CN107678442A - 一种基于双模型下的四旋翼自主着船控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明的内容在于提供一种基于双模型下实现四旋翼自主降落到无人船上的控制方法。具体步骤如下：1.建立四旋翼与无人船运动学与动力学模型，根据两者的相对位置，建立相对运动学与相对动力学模型；2.设计期望相对跟踪值，计算实际相对运动值与期望相对运动值之间的偏差，作为控制器的设计参数；3.根据反步控制技术设计目标跟踪控制器，控制四旋翼自主飞行到无人船正上方；4.根据反步控制技术设计自主着船控制器，控制四旋翼平稳降落到无人船甲板上。控制过程见附图。

Description

一种基于双模型下的四旋翼自主着船控制方法

技术领域

本发明属于无人机自动控制技术领域，具体涉及一种全新的基于双模型下的四旋翼自主着船控制方案设计、算法搭建与技术实现。

背景技术

目前，四旋翼飞机在航空摄影、环境监测以及军事作战等领域发挥着重要的作用，无论是在民用领域还是军用领域，人们都投入大量的人力、物力、财力进行高性能四旋翼飞机的研制与开发，并取得了大量应用成果。

续航能力差是四旋翼执行任务时的致命缺点，为了提高四旋翼的任务执行能力，常常为四旋翼配备一个停留平台，其中应用前景较好的是将无人船作为停留平台的四旋翼-无人船组合系统，其关键控制技术包括目标跟踪技术以及自主着船技术。由于四旋翼飞机与无人船均为强耦合、欠驱动的高度非线性系统，加上气流、洋流等不确定干扰，使得该控制问题变得极其复杂。对于该控制过程，目前大多数学者只考虑了基于无人机模型的控制算法实现对无人机等角下滑、甲板动力补偿等控制律的研究，其主流控制算法为在单无人机模型下的模糊PID和动态逆等算法，并且大多数仅仅局限于对无人机姿态控制方面，往往还需考虑无人船的运动补偿，因此整个控制过程变得极其复杂，着船位置偏差较大，飞机与船之间的冲撞与摩擦严重，系统可靠性差。随着四旋翼-无人船系统的复杂化以及用户需求的多样化，传统的基于单模型的无人机自主着船的控制方法已无法满足四旋翼控制系统发展的需求，现实需要性能更好、可靠性更高的四旋翼自主着船的控制方法。

本发明“一种基于双模型下的四旋翼自主着船控制方法”，采用四旋翼与无人船相对运动模型，以反步控制技术的控制形式，提出了基于非线性相对运动模型的目标跟踪以及自主着船控制方法。根据四旋翼与无人船的相对状态量，针对无人船的运动轨迹，四旋翼进行跟踪控制，最终达到期望的相对位置。由该方法控制的闭环系统是有界稳定的，且具有良好的收敛效果。该控制方法的优点一是实现对四旋翼-无人船系统精确的相对位置控制，达到目标跟踪效果；二是实现四旋翼-无人船系统的可靠的姿态控制，大大降低着船过程中的四旋翼与无人船甲板之间的冲撞与摩擦。

发明内容

(1)目的：本发明的目的在于提供一种基于双模型下的四旋翼自主着船的控制方法，控制工程师可按照该方法并结合实际参数实现四旋翼自主着船控制器的设计。

(2)技术方案：本发明“一种基于双模型下的四旋翼自主着船控制方法”，其主要内容及程序包括：

无人船的运行轨迹可看做水平面巡航轨迹，预先设定无人船的控制输入，并将其作为四旋翼控制算法设计的一组参数，然后根据四旋翼与无人船的相对运动模型结合反步控制技术设计四旋翼的自主着船控制器，使其姿态与高度跟踪误差在有限时间内趋近于零，水平位置偏差限定在很小的范围。实际应用中，四旋翼与无人船的位置、姿态、速度、加速度等状态量由GPS等机载传感器采集得到，通过卡尔曼滤波等技术处理后输入到四旋翼的控制器中，通过本专利提出的方法计算得到相应的四旋翼四个螺旋桨的控制输入，实现对四旋翼的飞行控制功能，进而实现对四旋翼-无人船系统的相对运动控制功能。

一种基于双模型下的四旋翼自主着船控制方法，其具体步骤如下：

步骤一：分别建立四旋翼与无人船的运动学模型和动力学模型，根据二者的相对位置与相对姿态，建立相对运动学与相对动力学模型(坐标参考如附图2)。

步骤二：设计期望相对运动值，计算实际相对运动值与期望相对运动值之间的偏差。作为控制器设计的参数。

步骤三：四旋翼各执行部件控制信号计算：根据反步控制技术设计四旋翼飞机的目标跟踪控制器(附图1所示RPC以及附图3)，控制四旋翼飞行到无人船正上空，并保持飞行高度不变，飞行轨迹保持与无人船一致。计算实现控制目标的四旋翼各控制输入F＝[F₁,F₂,F₃,F₄]。

步骤四：四旋翼各执行部件控制信号计算：根据反步控制技术设计四旋翼飞机的自主着船控制器(附图1所示RAC以及附图4)，控制四旋翼平稳降落到无人船甲板上。计算实现控制目标的四旋翼各控制输入F＝[F₁,F₂,F₃,F₄]。

其中，步骤一所述的坐标系包括以四旋翼重心为原点的体坐标系以无人船重心为原点的体坐标系以地面上任意点为原点的惯性坐标系E＝{O_e-x_ey_ez_e}，其中O_e为地面上任意点，O_ex_e指向东，O_ey_e指向北，O_ez_e指向上并垂直于地平面。分别建立四旋翼与无人船的运动学和动力学模型，根据两者的相对运动，建立相对运动学模型如下所述：

相对动力学模型如下所述：

其中，

①系统状态量

②转换矩阵

其中，

③控制矩阵

④非线性耦合项

其中，步骤二中所述的无人船控制输入可在合理范围内任意设定：u_ship＝[τ_x,τ_y,T_z]^T，对于相对位置控制，设计的期望值为ξ_d＝[0,0,z_d]^T、η_1d＝[φ_1d,θ_1d,ψ_1d]^T、其中z_d是一个很小的值，通常在0.4m-0.7m范围；对于相对姿态和高度控制，设计的期望值为η_d＝[0,0,0]^T，ξ_d＝[0,0,0]^T。

计算实际值与期望值偏差：z₁＝ξ_e-ξ_d、z₃＝η₁-η_1d、z₄＝Ω₁-α₂、z₅＝η_e-η_d、z₆＝Ω_e-α₃，这些偏差都会成为步骤四的控制器输入。

其中，在步骤三和步骤四所述的根据反步控制技术设计的四旋翼控制器，分别执行四旋翼着船的相对位置控制与相对姿态与高度控制，分为目标跟踪控制器与自主着船控制器，具体如下所述。

①目标跟踪控制器

其中

②相对姿态与高度控制器

③无人船动力学方程

附图说明

图1为本发明四旋翼与无人船相对运动控制示意图(四旋翼着船过程，RPC表示目标跟踪过程，RAC

表示自主着船过程)；

图2为本发明四旋翼与无人船相对运动系统坐标系定义关系图(坐标系建立)；

图3为本发明所述目标跟踪控制器控制方法流程框图(目标跟踪控制器设计框图)；

图4为本发明所示自主着船控制器控制方法流程框图(自主着船控制器设计框图)

符号说明如下

ξ₁ ξ₁＝[x₁,y₁,z₁]^T为四旋翼惯性坐标系下的当前位置

ξ₂ ξ₂＝[x₂,y₂,z₂]^T为无人船惯性坐标系下的当前位置

ξ_e ξ_e＝ξ₁-ξ₂惯性坐标系下四旋翼与无人船的相对位置

V₁ V₁＝[u₁,v₁,w₁]^T为四旋翼在其体坐标系下的当前速度

V₂ V₂＝[u₂,v₂,w₂]^T为无人船在其体坐标系下的当前速度

V_e 四旋翼体坐标系下四旋翼与无人船的相对速度

Ω₁ Ω₁＝[p₁,q₁,r₁]^T为四旋翼在其体坐标系下的当前角速度

Ω₂ Ω₂＝[p₂,q₂,r₂]^T为无人船在其体坐标系下的当前角速度

Ω_e 四旋翼体坐标系下四旋翼与无人船的相对角速度

η₁ η₁＝[φ₁,θ₁,ψ₁]^T为四旋翼惯性坐标系下的当前姿态

η₂ η₂＝[φ₂,θ₂,ψ₂]^T为无人船惯性坐标系下的当前姿态

η_e η_e＝η₁-η₂惯性坐标系下四旋翼与无人船的相对姿态

四旋翼体坐标系到惯性坐标系的位置转换矩阵

无人船体坐标系到惯性坐标系的位置转换矩阵

四旋翼体坐标系到惯性坐标系的姿态转换矩阵

无人船体坐标系到惯性坐标系的姿态转换矩阵

K_t、K_r 四旋翼气动摩擦系数矩阵

m₁ 四旋翼质量

I₁ 四旋翼的转动惯量

F_a 四旋翼所受的合外力

M_a 四旋翼所受的合外力矩

F_i(i＝1-4) 四旋翼四个螺旋桨拉力

C₁、C₂ 科里奥利和向心力矩阵

D₁、D₂ 阻尼参数矩阵

τ₁、τ₂ τ₁＝[τ_x,τ_y,0]^T、τ₂＝[0,0,T_z]^T，为无人船控制输入

g g＝[0,0,9.8m/s]^T为惯性坐标系下的重力加速度向量

u 四旋翼的控制输入

α₁、α₂、α₃ 虚拟控制输入

k_i(i＝1-6) 控制增益

具体实施方式

下面结合附图，对本发明的各部分设计方法作进一步说明：

本发明“一种基于双模型下的四旋翼自主着船控制方法”，其具体步骤如下：

步骤一：建立四旋翼与无人船的运动学和动力学模型。

1)如图1所示，以四旋翼为原点建立体坐标系以无人船重心为原点建立体坐标系以地面上任一点为原点建立惯性坐标系O_e-x_ey_ez_e，其中原点O_e为地面上的任意一点，O_ex_e指向东，O_ey_e指向北，O_ez_e垂直地面指向上。

2)四旋翼运动学模型如下：四旋翼动力学模型如下：无人船运动学模型如下：无人船的平面动力学模型如下：根据相对运动原理，四旋翼与无人船的相对运动学模型如下：四旋翼与无人船的相对动力学模型如下：

步骤二：设计期望相对运动值，计算实际相对运动值与期望相对运动值之间的偏差。

根据实际需求给定无人船的控制输入τ₁、τ₂，四旋翼降落到无人船上需要分两步进行，首先四旋翼需自主飞行到无人船上空，然后自主平稳降落到无人船上，这两步分别在步骤三和步骤四中完成。首先，传感器需时时检测并返回四旋翼与无人船所有的位置量与姿态量。

对于步骤三，四旋翼与无人船之间的期望相对位置设定为ξ_d＝[0,0,z_d]^T,以及四旋翼期望姿态ψ_1d，通过相应传感器时时检测并返回四旋翼实际位置ξ₁以及无人船实际位置ξ₂，得出时时相对位置ξ_e，进而得出时时偏差z₁＝ξ_e-ξ_d。通过下面公式可得四旋翼的期望姿态角η_1d＝[φ_1d,θ_1d,ψ_1d]^T，并计算四旋翼实际姿态角与期望姿态角的偏差

传感器时时测量并反馈四旋翼的姿态值η₁并计算姿态偏差z₃＝η₁-η_1d，这些连同无人船控制输入τ₁、τ₂一起作为步骤三的相对位置控制器的设计参数。

对于步骤四，设定相对姿态期望值η_d＝[0,0,0]^T，相对高度期望值z_d＝0，计算相对姿态误差z₅＝η_e-η_d，相对高度偏差为z_e，与无人船控制输入一起作为步骤五相对姿态与高度控制器的设计参数。

步骤三：设计目标跟踪控制器

根据步骤二的传感器数据采集以及控制器误差计算结果，设计目标跟踪控制器如下：

通过合理调整参数，可达到使四旋翼自主飞行到无人船上空的目的。

步骤四：设计自主着船控制器

当步骤三完成后，切换到步骤四的模式，具体控制器设计如下：

通过合理调整参数，可控制四旋翼平稳降落到无人船上，进而完成整个控制任务。

Claims (6)

1.一种基于双模型下的四旋翼自主着船轨迹控制方法，其特征具体步骤如下：

步骤一：分别建立四旋翼与无人船的运动学模型和动力学模型，根据二者的相对位置与相对姿态，建立相对运动学与相对动力学模型。

步骤二：设计期望相对运动值，计算实际相对运动值与期望相对运动值之间的偏差。作为控制器设计的参数。

步骤三：四旋翼各执行部件控制信号计算：根据反步控制技术设计四旋翼飞机的目标跟踪控制器，控制四旋翼飞行到无人船正上空，并保持飞行高度不变，飞行轨迹保持与无人船一致。计算实现控制目标的四旋翼各控制输入F＝[F₁,F₂,F₃,F₄]。

步骤四：四旋翼各执行部件控制信号计算：根据反步控制技术设计四旋翼飞机的自主着船控制器，控制四旋翼平稳降落到无人船甲板上。计算实现控制目标的四旋翼各控制输入F＝[F₁,F₂,F₃,F₄]。

2.根据权利要求1所述的一种基于双模型下的四旋翼自主着船轨迹控制方法，其特征在于：以四旋翼为原点建立体坐标系以无人船重心为原点建立体坐标系以地面上任一点为原点建立惯性坐标系O_e-x_ey_ez_e，其中原点O_e为地面上的任意一点，O_ex_e指向东，O_ey_e指向北，O_ez_e垂直地面指向上。

3.根据权利要求1所述的一种基于双模型下的四旋翼自主着船轨迹控制方法，其特征在于：根据相对运动原理，四旋翼与无人船的相对运动学模型如下：四旋翼与无人船的相对动力学模型如下：最终解算的相对动力学模型如下:

。

4.根据权利要求1所述的一种基于双模型下的四旋翼自主着船轨迹控制方法，其特征在于：将四旋翼自主着船控制分为目标跟踪控制与自主着船控制。

对于目标跟踪控制：四旋翼与无人船之间的期望相对位置设定为ξ_d＝[0,0,z_d]^T,以及四旋翼期望姿态ψ_1d，通过相应传感器时时检测并返回四旋翼实际位置ξ₁以及无人船实际位置ξ₂，得出时时相对位置ξ_e，进而得出时时偏差z₁＝ξ_e-ξ_d。通过下面公式可得四旋翼的期望姿态角 η_1d＝[φ_1d,θ_1d,ψ_1d]^T，并计算四旋翼实际姿态角与期望姿态角的偏差

传感器时时测量并反馈四旋翼的姿态值η₁并计算姿态偏差z₃＝η₁-η_1d，这些连同无人船控制输入τ₁、τ₂一起作为步骤三的相对位置控制器的设计参数。

对于自主着船控制，设定相对姿态期望值η_d＝[0,0,0]^T，相对高度期望值z_d＝0，计算相对姿态误差z₅＝η_e-η_d，相对高度偏差为z_e，与无人船控制输入一起作为步骤五相对姿态与高度控制器的设计参数。

5.根据权利要求1所述的一种基于双模型下的四旋翼自主着船轨迹控制方法，其特征在于：根据步骤二的传感器数据采集以及控制器误差计算结果，设计目标跟踪控制器如下：

通过合理调整参数，可达到使四旋翼自主飞行到无人船上空的目的。

6.根据权利要求1所述的一种基于双模型下的四旋翼自主着船轨迹控制方法，其特征在于：

当步骤三完成后，切换到步骤四的模式，具体控制器设计如下：

通过合理调整参数，可控制四旋翼平稳降落到无人船上，进而完成整个控制任务。