CN106990790A - 一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法，包括顺序进行的以下步骤：S1、获取多旋翼飞行器动力系统的最大控制力矩、获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩；S2、判定最大控制力矩与实时控制力矩之间的关系；若实时控制力矩中的各类型均小于最大控制力矩中的对应类型，则飞行器采用的偏航欧拉角指令值为飞行器控制器计算的结果；若实时控制力矩中有任意一个类型大于或等于最大控制力矩中的对应类型，则飞行器采用的偏航欧拉角指令值为实时偏航欧拉角测量值。该方法为一种可避免外扰动和传感器故障导致控制输出饱和而危及飞行安全的抗饱和多旋翼飞行器控制方法。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器控制方法技术领域，特别是涉及一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法。
背景技术
多旋翼飞行器以及具有多旋翼组件的复合翼飞行器是具有多变量、非线性、中立稳定等特点的动力学系统，对控制系统要求较高。而这类飞行器通过改变多个定桨距螺旋桨的转速协调控制滚转、俯仰和偏航控制力矩以及竖直方向力，控制执行系统强耦合，在这个系统中，滚转和俯仰力矩由多个螺旋桨拉力偏差与相应力臂的乘积提供，而偏航方向的控制力矩通过螺旋桨转动阻力矩，这种空气动力学特性导致飞行器本体的偏航控制能力远远低于滚转和俯仰控制能力，通常可达偏航方向的5至10倍。因此，一旦上述四个方向的广义力饱和，会对控制输出分配产生影响，让另外三个方向的控制能力下降直至飞行器失稳。
目前常用的一种抑制控制输出饱和的方法是伪控制对冲(Pseudo-ControlHedging)，该方法是在模型参考自适应控制框架中添加作动器动力学模型，让实测或估计的作动器动力学特性进入参考模型的广义加速度计算过程中，提高参考模型与理想动力学模型的契合度，避免控制功率(幅度与频率)超过飞行器作动器可用功率导致的控制输出饱和问题。该方法用于多旋翼飞行器时能够减缓作动力系统饱和导致的飞行器失稳问题，但由于该方法本质上是一种基于线性模型的抗饱和机制，一旦外扰动或传感器偏差超过设计的闭环控制系统裕度，依然会导致系统失稳。
发明内容
针对上述提出的现有技术在严苛条件下无法避免多旋翼飞行器动力系统输出饱和导致系统失稳的问题，本发明提供了一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法，该方法为一种可避免外扰动和传感器故障导致控制输出饱和而危及飞行安全的抗饱和多旋翼飞行器控制方法。
本发明提供的一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法通过以下技术要点来解决问题：一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法，包括顺序进行的以下步骤：
S1、获取多旋翼飞行器动力系统的最大控制力矩、获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩；
以上最大控制力矩包括以下类型：最大滚转控制力矩、最大俯仰控制力矩及最大偏航控制力矩；
以上实时控制力矩包括以下类型：实时滚转控制力矩、实时俯仰控制力矩及实时偏航控制力矩；
S2、判定最大控制力矩与实时控制力矩之间的关系；
判定方法为：最大滚转控制力矩与实时滚转控制力矩对比、最大俯仰控制力矩与实时俯仰控制力矩对比、最大偏航控制力矩与实时偏航控制力矩对比；
若实时控制力矩中的各类型均小于最大控制力矩中的对应类型，则飞行器采用的偏航欧拉角指令值为飞行器控制器计算的结果；
若实时控制力矩中有任意一个类型大于或等于最大控制力矩中的对应类型，则飞行器采用的偏航欧拉角指令值为实时偏航欧拉角测量值。
更进一步的技术方案为：
所述步骤S2中，所采用的用于对比的最大控制力矩的各类型值分别为多旋翼飞行器动力系统的滚转、俯仰、偏航最大控制力矩乘以80％至95％的安全系数后的所得值。现有技术中，大部分多旋翼飞行器需要使用动力系统75％左右的控制力矩才能完成航线飞行，以上触发控制力矩饱和的下限设置为80％保证正常飞行不受影响，控制精度达到控制器预设范围；而最大控制力矩的上限为95％是为了在触发控制力矩饱和模式的情况下仍然具有至少5％的控制力矩余量，以便在瞬时极端外扰动力矩或传感器瞬时失效的情况下具有一定的恢复正常状态的可能性。
步骤S1中，获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩通过以下方式实现：由飞行器控制器控制分配得出的每个电子调速器控制信号结合动力系统模型获得。
获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩通过顺序进行的以下步骤实现：
E1、获取多旋翼飞行器布局形式信息和动力系统信息，布局形式信息包括动力系统的数量、动力系统相对飞行器重心的位置和距离、螺旋桨转动方向，动力系统信息包括PWM脉宽值、拉力、转速和功率；
E2、将E1获取的PWM脉宽值作为自变量，其他信息作为因变量进行二次多项式拟合；
E3、获取当前时刻控制器发送给电子调速器的PWM脉宽值，利用E2的拟合结果计算PWM脉宽值相对应的拉力、转速和功率，使用拉力和动力系统对应的滚转轴和俯仰轴相对重心的位置获取滚转力矩和俯仰力矩，使用功率和转速做商获取动力系统转动阻力矩；
E4将所有动力系统产生的滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩分别求和，获得当前时刻多旋翼飞行器的滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩。
步骤S1中，获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩通过以下方式实现：采用动态逆方法的控制器通过角加速度指令和动态逆增益获得。
飞行器控制器计算得到偏航欧拉角指令值通过如下方式实现：由制导速度指令值与导航速度测量值之间的误差乘比例增益获得。
本发明具有以下有益效果：
本方案提供的方法为一种可避免外扰动和传感器故障导致控制输出饱和而危及飞行安全的抗饱和多旋翼飞行器控制方法，本方法具有以下优势：1、实现方式简单，只需要了解多旋翼飞行器平台最大控制力矩以及实时监控控制力矩并进行比较，通过比较结果切换飞行器的偏航欧拉角指令值来源即可；2、适用范围广，大部分采用串级结构的姿态控制器均适用此控制方法；3、保护能力强，在外扰动力矩达到飞行器平台最大控制力矩的情况下以及航向传感器瞬间失效的情况下通过牺牲航向控制精度，保证飞行器飞行安全。
附图说明
图1为本发明所述的一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法一个具体实施例的实现步骤示意图；
图2为实施例1高度数据示意图；
图3为实施例1偏航欧拉角数据示意图；
图4为实施例1偏航欧拉角数据在外扰动开启时刻示意图；
图5为实施例1偏航欧拉角数据在欧拉角指令切换瞬间示意图；
图6为实施例1偏航出舵数据示意图；
图7为实施例2高度数据示意图；
图8为实施例2滚转欧拉角数据示意图；
图9为实施例2俯仰欧拉角数据示意图；
图10为实施例2偏航欧拉角数据示意图；
图11为实施例2滚转出舵数据示意图；
图12为实施例2俯仰出舵数据示意图；
图13为实施例2偏航出舵数据示意图；
图14为实施例2北向位置数据示意图；
图15为实施例2东向位置数据示意图。
具体实施方式
为充分说明本发明的技术方案，下面提供本发明涉及的抗饱和多旋翼飞行器控制方法的两个具体实施例。其中实施例1主要体现采用动力系统获取多旋翼控飞行器的实施控制力矩，即由飞行器控制器控制分配得出的每个电子调速器控制信号结合动力系统模型获得，且已知飞行器动力系统的最大控制力矩，即用于与实时控制力矩进行对比的飞行器最大控制力矩设置为多旋翼飞行器最大控制力矩的80％，极端情况为三轴外扰动力矩；实施例2主要体现采用动态逆方法的控制器通过角加速度指令和动态逆增益获取多旋翼控制力矩，已知飞行器动力系统的最大控制力矩设置为多旋翼飞行器最大控制力矩的95％，极端情况为电子磁罗盘瞬时跳变。
实施例1：
一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法，包括顺序进行的以下步骤：
S1、获取多旋翼飞行器动力系统的最大控制力矩、获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩；
以上最大控制力矩包括以下类型：最大滚转控制力矩、最大俯仰控制力矩及最大偏航控制力矩；
以上实时控制力矩包括以下类型：实时滚转控制力矩、实时俯仰控制力矩及实时偏航控制力矩；
S2、判定最大控制力矩与实时控制力矩之间的关系；
判定方法为：最大滚转控制力矩与实时滚转控制力矩对比、最大俯仰控制力矩与实时俯仰控制力矩对比、最大偏航控制力矩与实时偏航控制力矩对比；
若实时控制力矩中的各类型均小于最大控制力矩中的对应类型，则飞行器采用的偏航欧拉角指令值为飞行器控制器计算的结果；
若实时控制力矩中有任意一个类型大于或等于最大控制力矩中的对应类型，则飞行器采用的偏航欧拉角指令值为实时偏航欧拉角测量值；
所述步骤S2中，所采用的用于对比的最大控制力矩的各类型值分别为多旋翼飞行器动力系统的滚转、俯仰、偏航最大控制力矩乘以80％的安全系数后的所得值。
步骤S1中，获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩通过以下方式实现：由飞行器控制器控制分配得出的每个电子调速器控制信号结合动力系统模型获得，具体实现方法为：
E1、获取多旋翼飞行器布局形式信息和动力系统信息，布局形式信息包括动力系统的数量、动力系统相对飞行器重心的位置和距离、螺旋桨转动方向，动力系统信息包括PWM脉宽值、拉力、转速和功率；
E2、将E1获取的PWM脉宽值作为自变量，其他信息作为因变量进行二次多项式拟合；
E3、获取当前时刻控制器发送给电子调速器的PWM脉宽值，利用E2的拟合结果计算PWM脉宽值相对应的拉力、转速和功率，使用拉力和动力系统对应的滚转轴和俯仰轴相对重心的位置获取滚转力矩和俯仰力矩，使用功率和转速做商获取动力系统转动阻力矩；
E4、将所有动力系统产生的滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩分别求和，获得当前时刻多旋翼飞行器的滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩。
以上E3中的转动阻力矩即为偏航力矩。
具体的：E1：获取多旋翼飞行器布局形式信息和动力系统信息
布局形式：X形六旋翼
动力系统距重心距离：0.7m
动力系统信息
| 电机KV值100 | 供电电压44.4V | 螺旋桨20*6英寸 | |
| PWM | 拉力(Kg) | 转速(RPM) | 功率(W) |
| 1500 | 0.82 | 2420 | 67 |
| 1650 | 1.23 | 2930 | 109 |
| 1750 | 1.55 | 3260 | 147 |
| 1850 | 1.92 | 3750 | 193 |
| 2000 | 2.43 | 4070 | 260 |
E2：二次项拟合结果
TPWM＝0.00001PWM2-0.005PWM-8.3682
WPWM＝0.0003PWM2-0.4858PWM+231
ΩPWM＝-0.0001PWM2+0.7461PWM-618
分别三个值分别为拉力、功率和转速
获取当时控制器发送给电子调速器的PWM脉宽值，利用E2的拟合结果计算PWM脉宽值相对应的拉力、转速和功率，使用拉力和动力系统对应的滚转轴和俯仰轴相对重心的位置获取滚转力矩和俯仰力矩，使用功率和转速做商获取动力系统转动阻力矩也就是偏航力矩。
例如左前电机顺时针转动PWM脉宽值1630
则拉力11.705N，功率1027.7W，转速332.42rad/s
滚转力臂0.35m，俯仰力臂0.6062m，
滚转力矩4.095Nm，俯仰力矩7.096Nm，偏航力矩3.0746Nm。
所有电机力矩均采用以上方式进行计算即可得到当时多旋翼飞行器滚转、俯仰和偏航力矩，同时将各个动力系统脉宽值分别配置为最有利于提供三轴控制力矩的方式可获得多旋翼飞行器三轴最大控制力矩分别为5.67Nm，5.83Nm以及0.71Nm，已知最大控制力矩为4.54Nm，4.66Nm以及0.568Nm。
外扰动在第128s开启，三轴幅度分别为1.0Nm，1.1Nm，7Nm，信号形式为方波，周期分别为10s，8s，6s，占空比0.9，0.9，0.5。
根据附图2可知，飞行过程持续时间220s，整个飞行过程中，特别是第128s以后，高度控制误差不超过2m，可见本发明提供的方法能够在三轴较大幅度外扰动力矩情况下保持安全飞行。
根据附图3可知，整个飞行过程中，偏航欧拉角跟随偏航欧拉角指令的误差较小。
根据附图4和附图5可知，在外扰动开启之后，本发明提供的方法开始发挥作用，偏航欧拉角指令与当前测量的欧拉角保持一致，通过附图6可知，偏航欧拉角指令与测量值一致保证了偏航出舵幅度小于已知最大控制力矩，达到了抗饱和，保证飞行安全的目的。
实施例2：
一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法，包括顺序进行的以下步骤：
S1、获取多旋翼飞行器动力系统的最大控制力矩、获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩；
以上最大控制力矩包括以下类型：最大滚转控制力矩、最大俯仰控制力矩及最大偏航控制力矩；
以上实时控制力矩包括以下类型：实时滚转控制力矩、实时俯仰控制力矩及实时偏航控制力矩；
S2、判定最大控制力矩与实时控制力矩之间的关系；
判定方法为：最大滚转控制力矩与实时滚转控制力矩对比、最大俯仰控制力矩与实时俯仰控制力矩对比、最大偏航控制力矩与实时偏航控制力矩对比；
若实时控制力矩中的各类型均小于最大控制力矩中的对应类型，则飞行器采用的偏航欧拉角指令值为飞行器控制器计算的结果；
若实时控制力矩中有任意一个类型大于或等于最大控制力矩中的对应类型，则飞行器采用的偏航欧拉角指令值为实时偏航欧拉角测量值；
所述步骤S2中，所采用的用于对比的最大控制力矩的各类型值分别为多旋翼飞行器动力系统的滚转、俯仰、偏航最大控制力矩乘以95％的安全系数后的所得值。
步骤S1中，获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩通过以下方式实现：采用动态逆方法获得，具体获取方式来源于角加速度指令与动态逆增益这两个控制器参数。
具体的：
E1、获取多旋翼飞行器布局形式信息和动力系统信息
布局形式：I形四旋翼
动力系统距重心距离：0.35m
动力系统信息
| 电机KV值600 | 供电电压14.8V | 螺旋桨13*4英寸 | |
| PWM | 拉力(Kg) | 转速(RPM) | 功率(W) |
| 1500 | 0.4 | 4000 | 31.8 |
| 1650 | 0.63 | 5034 | 60.68 |
| 1750 | 0.94 | 6038 | 103.6 |
| 1850 | 1.19 | 6730 | 145.04 |
| 2000 | 1.29 | 7058 | 170.2 |
E2：二次项拟合结果
TPWM＝-0.0000134PWM2-0.0659PWM-65.01
WPWM＝-0.0000384PWM2+0.4311PWM-533.52
ΩPWM＝-0.0007745PWM2+3.385PWM-2.9253
分别为三个值分别为拉力、功率和转速；
通过最大PWM脉宽值范围，利用E2的拟合结果计算PWM脉宽值相对应的拉力、转速和功率，使用拉力和动力系统对应的滚转轴和俯仰轴相对重心的位置获取滚转力矩和俯仰力矩，使用功率和转速做商获取动力系统转动阻力矩也就是偏航力矩。
将所有电机力矩均进行计算即可得到最大多旋翼飞行器滚转、俯仰和偏航力矩，同时将各个动力系统脉宽值分别配置为最有利于提供三轴控制力矩的方式可获得多旋翼飞行器三轴最大控制力矩分别为0.31Nm，0.31Nm以及0.15Nm，已知最大控制力矩为0.2945Nm，0.2945Nm以及0.1425Nm。
通过动态逆方法获得实时控制力矩，即通过动态逆方法估算实时控制力矩。
由于本实施例的多旋翼飞行器体量小于实施例1中描述的多旋翼飞行器，因此本实施例的飞行器响应频率更高。
航向传感器采用电子磁罗盘，在整个飞行过程中通过电子磁罗盘基座上安装的作动器认为改变电子磁罗盘与机体的航向安装角度，让电子磁罗盘测量的航向欧拉角出现错误，最大错误幅度达到55deg。
根据附图7，整个飞行过程中高度指令与高度测量的偏差不超过0.7m，表明整个飞行过程中没有安全隐患。
根据附图8、附图9以及附图10所示，采用本发明提供的方法，虽然航向测量偏差较大，但滚转、俯仰、偏航欧拉角的控制精度均小于2deg。而相应的三轴出舵的归一化范围不超过60％，也就是本发明提供的方法能够在航向传感器错误的情况下避免多旋翼控制输出饱和导致的系统失稳，保持一定的姿态控制精度。
根据附图14和附图15所示，100s至180s，290s至365s，460s至500s三个时段由于航向测量偏差较大(55deg)，三轴欧拉角偏差小于2deg，三轴出舵归一化范围不超过60％，仅仅因为航向测量值是地轴系与体轴系转换的唯一纽带而导致位置控制精度降低，出现位置控制偏差周期性改变，本实施例体现了本发明所提供的多旋翼飞行器控制方法以牺牲控制精度保证飞行安全的有益效果。
以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施方式只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明的技术方案下得出的其他实施方式，均应包含在本发明的保护范围内。
Claims (6)
1.一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法，其特征在于，包括顺序进行的以下步骤：
S1、获取多旋翼飞行器动力系统的最大控制力矩、获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩；
以上最大控制力矩包括以下类型：最大滚转控制力矩、最大俯仰控制力矩及最大偏航控制力矩；
以上实时控制力矩包括以下类型：实时滚转控制力矩、实时俯仰控制力矩及实时偏航控制力矩；
S2、判定最大控制力矩与实时控制力矩之间的关系；
判定方法为：最大滚转控制力矩与实时滚转控制力矩对比、最大俯仰控制力矩与实时俯仰控制力矩对比、最大偏航控制力矩与实时偏航控制力矩对比；
若实时控制力矩中的各类型均小于最大控制力矩中的对应类型，则飞行器采用的偏航欧拉角指令值为飞行器控制器计算的结果；
若实时控制力矩中有任意一个类型大于或等于最大控制力矩中的对应类型，则飞行器采用的偏航欧拉角指令值为实时偏航欧拉角测量值。
2.根据权利要求1所述的一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法，其特征在于，所述步骤S2中，所采用的用于对比的最大控制力矩的各类型值分别为多旋翼飞行器动力系统的滚转、俯仰、偏航最大控制力矩乘以80％至95％的安全系数后的所得值。
3.根据权利要求1所述的一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法，其特征在于，步骤S1中，获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩通过以下方式实现：由飞行器控制器控制分配得出的每个电子调速器控制信号结合动力系统模型获得。
4.根据权利要求3所述的一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法，其特征在于，获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩通过顺序进行的以下步骤实现：
E1、获取多旋翼飞行器布局形式信息和动力系统信息，布局形式信息包括动力系统的数量、动力系统相对飞行器重心的位置和距离、螺旋桨转动方向，动力系统信息包括PWM脉宽值、拉力、转速和功率；
E2、将E1获取的PWM脉宽值作为自变量，其他信息作为因变量进行二次多项式拟合；
E3、获取当前时刻控制器发送给电子调速器的PWM脉宽值，利用E2的拟合结果计算PWM脉宽值相对应的拉力、转速和功率，使用拉力和动力系统对应的滚转轴和俯仰轴相对重心的位置获取滚转力矩和俯仰力矩，使用功率和转速做商获取动力系统转动阻力矩；
E4、将所有动力系统产生的滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩分别求和，获得当前时刻多旋翼飞行器的滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩。
5.根据权利要求1所述的一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法，其特征在于，步骤S1中，获取当前时刻多旋翼飞行器动力系统的实时控制力矩通过以下方式实现：采用动态逆方法的控制器通过角加速度指令和动态逆增益获得。
6.根据权利要求1所述的一种抗饱和多旋翼飞行器控制方法，其特征在于，飞行器控制器计算得到偏航欧拉角指令值通过如下方式实现：由制导速度指令值与导航速度测量值之间的误差乘比例增益获得。
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Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| CN107943089A (zh) * | 2017-12-25 | 2018-04-20 | 成都纵横自动化技术有限公司 | 多规格动力系统控制分配方法及相关装置 |
| CN107992080A (zh) * | 2017-12-25 | 2018-05-04 | 成都纵横自动化技术有限公司 | 控制分配方法、装置及多旋翼飞行器 |
| CN108107902A (zh) * | 2017-12-20 | 2018-06-01 | 成都纵横自动化技术有限公司 | 横航向姿态控制方法及相关装置 |
| CN108170030A (zh) * | 2017-12-25 | 2018-06-15 | 成都纵横自动化技术有限公司 | 动力系统控制分配方法及相关装置 |
| CN108571969A (zh) * | 2018-04-24 | 2018-09-25 | 大连理工大学 | 基于pwm波占空比的多旋翼飞行器导航方法 |
| WO2019029045A1 (zh) * | 2017-08-07 | 2019-02-14 | 深圳市道通智能航空技术有限公司 | 一种控制无人飞行器的方法、装置及无人飞行器 |
| CN110187634A (zh) * | 2018-02-23 | 2019-08-30 | 北京京东尚科信息技术有限公司 | 飞行器的控制方法、装置和计算机可读存储介质 |
| CN111240212A (zh) * | 2020-03-25 | 2020-06-05 | 北京航空航天大学 | 一种基于优化预测的倾转旋翼无人机控制分配方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6061611A (en) * | 1998-01-06 | 2000-05-09 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Closed-form integrator for the quaternion (euler angle) kinematics equations |
| CN103760906A (zh) * | 2014-01-29 | 2014-04-30 | 天津大学 | 神经网络与非线性连续无人直升机姿态控制方法 |
| CN104527994A (zh) * | 2015-01-21 | 2015-04-22 | 哈尔滨工业大学 | 异面交叉快变轨道固定时间稳定姿态指向跟踪控制方法 |
| CN105912011A (zh) * | 2016-06-24 | 2016-08-31 | 天津理工大学 | 一种四旋翼飞行器姿态的线性自抗扰控制方法 |
| CN105955284A (zh) * | 2016-05-30 | 2016-09-21 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种在轨加注航天器姿态控制方法 |
-
2017
- 2017-06-06 CN CN201710419844.3A patent/CN106990790B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6061611A (en) * | 1998-01-06 | 2000-05-09 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Closed-form integrator for the quaternion (euler angle) kinematics equations |
| CN103760906A (zh) * | 2014-01-29 | 2014-04-30 | 天津大学 | 神经网络与非线性连续无人直升机姿态控制方法 |
| CN104527994A (zh) * | 2015-01-21 | 2015-04-22 | 哈尔滨工业大学 | 异面交叉快变轨道固定时间稳定姿态指向跟踪控制方法 |
| CN105955284A (zh) * | 2016-05-30 | 2016-09-21 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种在轨加注航天器姿态控制方法 |
| CN105912011A (zh) * | 2016-06-24 | 2016-08-31 | 天津理工大学 | 一种四旋翼飞行器姿态的线性自抗扰控制方法 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 吴杨: "《执行器饱和约束下的无人飞行器的镇定控制设计》", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》 * |
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109388145B (zh) * | 2017-08-07 | 2020-08-21 | 深圳市道通智能航空技术有限公司 | 一种控制飞行器的方法、装置及飞行器 |
| WO2019029045A1 (zh) * | 2017-08-07 | 2019-02-14 | 深圳市道通智能航空技术有限公司 | 一种控制无人飞行器的方法、装置及无人飞行器 |
| CN109388145A (zh) * | 2017-08-07 | 2019-02-26 | 深圳市道通智能航空技术有限公司 | 一种控制飞行器的方法、装置及飞行器 |
| CN108107902B (zh) * | 2017-12-20 | 2021-06-18 | 成都纵横自动化技术股份有限公司 | 横航向姿态控制方法及相关装置 |
| CN108107902A (zh) * | 2017-12-20 | 2018-06-01 | 成都纵横自动化技术有限公司 | 横航向姿态控制方法及相关装置 |
| CN108170030A (zh) * | 2017-12-25 | 2018-06-15 | 成都纵横自动化技术有限公司 | 动力系统控制分配方法及相关装置 |
| CN107992080A (zh) * | 2017-12-25 | 2018-05-04 | 成都纵横自动化技术有限公司 | 控制分配方法、装置及多旋翼飞行器 |
| CN108170030B (zh) * | 2017-12-25 | 2021-04-16 | 成都纵横自动化技术股份有限公司 | 动力系统控制分配方法及相关装置 |
| CN107943089A (zh) * | 2017-12-25 | 2018-04-20 | 成都纵横自动化技术有限公司 | 多规格动力系统控制分配方法及相关装置 |
| CN110187634A (zh) * | 2018-02-23 | 2019-08-30 | 北京京东尚科信息技术有限公司 | 飞行器的控制方法、装置和计算机可读存储介质 |
| CN108571969A (zh) * | 2018-04-24 | 2018-09-25 | 大连理工大学 | 基于pwm波占空比的多旋翼飞行器导航方法 |
| CN108571969B (zh) * | 2018-04-24 | 2021-05-14 | 大连理工大学 | 基于pwm波占空比的多旋翼飞行器导航方法 |
| CN111240212B (zh) * | 2020-03-25 | 2021-05-04 | 北京航空航天大学 | 一种基于优化预测的倾转旋翼无人机控制分配方法 |
| CN111240212A (zh) * | 2020-03-25 | 2020-06-05 | 北京航空航天大学 | 一种基于优化预测的倾转旋翼无人机控制分配方法 |
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| Publication number | Publication date |
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