CN106708067B - 考虑地效的多旋翼自主起降控制方法及装置 - Google Patents

考虑地效的多旋翼自主起降控制方法及装置 Download PDF

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CN106708067B CN201611197243.4A CN201611197243A CN106708067B CN 106708067 B CN106708067 B CN 106708067B CN 201611197243 A CN201611197243 A CN 201611197243A CN 106708067 B CN106708067 B CN 106708067B
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Abstract

本发明涉及一种考虑地效的多旋翼自主起降控制方法及装置。其中，该多旋翼自主起降控制方法包括获取多旋翼的期望参数、实时工作参数及上一时刻多旋翼在竖直方向的电机控制量；根据读取的数据，计算标称状态下的自主起降电机控制量，以及地效干扰下的自主起降电机补偿控制量；根据标称状态下的自主起降电机控制量和地效干扰下的自主起降电机补偿控制量，合成出下一时刻的电机控制量。由此，本发明降低了不确定地效干扰带来的起降过程中飞行器侧翻、坠机甚至造成人身伤害等风险，增强了起降飞行的稳定性和操作体验，提高了在复杂地形条件下要求平稳的飞行姿态、精确的起降时间、精密载荷软着陆等任务下的多旋翼飞行控制表现。

Description

考虑地效的多旋翼自主起降控制方法及装置
技术领域
本发明实施例涉及多旋翼自主飞行控制技术领域，具体地说，涉及一种考虑地效的多旋翼自主起降控制方法、考虑地效的多旋翼自主起降控制装置。
背景技术
近些年，多旋翼无人机以其简单的操作机理、稳定的飞行性能、相比固定翼和直升机更低廉的价格而得到越来越广泛的应用。自主起飞和降落是多旋翼工作的重要阶段，也是最容易造成坠机、侧翻等飞行事故的阶段，严重的还可能对作业人员造成人身伤害。
在离地高度较小的起降过程中，地效干扰对多旋翼的飞行动态造成了严重的影响。尽管从理论上讲，地效有助于增加螺旋桨产生的升力，但在许多复杂的地形环境和高精度的控制任务下，地效将大大降低多旋翼自主飞行的性能表现。地效的模型很难精确建立，受风干扰、地形凹凸条件、地面硬度等起降环境影响严重，而这些因素存在许多不确定性，由此给操作员或自主控制器带来了诸多挑战，例如植保作业时要求飞行姿态平稳，在移动的平台上起降时要求有精确的起降时间，带有高精密载荷时要求软着陆等，在这些应用场合，地效干扰将对飞行器的控制表现产生严重影响。
发明内容
为了解决现有技术中的上述问题，本发明实施例提供一种考虑地效的多旋翼自主起降控制方法，以实现在复杂地形环境、高精度起降控制任务要求下的高性能自主起降控制。此外，本发明还提供一种考虑地效的多旋翼自主起降控制装置。
为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供以下技术方案：
一种考虑地效的多旋翼自主起降控制方法，该方法包括：
获取多旋翼的期望参数、实时工作参数及上一时刻多旋翼在竖直方向的电机控制量；其中，期望参数包括期望的起降速度；实时工作参数包括：实时高度、竖直速度、滚转角和俯仰角；
根据多旋翼的期望参数、实时工作参数以及多旋翼结构参数，计算标称状态下的自主起降电机控制量；
根据多旋翼的期望参数、实时工作参数和上一时刻多旋翼在竖直方向的电机控制量以及多旋翼结构参数，计算地效干扰下的自主起降电机补偿控制量；
根据标称状态下的自主起降电机控制量和地效干扰下的自主起降电机补偿控制量，合成出下一时刻的电机控制量。
进一步地，根据多旋翼的期望参数、实时工作参数以及多旋翼结构参数，计算标称状态下的自主起降电机控制量，具体包括：
根据多旋翼的期望参数、实时工作参数以及多旋翼结构参数，结合多旋翼标称高度动力学模型，根据下式计算标称状态下的自主起降电机控制量：
其中，表示标称状态下的自主起降电机控制量；m表示多旋翼的质量；
Figure BDA0001188299550000023
表示期望的起降加速度；k1表示控制增益，k1＞0；k2表示控制增益，k2＞0；e1＝zd-z；
Figure BDA0001188299550000024
zd表示期望高度；z表示实时高度；
Figure BDA0001188299550000025
表示期望的起降速度；vd表示多旋翼竖直速度；g表示重力加速度常数；
Figure BDA0001188299550000026
表示推控比的估计值；
Figure BDA0001188299550000027
表示滚转角；θ表示俯仰角。
进一步地，推控比的估计值通过以下方式来确定：
获取多旋翼进行定点悬停飞行时上一时刻竖直方向的电机控制量和多旋翼所受重力；
基于上一时刻竖直方向的电机控制量和多旋翼所受重力，根据下式采用离线辨识方法计算推控比的估计值：
Figure BDA0001188299550000028
其中，
Figure BDA0001188299550000029
表示推控比估计值；mg表示多旋翼所受重力；U表示上一时刻竖直方向的电机控制量。
进一步地，期望的起降加速度通过以下方式来计算：
基于期望的起降速度，根据预设的控制周期，采用一阶惯性环节构成数字微分器，计算期望的起降加速度。
进一步地，期望高度通过以下方式来计算：
基于期望的起降速度，根据预设的控制周期，采用数值积分的方法计算下一时刻期望的高度。
进一步地，根据多旋翼的期望参数、实时工作参数和上一时刻多旋翼在竖直方向的电机控制量以及多旋翼结构参数，计算地效干扰下的自主起降电机补偿控制量，具体包括：
根据下式构建扩张状态观测器：
其中，
Figure BDA0001188299550000032
表示高度估计值；
Figure BDA0001188299550000033
表示竖直方向速度估计值；
Figure BDA0001188299550000034
表示总和干扰量的估计值；l1、l2、l3表示扩张状态观测器增益，l1＞0，l2＞0，l3＞0；U表示上一时刻竖直方向的电机控制量；
Figure BDA0001188299550000035
表示推控比估计值；表示滚转角；θ表示俯仰角；z表示实时高度；m表示多旋翼的质量；g表示重力加速度常数；
利用总和干扰量的估计值，根据下式计算地效干扰下的自主起降电机补偿控制量：
Figure BDA0001188299550000037
其中，Ucom表示地效干扰下的自主起降电机补偿控制量。
进一步地，根据标称状态下的自主起降电机控制量和地效干扰下的自主起降电机补偿控制量，合成出下一时刻的电机控制量，具体包括：
根据下式确定下一时刻的电机控制量：
Figure BDA0001188299550000038
其中，U*表示下一时刻的电机控制量；表示标称状态下自主起降电机控制量；c表示补偿控制量权系数；Ucom表示地效干扰下的自主起降电机补偿控制量。
进一步地，补偿控制量权系数根据以下方式来确定：
当实时高度小于预定阈值时，将补偿控制量权系数设定为1；
当实时高度大于预定阈值时，将补偿控制量权系数设定为0。
为了实现上述目的，根据本发明的再一个方面，还提供了以下技术方案：
一种考虑地效的多旋翼自主起降控制装置，该装置可以包括：
获取模块，用于获取多旋翼的期望参数、实时工作参数及上一时刻多旋翼在竖直方向的电机控制量；其中，期望参数包括期望的起降速度；实时工作参数包括：实时高度、竖直速度、滚转角和俯仰角；
标称控制量计算模块，用于根据多旋翼的期望参数、实时工作参数以及多旋翼结构参数，计算标称状态下的自主起降电机控制量；
补偿控制量计算模块，用于根据多旋翼的期望参数、实时工作参数和上一时刻多旋翼在竖直方向的电机控制量以及多旋翼结构参数，计算地效干扰下的自主起降电机补偿控制量；
控制量合成模块，用于根据标称状态下的自主起降电机控制量和地效干扰下的自主起降电机补偿控制量，合成出下一时刻的电机控制量。
进一步地，标称控制量计算模块具体用于根据多旋翼的期望参数、实时工作参数以及多旋翼结构参数，结合多旋翼标称高度动力学模型，根据下式计算标称状态下的自主起降电机控制量：
其中，
Figure BDA0001188299550000042
表示标称状态下的自主起降电机控制量；m表示多旋翼的质量；表示期望的起降加速度；k1表示控制增益，k1＞0；k2表示控制增益，k2＞0；e1＝zd-z；
Figure BDA0001188299550000044
zd表示期望高度；z表示实时高度；
Figure BDA0001188299550000045
表示期望的起降速度；vd表示多旋翼竖直速度；g表示重力加速度常数；
Figure BDA0001188299550000046
表示推控比的估计值；表示滚转角；θ表示俯仰角。
进一步地，标称控制量计算模块还用于通过以下方式来确定推控比的估计值：
获取多旋翼进行定点悬停飞行时上一时刻竖直方向的电机控制量和多旋翼所受重力；
基于上一时刻竖直方向的电机控制量和多旋翼所受重力，根据下式采用离线辨识方法计算推控比的估计值：
Figure BDA0001188299550000048
其中，
Figure BDA0001188299550000049
表示推控比估计值；mg表示多旋翼所受重力；U表示上一时刻竖直方向的电机控制量。
进一步地，标称控制量计算模块还用于通过以下方式来确定期望的起降加速度：
基于期望起降速度，根据预设的控制周期，采用一阶惯性环节构成数字微分器，计算期望的起降加速度。
进一步地，标称控制量计算模块还用于通过以下方式来确定期望高度：
基于期望起降速度，根据预设的控制周期，采用数值积分的方法计算下一时刻期望的高度。
进一步地，补偿控制量计算模块具体用于：
根据下式构建扩张状态观测器：
Figure BDA0001188299550000051
其中，
Figure BDA0001188299550000052
表示高度估计值；表示竖直方向速度估计值；
Figure BDA0001188299550000054
表示总和干扰量的估计值；l1、l2、l3表示扩张状态观测器增益，l1＞0，l2＞0，l3＞0；U表示上一时刻竖直方向的电机控制量；
Figure BDA0001188299550000055
表示推控比估计值；
Figure BDA0001188299550000056
表示滚转角；θ表示俯仰角；z表示实时高度；m表示多旋翼的质量；g表示重力加速度常数；
利用总和干扰量的估计值，根据下式计算地效干扰下的自主起降电机补偿控制量：
其中，Ucom表示地效干扰下的自主起降电机补偿控制量。
进一步地，控制量合成模块具体用于根据下式确定下一时刻的电机控制量：
Figure BDA0001188299550000058
其中，U*表示下一时刻的电机控制量；
Figure BDA0001188299550000059
表示标称状态下自主起降电机控制量；c表示补偿控制量权系数；Ucom表示地效干扰下的自主起降电机补偿控制量。
进一步地，控制量合成模块通过以下方式来确定补偿控制量权系数：
当实时高度小于预定阈值时，将补偿控制量权系数设定为1；
当实时高度大于预定阈值时，将补偿控制量权系数设定为0。
本发明实施例提供一种考虑地效的多旋翼自主起降控制方法及考虑地效的多旋翼自主起降控制装置。其中，该多旋翼自主起降控制方法可以包括获取多旋翼的期望参数、实时工作参数及上一时刻多旋翼在竖直方向的电机控制量；其中，期望参数包括期望的起降速度；实时工作参数包括：实时高度、竖直速度、滚转角和俯仰角；根据多旋翼的期望参数、实时工作参数以及多旋翼结构参数，计算标称状态下的自主起降电机控制量；根据多旋翼的期望参数、实时工作参数和上一时刻多旋翼在竖直方向的电机控制量以及多旋翼结构参数，计算地效干扰下的自主起降电机补偿控制量；根据标称状态下的自主起降电机控制量和地效干扰下的自主起降电机补偿控制量，合成出下一时刻的电机控制量。本发明实施例针对未建模的地效干扰，通过计算地效干扰下的自主起降电机补偿控制量，将多旋翼在离地高度较小的起降过程中受到的地效干扰估计出来并进行主动补偿控制，再将标称状态下的自主起降电机控制量和地效干扰下的自主起降电机补偿控制量进行合成，从而得到电机控制量；由此，实现了在复杂地形环境、高精度起降控制任务要求下的高性能自主起降控制。这样还增强了起降飞行的稳定性和操作体验，降低了不确定地效干扰带来的起降过程中飞行器侧翻、坠机甚至造成人身伤害等风险。
附图说明
图1是根据本发明实施例的考虑地效的多旋翼自主起降控制方法的流程示意图；
图2是根据本发明实施例的考虑地效干扰的多旋翼自主起降电机控制量计算流程示意图；
图3是根据本发明实施例的考虑地效的多旋翼自主起降控制装置的结构示意图；
图4是根据本发明另一实施例的考虑地效的多旋翼自主起降控制装置的结构示意图；
图5是根据本发明实施例的考虑地效的多旋翼自主起降控制装置的应用示意图。
具体实施方式
下面参照附图来描述本发明的优选实施方式。本领域技术人员应当理解的是，这些实施方式仅仅用于解释本发明的技术原理，并非旨在限制本发明的保护范围。
本发明实施例的基本思想是考虑未建模的、含有多种不确定性的地效干扰，采用主动控制的方式为多旋翼自主起降过程设计标称控制器和扩张状态观测器，并采用观测出来的地效干扰设计补偿控制器，从而分别计算竖直方向的电机标称控制量和抗地效干扰补偿控制量，以实现在复杂地形环境、高精度起降控制任务要求下的高性能自主起降控制。
本发明实施例提出一种考虑地效的多旋翼自主起降控制方法。如图1所示，该方法可以包括：
S100：获取多旋翼的期望参数、实时工作参数及上一时刻多旋翼在竖直方向的电机控制量。其中，期望参数包括期望的起降速度；实时工作参数包括：实时高度、竖直速度、滚转角和俯仰角。
在实际应用中，本步骤既可以分时也可以同时读取期望的多旋翼的起降速度、实时高度、竖直速度、滚转角、俯仰角以及上一时刻多旋翼在竖直方向的电机控制量。其中，实时高度、竖直速度、滚转角和俯仰角可以通过传感器实时获取。
S110：根据多旋翼的期望参数、实时工作参数以及多旋翼结构参数，计算标称状态下的自主起降电机控制量。
其中，多旋翼结构参数包括但不限于多旋翼的质量和推控比。推控比为多旋翼竖直方向产生的向上的升力与竖直方向上所给的电机控制量之间的比值。
具体地，本步骤可以包括：
根据多旋翼的期望参数、实时工作参数以及多旋翼结构参数，结合多旋翼标称高度动力学模型，根据下式计算标称状态下的自主起降电机控制量：
Figure BDA0001188299550000071
其中，
Figure BDA0001188299550000072
表示标称状态下的自主起降电机控制量；m表示多旋翼的质量；
Figure BDA0001188299550000073
表示期望的起降加速度(即下一时刻期望的起降加速度)；k1表示控制增益，k1＞0；k2表示控制增益，k2＞0；e1＝zd-z；
Figure BDA0001188299550000074
zd表示期望高度(即下一时刻期望的高度)；z表示实时高度；
Figure BDA0001188299550000075
表示期望的起降速度；vd表示多旋翼竖直速度；g表示重力加速度常数；
Figure BDA0001188299550000087
表示推控比的估计值；
Figure BDA0001188299550000081
表示滚转角；θ表示俯仰角。
上述多旋翼标称高度动力学模型可以根据下式来建立：
Figure BDA0001188299550000082
其中，表示z的二阶导数，即竖直方向的加速度；U表示上一时刻竖直方向的电机控制量。
上述多旋翼标称高度动力学模型不考虑任何干扰和建模误差。鉴于此，本发明实施例设计反馈控制律，来计算标称状态下自主起降电机控制量。
上述控制增益在大于0的情况下可以保证得到标称状态下的自主起降电机控制量。在具体实施过程中，控制增益可以根据实际情况，并考虑不同的系统参数以及多旋翼特性在调试中进行参数整定。例如：一个自重1公斤的四旋翼和一个自重2公斤同时布局不同的四旋翼在考虑控制增益时，本领域技术人员可以根据具体情况进行分析和有限的实验(其中包括但不限于反复试凑方法)即可整定得到，在此不再赘述。
在一个优选的实施例中，通过以下方式来确定推控比的估计值：
步骤A1：获取多旋翼进行定点悬停飞行时上一时刻竖直方向的电机控制量和多旋翼所受重力。
步骤A2：基于上一时刻竖直方向的电机控制量和多旋翼所受重力，根据下式采用离线辨识方法估计推控比：
Figure BDA0001188299550000084
式中，
Figure BDA0001188299550000085
表示推控比的估计值；mg表示多旋翼所受重力；U表示上一时刻竖直方向的电机控制量。
在实际应用中，可以首先通过遥控操作使多旋翼进行定点悬停飞行，记录此时所给的控制量和多旋翼实际所受重力，通过离线辨识方法获得推控比的估计值
Figure BDA0001188299550000086
将该估计值用于在线控制量的计算。
在一个优选的实施例中，通过以下方式来计算期望的起降加速度：
基于期望起降速度，根据预设的控制周期，采用一阶惯性环节构成数字微分器，计算出下一时刻期望的起降加速度。
在一个优选的实施例中，通过以下方式来计算期望高度：
基于期望起降速度，根据预设的控制周期，采用数值积分的方法计算出下一时刻期望的高度。
S120：根据多旋翼的期望参数、实时工作参数和上一时刻多旋翼在竖直方向的电机控制量以及多旋翼结构参数，计算地效干扰下的自主起降电机补偿控制量。
本步骤在计算地效干扰下的自主起降电机补偿控制量时，考虑如下受扰动的多旋翼高度动力学模型：
Figure BDA0001188299550000091
其中，Δ表示总和干扰量，其代表所有建模误差和外界扰动的总和。示例性地，总和干扰量可以包括离线辨识推控比
Figure BDA0001188299550000097
时产生的建模误差、地效干扰产生的影响以及其他未知干扰。其中，在离地飞行距离较小时，地效干扰占主导作用。对此，本发明实施例通过构造扩张状态观测器来进行估计。
具体地，本步骤可以通过步骤S121至步骤S122来实现。
S121：根据下式构建扩张状态观测器：
Figure BDA0001188299550000092
其中，
Figure BDA0001188299550000093
表示高度估计值；
Figure BDA0001188299550000094
表示竖直方向速度估计值；
Figure BDA0001188299550000095
表示总和干扰量的估计值；l1、l2、l3表示扩张状态观测器增益，l1＞0，l2＞0，l3＞0；U表示上一时刻竖直方向的电机控制量。
上述扩张状态观测器增益大于0就可以实现扩张状态观测器的构建。在具体实施过程中，扩张状态观测器增益可以根据实际情况，并考虑不同的系统参数以及多旋翼特性在调试中进行参数整定。例如：一个自重1公斤的四旋翼和一个自重2公斤同时布局不同的四旋翼在考虑扩张状态观测器增益时，本领域技术人员可以根据具体情况进行分析和有限的实验(其中包括但不限于反复试凑方法)即可整定得到，在此不再赘述。
S122：利用总和干扰量的估计值，根据下式计算地效干扰下的自主起降电机补偿控制量：
Figure BDA0001188299550000096
其中，Ucom表示地效干扰下的自主起降电机补偿控制量；
Figure BDA0001188299550000101
表示总和干扰量的估计值；m表示多旋翼的质量；表示推控比估计值；
Figure BDA0001188299550000103
表示滚转角；θ表示俯仰角。
S130：根据标称状态下的自主起降电机控制量和地效干扰下的自主起降电机补偿控制量，合成出下一时刻的电机控制量。
具体地，本步骤可以根据下式确定下一时刻的电机控制量：
Figure BDA0001188299550000104
其中，U*表示下一时刻的电机控制量；
Figure BDA0001188299550000105
表示标称状态下自主起降电机控制量；c表示补偿控制量权系数；Ucom表示地效干扰下的自主起降电机补偿控制量。
在一个优选的实施例中，可以根据以下方式来确定补偿控制量权系数：
步骤B1：当实时高度小于预定阈值时，将补偿控制量权系数设定为1。
步骤B2：当实时高度大于预定阈值时，将补偿控制量权系数设定为0。
在实际应用中，本发明实施例可以重复上述步骤S100至步骤S130，计算出下一个控制周期内的电机控制量。
本发明实施例针对未建模的地效干扰，通过采用标称电机控制量，采用扩张状态观测器，估计干扰并计算补偿电机控制量及地效干扰下的自主起降电机补偿控制量，进行加权合成得出下一时刻的竖直方向电机控制量，实现了在复杂地形环境、高精度起降控制任务要求下的高性能自主起降控制。
下面结合图2以一优选实施例来详细说明考虑地效干扰的多旋翼自主起降电机控制量计算流程。该流程可以包括如下步骤：
步骤21：根据读取到的期望起降速度进行指令预处理。
具体地，本步骤可以包括：根据预设的控制周期，采用一阶惯性环节构成数字微分器，计算出下一时刻期望的起降加速度，并采用数值积分的方法计算出下一时刻期望的高度。
步骤22：根据期望高度、期望起降速度与从传感器读取到的多旋翼实时高度、竖直速度作差、滚转角、俯仰角以及计算得到的期望起降加速度，计算标称状态下的自主起降电机控制量。
步骤23：计算得到考虑地效干扰的自主起降电机补偿控制量。
步骤24：将标称状态下的自主起降电机控制量和地效干扰的自主起降电机补偿控制量加权求和，得到竖直方向电机控制量。
步骤25：利用竖直方向电机控制量用以控制受地效干扰所扰动过的多旋翼高度动力学模型，进而控制多旋翼的电机转速，从而实现多旋翼的自主起降控制。
上述实施例中虽然将各个步骤按照上述先后次序的方式进行了描述，但是本领域技术人员可以理解，为了实现本实施例的效果，不同的步骤之间不必按照这样的次序执行，其可以同时(并行)执行或以颠倒的次序执行，这些简单的变化都在本发明的保护范围之内。
基于与上述方法实施例相同的技术构思，本发明实施例还提供一种考虑地效的多旋翼自主起降控制装置。该多旋翼自主起降控制装置可以执行上述多旋翼自主起降控制方法实施例。该装置30包括：获取模块32、标称控制量计算模块34、补偿控制量计算模块36和控制量合成模块38。其中，获取模块32用于获取多旋翼的期望参数、实时工作参数及上一时刻多旋翼在竖直方向的电机控制量；其中，期望参数包括期望的起降速度；实时工作参数包括：实时高度、竖直速度、滚转角和俯仰角。标称控制量计算模块34用于根据多旋翼的期望参数、实时工作参数以及多旋翼结构参数，计算标称状态下的自主起降电机控制量。补偿控制量计算模块36用于根据多旋翼的期望参数、实时工作参数和上一时刻多旋翼在竖直方向的电机控制量以及多旋翼结构参数，计算地效干扰下的自主起降电机补偿控制量。控制量合成模块38用于根据标称状态下的自主起降电机控制量和地效干扰下的自主起降电机补偿控制量，合成出下一时刻的电机控制量。
在一些可选的实施例中，上述标称控制量计算模块具体用于根据多旋翼的期望参数、实时工作参数以及多旋翼结构参数，结合多旋翼标称高度动力学模型，根据下式计算标称状态下的自主起降电机控制量：
Figure BDA0001188299550000111
其中，
Figure BDA0001188299550000112
表示标称状态下的自主起降电机控制量；m表示多旋翼的质量；
Figure BDA0001188299550000113
表示期望的起降加速度；k1表示控制增益，k1＞0；k2表示控制增益，k2＞0；e1＝zd-z；
Figure BDA0001188299550000121
zd表示期望高度；z表示实时高度；
Figure BDA0001188299550000122
表示期望的起降速度；vd表示多旋翼竖直速度；g表示重力加速度常数；
Figure BDA0001188299550000123
表示推控比的估计值；
Figure BDA0001188299550000124
表示滚转角；θ表示俯仰角。
在一些可选的实施例中，上述标称控制量计算模块还用于通过以下方式来确定推控比的估计值：
获取多旋翼进行定点悬停飞行时上一时刻竖直方向的电机控制量和多旋翼所受重力；
基于上一时刻竖直方向的电机控制量和多旋翼所受重力，根据下式采用离线辨识方法计算推控比的估计值：
Figure BDA0001188299550000125
其中，
Figure BDA0001188299550000126
表示推控比估计值；mg表示多旋翼所受重力；U表示上一时刻竖直方向的电机控制量。
在一些可选的实施例中，上述标称控制量计算模块还用于通过以下方式来确定期望的起降加速度：
基于期望起降速度，根据预设的控制周期，采用一阶惯性环节构成数字微分器，计算期望的起降加速度。
在一些可选的实施例中，上述标称控制量计算模块还用于通过以下方式来确定期望高度：
基于期望起降速度，根据预设的控制周期，采用数值积分的方法计算下一时刻期望的高度。
在一些可选的实施例中，上述补偿控制量计算模块具体用于：
根据下式构建扩张状态观测器：
Figure BDA0001188299550000127
其中，
Figure BDA0001188299550000128
表示高度估计值；
Figure BDA0001188299550000129
表示竖直方向速度估计值；
Figure BDA00011882995500001210
表示总和干扰量的估计值；l1、l2、l3表示扩张状态观测器增益，l1＞0，l2＞0，l3＞0；U表示上一时刻竖直方向的电机控制量；
Figure BDA00011882995500001211
表示推控比估计值；表示滚转角；θ表示俯仰角；z表示实时高度；m表示多旋翼的质量；g表示重力加速度常数；
利用总和干扰量的估计值，根据下式计算地效干扰下的自主起降电机补偿控制量：
Figure BDA0001188299550000131
其中，Ucom表示地效干扰下的自主起降电机补偿控制量。
在一些可选的实施例中，控制量合成模块具体用于根据下式确定下一时刻的电机控制量：
Figure BDA0001188299550000132
其中，U*表示下一时刻的电机控制量；
Figure BDA0001188299550000133
表示标称状态下自主起降电机控制量；c表示补偿控制量权系数；Ucom表示地效干扰下的自主起降电机补偿控制量。
在一些可选的实施例中，上述控制量合成模块通过以下方式来确定补偿控制量权系数：
当实时高度小于预定阈值时，将补偿控制量权系数设定为1；
当实时高度大于预定阈值时，将补偿控制量权系数设定为0。
下面结合图4，来对本发明实施例提出的考虑地效的多旋翼自主起降控制装置进行详细说明。如图4所示，该多旋翼自主起降控制装置可以包括期望值读取模块41、传感器读取模块42、控制量读取模块43、标称控制量计算模块44、补偿控制量计算模块45和控制量合成模块46。其中，期望值读取模块41用于读取期望的多旋翼起降速度，并根据预设的控制周期，计算出下一时刻期望的起降加速度和高度。传感器读取模块42用于实时获取多旋翼的高度、竖直速度、滚转角和俯仰角。控制量读取模块43用于读取上一时刻多旋翼在竖直方向的电机控制量。标称控制量计算模块44用于根据期望值读取模块41和传感器读取模块42读取到的数据，以及多旋翼的结构参数，计算标称状态下的自主起降电机控制量。补偿控制量计算模块45用于根据期望值读取模块41、传感器读取模块42、控制量读取模块43读取到的数据，以及多旋翼的结构参数，构建状态估计器，将地效干扰量估计出来，并利用地效干扰的估计值来计算地效干扰下的自主起降电机补偿控制量。控制量合成模块46用于将标称控制量计算模块44计算出的标称状态下的自主起降电机控制量和补偿控制量计算模块45计算出的地效干扰下的自主起降电机补偿控制量，以加权相加的方式合成为下一时刻的总电机控制量，还用于给多旋翼的高度设定一个阈值，当高度低于这个阈值时，补偿控制量切入起作用，当高度高于该阈值时，补偿控制量改出不起作用，从而控制多旋翼电机的转速。其中，多旋翼基本结构参数包括多旋翼的质量和推控比，推控比为多旋翼竖直方向产生的向上的升力与竖直方向上所给的电机控制量之间的比值。根据多旋翼定点悬停时所给的控制量和多旋翼实际所受重力，通过离线辨识方法获得推控比的估计值。
下面结合图5，再以一优选实施方式对本发明实施例提出的多旋翼自主起降控制装置的应用进行详细说明。
如图5所示，51为控制指令给定装置，其包括遥控器或地面站，用以给出期望的起降速度，优选的，遥控器可以选用Futaba T14SG遥控器，地面站可以采用250mW的915M数传与多旋翼通信。52为传感装置，其包括IMU(三轴加速度计和三轴陀螺仪)、磁罗盘、GPS和气压高度计，各种传感器通过扩展卡尔曼滤波方法给出多旋翼的实时高度、竖直速度、滚转角、俯仰角，优选的，可以采用MPU6050IMU模块，并选用LSM303D三轴磁强计、MS5611气压高度计和UBLOX M8N GPS模块来实现。53为本发明实施例提出的考虑地效的多旋翼自主起降控制装置，其通过将标称状态下的自主起降电机控制量和地效干扰下的自主起降电机补偿控制量加权合成，得到最终的竖直方向电机控制量，用以控制多旋翼电机54。
经实验证明，本发明实施例提出的考虑地效的多旋翼自主起降控制方法和考虑地效的多旋翼自主起降控制装置能有效抵抗地效干扰，增加自主起降过程中的姿态平稳性，提升操作体验和飞行安全性。
本领域技术人员可以理解，上述多旋翼自主起降控制装置和多旋翼的电机转速控制系统还可以包括一些其他的公知结构，例如处理器、控制器、存储器和总线等，其中，存储器包括但不限于随机存储器、闪存、可编程只读存储器、易失性存储器、非易失性存储器、串行存储器、并行存储器或寄存器等，处理器包括但不限于单核处理器、多核处理器、基于X86架构的处理器、CPLD/FPGA、DSP、ARM处理器、MIPS处理器等，总线可以包括数据总线、地址总线和控制总线。为了不必要地模糊本公开的实施例，这些公知的结构未在图3-5中示出。
应指出的是，上面分别对本发明的多旋翼自主起降控制方法考虑地效的多旋翼自主起降控制装置实施例进行了描述，但是对一个实施例描述的细节也可应用于另一个实施例。
以上对本发明的示例实施例的详细描述是为了说明和描述的目的而提供。不是为了穷尽或将本发明限制为所描述的精确形式。显然，许多变型和改变对本领域技术人员而言是显而易见的。实施例的选择和描述是为了最佳地说明本发明的原理及其实际应用，从而使本领域其他技术人员能够理解本发明的各种实施例和适于特定使用预期的各种变型。本发明的实施例可以省略上述技术特征中的一些技术特征，仅解决现有技术中存在的部分技术问题。而且，所描述的技术特征可以进行任意组合。本发明的保护范围由所附权利要求及其等价物来限定，本领域技术其他人员可以对所附权利要求中所描述的技术方案进行各种变型或替换和组合，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本发明的保护范围之内。

Claims (16)

1.一种考虑地效的多旋翼自主起降控制方法，其特征在于，所述方法包括：
获取所述多旋翼的期望参数、实时工作参数及上一时刻所述多旋翼在竖直方向的电机控制量；其中，所述期望参数包括期望的起降速度；所述实时工作参数包括：实时高度、竖直速度、滚转角和俯仰角；
根据所述多旋翼的所述期望参数、所述实时工作参数以及多旋翼结构参数，计算标称状态下的自主起降电机控制量；
根据所述多旋翼的所述期望参数、所述实时工作参数和所述上一时刻多旋翼在竖直方向的电机控制量以及所述多旋翼结构参数，计算地效干扰下的自主起降电机补偿控制量；
根据所述标称状态下的自主起降电机控制量和所述地效干扰下的自主起降电机补偿控制量，合成出下一时刻的电机控制量。
2.根据权利要求1所述的多旋翼自主起降控制方法，其特征在于，所述根据所述多旋翼的所述期望参数、所述实时工作参数以及多旋翼结构参数，计算标称状态下的自主起降电机控制量，具体包括：
根据所述多旋翼的所述期望参数、所述实时工作参数以及所述多旋翼结构参数，结合多旋翼标称高度动力学模型，根据下式计算所述标称状态下的自主起降电机控制量：
Figure FDA0001188299540000011
其中，所述
Figure FDA0001188299540000012
表示所述标称状态下的自主起降电机控制量；所述m表示所述多旋翼的质量；所述
Figure FDA0001188299540000013
表示所述期望的起降加速度；所述k1表示控制增益，所述k1＞0；所述k2表示控制增益，所述k2＞0；所述e1＝zd-z；所述
Figure FDA0001188299540000014
所述zd表示期望高度；所述z表示所述实时高度；所述
Figure FDA0001188299540000015
表示所述期望的起降速度；所述vd表示所述多旋翼竖直速度；所述g表示重力加速度常数；所述
Figure FDA0001188299540000016
表示推控比的估计值；所述
Figure FDA0001188299540000017
表示所述滚转角；所述θ表示所述俯仰角。
3.根据权利要求2所述的多旋翼自主起降控制方法，其特征在于，所述推控比的估计值通过以下方式来确定：
获取所述多旋翼进行定点悬停飞行时上一时刻竖直方向的电机控制量和多旋翼所受重力；
基于所述上一时刻竖直方向的电机控制量和所述多旋翼所受重力，根据下式采用离线辨识方法计算推控比的估计值：
Figure FDA0001188299540000021
其中，所述
Figure FDA0001188299540000022
表示所述推控比估计值；所述mg表示所述多旋翼所受重力；所述U表示所述上一时刻竖直方向的电机控制量。
4.根据权利要求2所述的多旋翼自主起降控制方法，其特征在于，所述期望的起降加速度通过以下方式来计算：
基于所述期望的起降速度，根据预设的控制周期，采用一阶惯性环节构成数字微分器，计算所述期望的起降加速度。
5.根据权利要求2所述的多旋翼自主起降控制方法，其特征在于，所述期望高度通过以下方式来计算：
基于所述期望的起降速度，根据预设的控制周期，采用数值积分的方法计算下一时刻期望的高度。
6.根据权利要求1所述的多旋翼自主起降控制方法，其特征在于，所述根据所述多旋翼的所述期望参数、所述实时工作参数和所述上一时刻多旋翼在竖直方向的电机控制量以及所述多旋翼结构参数，计算地效干扰下的自主起降电机补偿控制量，具体包括：
根据下式构建扩张状态观测器：
Figure FDA0001188299540000023
其中，所述
Figure FDA0001188299540000024
表示高度估计值；所述
Figure FDA0001188299540000025
表示竖直方向速度估计值；所述
Figure FDA0001188299540000026
表示总和干扰量的估计值；所述l1、所述l2、所述l3表示扩张状态观测器增益，所述l1＞0，所述l2＞0，所述l3＞0；所述U表示上一时刻竖直方向的电机控制量；所述
Figure FDA0001188299540000027
表示推控比的估计值；所述
Figure FDA0001188299540000028
表示所述滚转角；所述θ表示所述俯仰角；所述z表示所述实时高度；所述m表示所述多旋翼的质量；所述g表示重力加速度常数；
利用所述总和干扰量的估计值，根据下式计算所述地效干扰下的自主起降电机补偿控制量：
Figure FDA0001188299540000029
其中，所述Ucom表示所述地效干扰下的自主起降电机补偿控制量。
7.根据权利要求1所述的多旋翼自主起降控制方法，其特征在于，所述根据所述标称状态下的自主起降电机控制量和所述地效干扰下的自主起降电机补偿控制量，合成出下一时刻的电机控制量，具体包括：
根据下式确定所述下一时刻的电机控制量：
Figure FDA0001188299540000031
其中，所述U*表示所述下一时刻的电机控制量；所述
Figure FDA0001188299540000032
表示所述标称状态下自主起降电机控制量；所述c表示补偿控制量权系数；所述Ucom表示所述地效干扰下的自主起降电机补偿控制量。
8.根据权利要求7所述的多旋翼自主起降控制方法，其特征在于，所述补偿控制量权系数根据以下方式来确定：
当所述实时高度小于预定阈值时，将所述补偿控制量权系数设定为1；
当所述实时高度大于预定阈值时，将所述补偿控制量权系数设定为0。
9.一种考虑地效的多旋翼自主起降控制装置，其特征在于，所述装置包括：
获取模块，用于获取所述多旋翼的期望参数、实时工作参数及上一时刻所述多旋翼在竖直方向的电机控制量；其中，所述期望参数包括期望的起降速度；所述实时工作参数包括：实时高度、竖直速度、滚转角和俯仰角；
标称控制量计算模块，用于根据所述多旋翼的所述期望参数、所述实时工作参数以及多旋翼结构参数，计算标称状态下的自主起降电机控制量；
补偿控制量计算模块，用于根据所述多旋翼的所述期望参数、所述实时工作参数和所述上一时刻多旋翼在竖直方向的电机控制量以及所述多旋翼结构参数，计算地效干扰下的自主起降电机补偿控制量；
控制量合成模块，用于根据所述标称状态下的自主起降电机控制量和所述地效干扰下的自主起降电机补偿控制量，合成出下一时刻的电机控制量。
10.根据权利要求9所述的多旋翼自主起降控制装置，其特征在于，所述标称控制量计算模块具体用于根据所述多旋翼的所述期望参数、所述实时工作参数以及所述多旋翼结构参数，结合多旋翼标称高度动力学模型，根据下式计算所述标称状态下的自主起降电机控制量：
Figure FDA0001188299540000041
其中，所述
Figure FDA0001188299540000042
表示所述标称状态下的自主起降电机控制量；所述m表示所述多旋翼的质量；所述
Figure FDA0001188299540000043
表示所述期望的起降加速度；所述k1表示控制增益，所述k1＞0；所述k2表示控制增益，所述k2＞0；所述e1＝zd-z；所述
Figure FDA0001188299540000044
所述zd表示期望高度；所述z表示所述实时高度；所述
Figure FDA0001188299540000045
表示所述期望的起降速度；所述vd表示所述多旋翼竖直速度；所述g表示重力加速度常数；所述
Figure FDA0001188299540000046
表示推控比的估计值；所述
Figure FDA0001188299540000047
表示所述滚转角；所述θ表示所述俯仰角。
11.根据权利要求10所述的多旋翼自主起降控制装置，其特征在于，所述标称控制量计算模块还用于通过以下方式来确定所述推控比的估计值：
获取所述多旋翼进行定点悬停飞行时上一时刻竖直方向的电机控制量和多旋翼所受重力；
基于所述上一时刻竖直方向的电机控制量和所述多旋翼所受重力，根据下式采用离线辨识方法计算推控比的估计值：
Figure FDA0001188299540000048
其中，所述表示所述推控比估计值；所述mg表示所述多旋翼所受重力；所述U表示所述上一时刻竖直方向的电机控制量。
12.根据权利要求10所述的多旋翼自主起降控制装置，其特征在于，所述标称控制量计算模块还用于通过以下方式来确定所述期望的起降加速度：
基于所述期望的起降速度，根据预设的控制周期，采用一阶惯性环节构成数字微分器，计算所述期望的起降加速度。
13.根据权利要求10所述的多旋翼自主起降控制装置，其特征在于，所述标称控制量计算模块还用于通过以下方式来确定所述期望高度：
基于所述期望的起降速度，根据预设的控制周期，采用数值积分的方法计算下一时刻期望的高度。
14.根据权利要求9所述的多旋翼自主起降控制装置，其特征在于，所述补偿控制量计算模块具体用于：
根据下式构建扩张状态观测器：
Figure FDA0001188299540000051
其中，所述表示高度估计值；所述
Figure FDA0001188299540000053
表示竖直方向速度估计值；所述表示总和干扰量的估计值；所述l1、所述l2、所述l3表示扩张状态观测器增益，所述l1＞0，所述l2＞0，所述l3＞0；所述U表示上一时刻竖直方向的电机控制量；所述
Figure FDA0001188299540000055
表示推控比的估计值；所述
Figure FDA0001188299540000056
表示所述滚转角；所述θ表示所述俯仰角；所述z表示所述实时高度；所述m表示所述多旋翼的质量；所述g表示重力加速度常数；
利用所述总和干扰量的估计值，根据下式计算所述地效干扰下的自主起降电机补偿控制量：
Figure FDA0001188299540000057
其中，所述Ucom表示所述地效干扰下的自主起降电机补偿控制量。
15.根据权利要求9所述的多旋翼自主起降控制装置，其特征在于，所述控制量合成模块具体用于根据下式确定所述下一时刻的电机控制量：
其中，所述U*表示所述下一时刻的电机控制量；所述
Figure FDA0001188299540000059
表示所述标称状态下自主起降电机控制量；所述c表示补偿控制量权系数；所述Ucom表示所述地效干扰下的自主起降电机补偿控制量。
16.根据权利要求15所述的多旋翼自主起降控制装置，其特征在于，所述控制量合成模块通过以下方式来确定所述补偿控制量权系数：
当所述实时高度小于预定阈值时，将所述补偿控制量权系数设定为1；
当所述实时高度大于预定阈值时，将所述补偿控制量权系数设定为0。
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