CN107748491B - 多旋翼飞行器偏航抗饱和控制方法及多旋翼飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明提供的多旋翼飞行器偏航抗饱和控制方法及多旋翼飞行器，不但能够提高飞行器偏航控制性能，而且有效抑制偏航抗饱和现象，增强飞行器的鲁棒性，还具有控制参数较少，易于工程调节，便于工程实现；适用范围广，不依赖于模型，适用于大部分具有执行器饱和的控制系统，具有较强实用性；根据系统不同状态，采取相应不同控制策略，在保证系统稳定的基础上能够提高系统抗扰动能力，抑制饱和现象，具有实际应用价值。
Description
技术领域
本发明涉及无人飞行器控制技术领域，具体涉及一种多旋翼飞行器及其偏航抗饱和控制方法。
背景技术
四旋翼飞行器作为多旋翼飞行器具有体积小、结构简单、飞行灵活、可垂直起降等特点，在军用与民用领域展示出巨大的应用潜力，受到广泛关注。
多旋翼飞行器的运动是依靠电机带动旋翼进行驱动，在实际工程中，电机由于物理上的限制只能达到有限转速，因此，多旋翼飞行器姿态控制存在执行器饱和现象。执行器饱和会导致系统的调节时间延长、超调增大、振荡、甚至系统失稳。以四旋翼飞行器为控制对象，由于其偏航运动由反扭力矩驱动，滚转与俯仰运动是由升力力矩驱动，反扭力矩比升力力矩小很多，约为升力力矩的0.05倍，因此偏航姿态运动与其他两个姿态运动相比能力非常弱。在实际飞行中，特别是面对复杂的具有干扰的飞行环境，四旋翼飞行器偏航运动容易出现执行器饱和现象，导致性能下降，鲁棒性较差。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例提供了一种多旋翼飞行器及其偏航抗饱和控制方法，解决多旋翼飞行器偏航运动容易达到执行器饱和的问题，提高偏航控制性能，增强偏航鲁棒性。
第一方面，本发明提供的一种多旋翼飞行器偏航抗饱和控制方法,所述方法包括比例控制器、微分控制器与条件积分补偿控制器，
根据获取所述比例控制器的比例控制参数、偏航角误差和第一预设关系确定所述比例控制器的第一控制量；
根据获取的所述微分控制器的微分控制参数和第二预设关系确定所述微分控制器的第二控制量；
根据获取的所述条件积分补偿控制器的积分控制参数、补偿系数、饱和阈值、饱和控制量及第三预设关系确定所述条件积分补偿控制器的第三控制量；
根据所述第一控制量、第二控制量、第三控制量及第四预设关系确定所述偏航抗饱和控制器的控制量。
可选地，所述第一预设关系为：
up＝kpe；
其中，up是第一控制量，kp是比例控制参数，是一个正数，e是偏航角误差，用于表示期望偏航角与实际偏航角的差值。
可选地，所述第二预设关系为：
其中，ud是第二控制量，kd是微分控制参数且是一个正数。
可选地，所述第三预设关系为：
其中，ui为第三控制量，是条件积分补偿量；
所述条件积分补偿量的计算公式如下：
其中，ki是积分控制参数且是一个正数，正数η为补偿系数，正数ρ表示饱和阈值。
可选地，所述第四预设关系为：
un＝up+ui+ud；
其中，us>0，un∈[umin,umax]，|umin|＝|umax|，当出现执行器饱和时，un处于饱和状态，定义饱和控制量us的计算公式为：us＝max(umin,min(u,umax))，u为实际输出控制量。
可选地，所述方法还包括：
执行器未饱和状态下，条件积分补偿控制器对偏航角误差进行积分累加。
可选地，所述方法还包括：
在执行器出现饱和时，判断偏航角误差是否大于饱和阈值，当偏航角误差大于饱和阈值时，为饱和非补偿状态，条件积分补偿控制器数值不变，保持偏航控制量阈值，以此稳定四旋翼飞行器偏航角向期望偏航角运动并抵抗外界干扰。
可选地，所述方法还包括：
当偏航饱和并且偏航角误差不大于饱和阈值时，为饱和补偿状态，依据饱和程度进行退出饱和动作。
可选地，所述依据饱和程度进行退出饱和动作，包括：
饱和程度大，un与us的差值大，退饱和速度加快；
饱和程度小，un与us的差值小，退饱和速度减慢。
第二方面，本发明提供一种多旋翼飞行器，具有上述的飞行器偏航抗饱和控制方法。
从以上技术方案可以看出，本发明实施例具有以下优点：
本发明提供的多旋翼飞行器及其偏航抗饱和控制方法，不但能够提高飞行器偏航控制性能，而且有效抑制偏航抗饱和现象，增强飞行器的鲁棒性，还具有控制参数较少，易于工程调节，便于工程实现；适用范围广，不依赖于模型，适用于大部分具有执行器饱和的控制系统，具有较强实用性；根据系统不同状态，采取相应不同控制策略，在保证系统稳定的基础上能够提高系统抗扰动能力，抑制饱和现象，具有实际应用价值。
附图说明
图1为本发明多旋翼飞行器偏航抗饱和控制方法的方法流程图；
图2为本发明多旋翼飞行器偏航抗饱和控制方法的逻辑示意图；
图3为本发明多旋翼飞行器偏航抗饱和控制方法一种实施例在室内风扰下四旋翼飞行器偏航角实验示意图；
图4为本发明多旋翼飞行器偏航抗饱和控制方法一种实施例在室内风扰下四旋翼飞行器偏航控制量实验示意图；
图5为本发明多旋翼飞行器偏航抗饱和控制方法一种实施例在室外四旋翼飞行器偏航角实验示意图；
图6为本发明多旋翼飞行器偏航抗饱和控制方法一种实施例在室外四旋翼飞行器偏航控制量实验示意图。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，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的实施例，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，都应当属于本发明保护的范围。
本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”、“第三”、“第四”等(如果存在)是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的实施例能够以除了在这里图示或描述的内容以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
结合图1和图2所示，本发明提供的一种多旋翼飞行器偏航抗饱和控制方法,所述方法包括比例控制器、微分控制器与条件积分补偿控制器，
S101、根据获取所述比例控制器的比例控制参数、偏航角误差和第一预设关系确定所述比例控制器的第一控制量；
S102、根据获取的所述微分控制器的微分控制参数和第二预设关系确定所述微分控制器的第二控制量；
S103、根据获取的所述条件积分补偿控制器的积分控制参数、补偿系数、饱和阈值、饱和控制量及第三预设关系确定所述条件积分补偿控制器的第三控制量；
S104、根据所述第一控制量、第二控制量、第三控制量及第四预设关系确定所述偏航抗饱和控制器的控制量。
可选地，所述第一预设关系为：
up＝kpe；
其中，up是第一控制量，kp是比例控制参数，是一个正数，e是偏航角误差，用于表示期望偏航角与实际偏航角的差值。
可选地，所述第二预设关系为：
其中，ud是第二控制量，kd是微分控制参数且是一个正数。
可选地，所述第三预设关系为：
其中，ui为第三控制量，是条件积分补偿量；
所述条件积分补偿量的计算公式如下：
其中，ki是积分控制参数且是一个正数，正数η为补偿系数，正数ρ表示饱和阈值。
可选地，所述第四预设关系为：
un＝up+ui+ud；
其中，us>0，un∈[umin,umax]，|umin|＝|umax|，当出现执行器饱和时，un处于饱和状态，定义饱和控制量us的计算公式为：us＝max(umin,min(u,umax))，u为实际输出控制量。
可选地，所述方法还包括：
执行器未饱和状态下，条件积分补偿控制器对偏航角误差进行积分累加。
可选地，所述方法还包括：
在执行器出现饱和时，判断偏航角误差是否大于饱和阈值，当偏航角误差大于饱和阈值时，为饱和非补偿状态，条件积分补偿控制器数值不变，保持偏航控制量阈值，以此稳定四旋翼飞行器偏航角向期望偏航角运动并抵抗外界干扰。
可选地，所述方法还包括：
当偏航饱和并且偏航角误差不大于饱和阈值时，为饱和补偿状态，依据饱和程度进行退出饱和动作。
可选地，所述依据饱和程度进行退出饱和动作，包括：
饱和程度大，un与us的差值大，退饱和速度加快；
饱和程度小，un与us的差值小，退饱和速度减慢。
具体地，偏航抗饱和控制方法由比例控制器、微分控制器与条件积分补偿控制器组成，最终得到偏航抗饱和控制器是由以上三个控制器累加而成。
比例控制器设计如下：
up＝kpe (7)
其中，kp是比例控制参数，是一个正数，e是偏航角误差，是期望偏航角与实际偏航角的差值。
微分控制器设计如下：
其中，kd是微分控制参数，是一个正数。
条件积分补偿控制器设计如下：
首先，定义名义控制量为un，由于实际工程中电机转速存在限制，因此偏航控制量也具有一定的范围限制，即un∈[umin,umax]，并且四旋翼飞行器偏航控制量限制具有对称性，即|umin|＝|umax|。当出现执行器饱和时，un处于饱和状态，定义饱和控制量us＝max(umin,min(u,umax))，其中u为实际输出控制量。
定义条件积分补偿量表示如下：
其中，ki是积分控制参数，是一个正数。正数η为补偿系数，正数ρ表示饱和阈值。
设计条件积分补偿控制器为：
由此可见，条件积分补偿控制器根据三种不同条件进行不同控制策略。在执行器未饱和状态下，条件积分补偿控制器为传统的积分控制器，即对偏航角误差进行积分累加；在执行器出现饱和时，判断偏航角误差是否大于饱和阈值，当偏航角误差大于饱和阈值时，为饱和非补偿状态，此时，条件积分补偿控制器数值不变，保持偏航控制量阈值，以此稳定四旋翼飞行器偏航角向期望偏航角运动并抵抗外界干扰；当偏航饱和并且偏航角误差不大于饱和阈值时，为饱和补偿状态，此时，依据饱和程度进行退出饱和动作，饱和程度大，即un与us的差值便大，那么退饱和速度就快，反之，饱和程度小，即un与us的差值便小，那么退饱和速度就慢，这样便会避免退饱和过度导致的偏航控制量骤然下降，从而使得偏航控制性能恶化。
为了表示方便，设定us>0。因此，偏航抗饱和控制器设计为：
un＝up+ui+ud (11)
下面以四旋翼飞行器为例，对本发明提供的飞行器偏航抗饱和控制方法加以说明：
四旋翼飞行器的电机转速限制在[132rad/s,250rad/s]，从而得到偏航控制量u∈[-0.55,0.55]。四旋翼飞行器初始姿态角为0，期望俯仰角与期望滚转角为0，由飞行员操作遥控器给定期望偏航角为ψd＝±0.88rad。
第一种试验场景：
在密闭的室内由电风扇提供固定方向、速度为4m/s的风作为外界扰动。编写本发明的偏航抗饱和控制方法的代码，输入到四旋翼机载控制主芯片中，进而完成四旋翼飞行器的偏航实验。
选取比例控制参数kp＝2，偏航角误差计算得到e＝±0.88rad，依据公式up＝kpe得到比例控制器的控制量。
选取微分控制参数kd＝0.05，依据公式得到微分控制器的控制量。
选取积分控制参数ki＝0.4，补偿系数η＝0.08，饱和阈值ρ＝0.06，饱和控制量us＝0.55，依据公式得到条件积分补偿控制器的控制量。
因此，根据un＝up+ui+ud求取名义控制量un，进而由便可得到偏航抗饱和控制方法的控制量。
图3为室内电风扇提供风扰环境下四旋翼飞行器偏航角实验结果图，可见，期望偏航角给定为-0.88rad时，由四旋翼飞行器和风扇的位置可知，此时偏航为顺风运动，能够快速、准确达到期望偏航角。在期望偏航角给定为0.88rad时，偏航为逆风运动，基于本发明设计的偏航抗饱和控制方法，依据偏航系统的不同状态，分别采取不同偏航控制策略，由此可见，四旋翼飞行器能够最终准确达到期望偏航角，具有良好的偏航控制性能。
图4为室内风扰下四旋翼飞行器偏航控制量实验结果图，可见，在偏航顺风运动时，偏航控制量没有出现饱和。然而，在逆风运动时，偏航出现执行器饱和现象，由于条件积分补偿控制器作用到四旋翼飞行器，使得偏航顺利退出饱和，最终稳定在期望偏航角附近。由此可见，本发明设计的偏航抗饱和控制方法能够有效抑制执行器饱和，具有满意的抗饱和控制性能。
第二种试验场景：
在更为复杂的室外飞行环境中，进行了四旋翼偏航抗饱和控制实验。室外具有变化无规则的风扰环境，由风速计测量实验中瞬间最大风速可达5m/s。偏航抗饱和控制器参数选取与控制量求取过程与实施例1相同，再此不在重复描述。
图5为室外变化扰动环境下的四旋翼飞行器偏航角实验结果图，可见，虽然由于阵风环境偏航角起初出现明显浮动，但是采用本发明的抗饱和方法，四旋翼飞行器最终稳定在期望偏航角附近，具有良好的偏航控制性能和较强的抗扰动能力。
图6为室外四旋翼飞行器偏航控制量实验结果图可见，在复杂扰动环境下，四旋翼飞行器偏航出现了执行器饱和问题。在本发明的偏航抗饱和方法控制下，不仅保证四旋翼偏航稳定，而且能够较快退出偏航饱和，达到有效抑制饱和作用，具有良好的抗饱和能力。
本发明提供一种多旋翼飞行器，具有上述的多旋翼飞行器偏航抗饱和控制方法，这里提到的旋翼飞行器可以是四旋翼飞行器或六旋翼飞行器，对此不做限定。
采用上述多旋翼飞行器偏航抗饱和控制方法的多旋翼飞行器在偏航运动中，不但能够提高多旋翼飞行器偏航控制性能，而且有效抑制偏航抗饱和现象，增强飞行器的鲁棒性。并且控制参数较少，易于工程调节，便于工程实现；适用范围广，不依赖于模型，适用于大部分具有执行器饱和的控制系统，具有较强实用性；根据系统不同状态，采取相应不同控制策略，在保证系统稳定的基础上能够提高系统抗扰动能力，抑制饱和现象，具有实际应用价值。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统，装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的系统，装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。
本领域普通技术人员可以理解上述实施例的各种方法中的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件来完成，该程序可以存储于一计算机可读存储介质中，存储介质可以包括：只读存储器(ROM，Read Only Memory)、随机存取存储器(RAM，RandomAccess Memory)、磁盘或光盘等。
以上对本发明所提供的一种多旋翼飞行器及多旋翼飞行器偏航抗饱和控制方法进行了详细介绍，对于本领域的一般技术人员，依据本发明实施例的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。
Claims (5)
1.一种多旋翼飞行器偏航抗饱和控制方法,其特征在于，所述方法包括比例控制器、微分控制器与条件积分补偿控制器，
根据获取所述比例控制器的比例控制参数、偏航角误差和第一预设关系确定所述比例控制器的第一控制量；
根据获取的所述微分控制器的微分控制参数和第二预设关系确定所述微分控制器的第二控制量；
根据获取的所述条件积分补偿控制器的积分控制参数、补偿系数、饱和阈值、饱和控制量及第三预设关系确定所述条件积分补偿控制器的第三控制量；
根据所述第一控制量、第二控制量、第三控制量及第四预设关系确定所述偏航抗饱和控制器的控制量；
所述第一预设关系为：
up＝kpe；
其中，up是第一控制量，kp是比例控制参数，是一个正数，e是偏航角误差，用于表示期望偏航角与实际偏航角的差值；
所述第二预设关系为：
其中，ud是第二控制量，kd是微分控制参数且是一个正数；
所述第三预设关系为：
其中，ui为第三控制量，是条件积分补偿量；
所述条件积分补偿量的计算公式如下：
其中，ki是积分控制参数且是一个正数，正数η为补偿系数，正数ρ表示饱和阈值；
所述第四预设关系为：
un＝up+ui+ud；
其中，us>0，un∈[umin,umax]，|umin|＝|umax|，当出现执行器饱和时，un处于饱和状态，定义饱和控制量us的计算公式为：
us＝max(umin,min(u,umax))，u为实际输出控制量；
所述方法还包括：在执行器出现饱和时，判断偏航角误差是否大于饱和阈值，当偏航角误差大于饱和阈值时，为饱和非补偿状态，条件积分补偿控制器数值不变，保持偏航控制量阈值，以此稳定四旋翼飞行器偏航角向期望偏航角运动并抵抗外界干扰。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
执行器未饱和状态下，条件积分补偿控制器对偏航角误差进行积分累加。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
当偏航饱和并且偏航角误差不大于饱和阈值时，为饱和补偿状态，依据饱和程度进行退出饱和动作。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述依据饱和程度进行退出饱和动作，包括：
饱和程度大，un与us的差值大，退饱和速度加快；
饱和程度小，un与us的差值小，退饱和速度减慢。
5.一种多旋翼飞行器，其特征在于，具有如权利要求1至4中任一项所述的飞行器偏航抗饱和控制方法。
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2017
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