举一具体例子对上述多四旋翼飞行器系统的趋同进行说明。
假设多四旋翼飞行器系统由4个四旋翼飞行器组成，设4个四旋翼飞行器称为四旋翼1、四旋翼2、四旋翼3以及四旋翼4，且4个四旋翼飞行器均处于飞行状态，设4个四旋翼飞行器组成的通信拓扑图如图12所示，显然该通信拓扑图包含联合有向生成树，在利用(11)、(12)、(13)和(14)情况下，4个四旋翼飞行器的运动轨迹参见图13、图14、图15以及图16。
图13为本发明实施例提供的多四旋翼飞行器系统中各个四旋翼飞行器的xi(t)的状态轨迹示意图。
图13中，横坐标为时间，纵坐标为x方向上的状态轨迹，状态轨迹初始值位于1处的为四旋翼1，状态轨迹初始值位于-1处的为四旋翼2，状态轨迹初始值位于0处的为四旋翼3，状态初始值位于2处的为四旋翼4。从图13中可以看出，随着时间的推移，四旋翼1与四旋翼3的x相同，四旋翼2与四旋翼4的x相同。
图14为本发明实施例提供的多四旋翼飞行器系统中各个四旋翼飞行器的yi(t)的状态轨迹示意图。
图14中，横坐标为时间，纵坐标为y方向上的状态轨迹，状态轨迹初始值位于-1处的为四旋翼1，状态轨迹初始值位于1处的为四旋翼2，状态轨迹初始值位于2处的为四旋翼3，状态初始值位于3处的为四旋翼4。从图14中可以看出，随着时间的推移，四旋翼1与四旋翼2的y相同，四旋翼3与四旋翼4的y相同。
图15为本发明实施例提供的多四旋翼飞行器系统中各个四旋翼飞行器的zi(t)的状态轨迹示意图。
图15中，横坐标为时间，纵坐标为z方向上的状态轨迹，状态轨迹初始值位于1处的为四旋翼1，状态轨迹初始值位于3处的为四旋翼2，状态轨迹初始值位于0处的为四旋翼3，状态初始值位于0处的为四旋翼4。从图15中可以看出，随着时间的推移，四旋翼1、四旋翼2、四旋翼3与四旋翼4的z相同。
图16为本发明实施例提供的多四旋翼飞行器系统中各个四旋翼飞行器的Φi(t)的状态轨迹示意图。
图16中，横坐标为时间，纵坐标为偏航角Φ的状态轨迹，状态轨迹初始值位于1处的为四旋翼1，状态轨迹初始值位于-1处的为四旋翼2，状态轨迹初始值位于0.5处的为四旋翼3，状态初始值位于0处的为四旋翼4。从图16中可以看出，随着时间的推移，四旋翼1、四旋翼2、四旋翼3与四旋翼4的偏航角Φ相同。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例提供的装置而言，由于其与实施例提供的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
对所提供的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所提供的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。
Claims (8)
1.一种四旋翼飞行器趋同控制方法，应用于第一四旋翼飞行器，所述第一四旋翼飞行器属于多四旋翼飞行器系统，所述多四旋翼飞行器系统至少包括所述第一四旋翼飞行器以及第二四旋翼飞行器集合，其特征在于，
所述多四旋翼飞行器系统形成的通信拓扑图包括联合有向生成树，所述第二四旋翼飞行器集合由能够向所述第一四旋翼飞行器进行通信的一个或多个四旋翼飞行器组成，所述第一四旋翼飞行器的动态模型包括四阶欠驱动子系统以及二阶全驱动子系统，所述四阶欠驱动子系统包括所述第一四旋翼飞行器的水平位置状态、翻滚角以及俯仰角，所述二阶全驱动子系统包括所述第一四旋翼飞行器的垂直位置状态、偏航角以及地面反作用力，所述四旋翼飞行器驱动控制方法包括：
接收所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息包括水平位置状态、垂直位置状态、翻滚角、俯仰角以及偏航角；
依据预先建立的所述第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、所述地面反作用力、所述第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出所述第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力，以便使所述第一四旋翼飞行器趋向于所述第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围。
2.根据权利要求1所述四旋翼飞行器趋同控制方法，其特征在于，所述第一四旋翼飞行器处于飞行状态，所述多四旋翼飞行器系统中至少一个四旋翼飞行器处于静止状态，所述依据预先建立的所述第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、所述地面反作用力、所述第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及接收到的所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出所述第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力，以便使所述第一四旋翼飞行器趋向于所述第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围包括：
依据预先建立的所述第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、所述地面反作用力、所述第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出与所述四阶欠驱动子系统对应的逐步后推控制条件，以及与所述二阶全驱动子系统对应的滑模控制条件；
根据所述逐步后推控制条件、所述滑模控制条件以及所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，计算出所述第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力，以便将所述第一四旋翼飞行器的位置状态收敛至与所述第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围。
3.根据权利要求1所述四旋翼飞行器趋同控制方法，其特征在于，所述多四旋翼飞行器中的各个四旋翼飞行器均处于飞行状态，所述依据预先建立的所述第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、所述地面反作用力、所述第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及接收到的所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出所述第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力，以便使所述第一四旋翼飞行器趋向于所述第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围包括：
依据预先建立的所述第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力、所述地面反作用力、所述第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出与所述四阶欠驱动子系统对应的分布式滑模控制条件，以及与所述二阶全驱动子系统对应的分布式状态反馈控制条件；
根据所述分布式滑模控制条件、所述分布式状态反馈控制条件以及 所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，计算出所述第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力，以便将所述第一四旋翼飞行器的位置状态牵引至所述第一空间位置范围，以及控制所述第一四旋翼飞行器的水平位置状态收敛的误差。
4.一种四旋翼飞行器趋同控制装置，应用于第一四旋翼飞行器，所述第一四旋翼飞行器属于多四旋翼飞行器系统，所述多四旋翼飞行器系统至少包括所述第一四旋翼飞行器以及第二四旋翼飞行器集合，其特征在于，
所述多四旋翼飞行器系统形成的通信拓扑图包括联合有向生成树，所述第二四旋翼飞行器集合由能够向所述第一四旋翼飞行器进行通信的一个或多个四旋翼飞行器组成，所述第一四旋翼飞行器的动态模型包括四阶欠驱动子系统以及二阶全驱动子系统，所述四阶欠驱动子系统包括所述第一四旋翼飞行器的水平位置状态、翻滚角以及俯仰角，所述二阶全驱动子系统包括所述第一四旋翼飞行器的垂直位置状态、偏航角以及地面反作用力，所述四旋翼飞行器驱动控制装置包括：
接收模块，用于接收第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息包括水平位置状态、垂直位置状态、翻滚角、俯仰角以及偏航角；
确定模块，用于依据预先建立的所述第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、所述地面反作用力、所述第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出所述第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力，以便使所述第一四旋翼飞行器趋向于所述第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围。
5.根据权利要求4所述四旋翼飞行器趋同控制装置，其特征在于，所述第一四旋翼飞行器处于飞行状态，所述多四旋翼飞行器系统中至少一个四旋翼飞行器处于静止状态，所述确定模块包括：
第一确定单元，用于依据预先建立的所述第一四旋翼飞行器四个发动机的推力、所述地面反作用力、所述第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出与所述四阶欠驱动子系统对应的逐步后推控制条件，以及与所述二阶全驱动子系统对应的滑模控制条件；
第一计算单元，用于根据所述逐步后推控制条件、所述滑模控制条件以及所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，计算出所述第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力，以便将所述第一四旋翼飞行器的位置状态收敛至与所述第二四旋翼飞行器集合对应的第一空间位置范围内。
6.根据权利要求4所述四旋翼飞行器趋同控制装置，其特征在于，所述多四旋翼飞行器中的各个四旋翼飞行器均处于飞行状态，所述确定模块包括：
第二确定单元，用于依据预先建立的所述第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力、所述地面反作用力、所述第一四旋翼飞行器的位置状态信息的关系信息以及所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，确定出与所述四阶欠驱动子系统对应的分布式滑模控制条件，以及与所述二阶全驱动子系统对应的分布式状态反馈控制条件；
第二计算单元，用于根据所述分布式滑模控制条件、所述分布式状态反馈控制条件以及 所述第二四旋翼飞行器集合中各个四旋翼飞行器的位置状态信息，计算出所述第一四旋翼飞行器的四个发动机的推力，以便将所述第一四旋翼飞行器的位置状态牵引至所述第一空间位置范围，以及控制所述第一四旋翼飞行器的水平位置状态收敛的误差。
7.一种四旋翼飞行器，其特征在于，包括如权利要求4至6任一所述的四旋翼飞行器趋同控制装置。
8.一种多四旋翼飞行器系统，其特征在于，包括：如权利要求7所述四旋翼飞行器。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
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| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee | ||
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Granted publication date: 20170829 Termination date: 20181230 |