CN107797567B - 一种内偏转式非平面六旋翼飞行器及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种内偏转式非平面六旋翼飞行器及控制方法。包括机体、设置在机体底部的弹性支架、一端固定设置在机体上的多对倾斜支撑臂，支撑臂与机体平面的夹角为，，支撑臂的另一端设有旋翼，旋翼的旋转平面方向垂直于支撑臂，旋转方向相反，分别为顺时针旋转和逆时针旋转交替排列，排列在不同位置的旋翼产生的升力均指向与机体平面垂直的坐标轴，每个旋翼的升力与该坐标轴的夹角相等。本发明可以在六自由度上实现独立控制，消除传统平面式飞行器的欠驱动弱点，优化质心位置，使飞行器更加稳定，并能够在电机故障时控制位置和姿态，从而实现容错控制。

Description

一种内偏转式非平面六旋翼飞行器及控制方法

技术领域

本发明涉及一种内偏转式非平面六旋翼飞行器及控制方法。

背景技术

多旋翼微型飞行器(MAV)近年来变得非常流行，显着降低的成本、尺寸和重量提高了其可用性。随着这项技术越来越受欢迎，应用越来越广，报道的事故也一直在增加。在这种情况下，容错控制成为一个关键问题。传统的平面式旋翼飞行器只能产生一个可调的升力以及三个姿态控制力矩，使其本质上是一种欠驱动系统。在转子发生故障的情况下，一个没有倾斜的六角形飞行器将会看到其性能下降，这是由于姿态控制器不能抑制某些方向的扰动扭矩。对于多旋翼飞行器的完全可控性问题，有一些已知的解决方案，octocopter解决方案需要更多的执行器，增加机械冗余；其他机械设计使用改变转子的位置和方向，也提出了双向旋转电机，其缺点是在相反的方向上产生推力以及只考虑特定某一个执行器发生故障。

为了达到所需的力矩和力，研究中提出的方法继续计算给定矩阵的Moore-Penrose的伪逆，这是计算转子命令的最常用的方法。但是，这种方法提供的解决方案可能不可行，因为它没有考虑致动器的约束，即每个转子产生的最大和最小的力。

发明内容

本发明的目的在于提供一种内偏转式非平面六旋翼飞行器及控制方法，可以在六自由度上实现独立控制，消除传统平面式飞行器的欠驱动弱点，优化质心位置，使飞行器更加稳定，并能够在电机故障时控制位置和姿态，从而实现容错控制。

为实现上述目的，本发明的技术方案是：一种内偏转式非平面六旋翼飞行器，包括机体、设置在机体底部的弹性支架、一端固定在机体上的多对倾斜设置的支撑臂；所述支撑臂与机体平面的夹角为θ，支撑臂的另一端设有旋翼，旋翼的旋转平面平行于支撑臂，且每个旋翼的旋转方向以顺时针旋转和逆时针旋转交替排列，每个旋翼产生的升力均指向与机体平面垂直的坐标轴，每个旋翼的升力与该坐标轴的夹角相等。

在本发明一实施例中，所述支撑臂内偏于机体平面倾斜设置；所述θ取值范围为0°＜θ＜90°。

在本发明一实施例中，所述旋翼通过转子电机带动旋转；所述转子电机为直流无刷电机。

在本发明一实施例中，所述机体内部设有电池和控制系统，控制系统包括非线性观测器和LPV控制的误差检测和故障隔离技术传感器。

在本发明一实施例中，所述机体底部设有起落支架。

在本发明一实施例中，支撑臂为三对，旋翼为六个，六个旋翼的位置矩阵P和对应的姿态矩阵O如下：

其中，l为支撑杆的长度，亦即旋翼的旋转中心点与机体的中心点之间的距离。

在本发明一实施例中，通过旋翼旋转平面朝着机体的竖直轴线的设置方式，使得电机在故障的情况下，也不会在姿态和位置上都失去控制，从而实现容错控制。

在本发明一实施例中，每个旋翼产生一个力f_i∈[0,F_M]；由于旋翼通过转子电机带动旋转，因此，通过PWM信号来控制每一个转子电机，PWM百分比与升力之间的线性关系为：f_i＝k_fu_i，从而每个转子电机产生一个力矩m_i＝(-1)ⁱk_tu_i；k_t和k_f为常数。

在本发明一实施例中，设Mx，My和Mz为转子电机在机体上施加的控制力矩，Fz为转子电机沿z轴的合力；当所有转子电机正常工作时，(Mx，My，Mz，Fz)4元组与f力矢量之间的关系为力矩矩阵A为

表示第i个转子故障，其中γ为旋翼方向与机体面所呈钝角γ＝90°+θ，/>以及参数/>因此给定位置和姿态控制所需的合力及力矩/>可得各个旋翼所需的产生的最小的力为/>

在本发明一实施例中，给定一个F_z＞0的理想扭矩[M_x M_y M_z F_z]^T，方程的解为其中

并且0≤f₀+ωβ≤F_M。

相较于现有技术，本发明具有以下有益效果：

(1)本内偏转式非平面六旋翼飞行器的成本低，具有全新的旋翼单元结构布局，控制简单，可以克服传统平面多旋翼飞行器的欠驱动性，使姿态转动和平动运动完全解耦，实现了飞行姿态的独立控制；

(2)该内偏转式飞行器通过对称倾斜支撑臂和转子，优化质心位置，使飞行器更加稳定，并能够在电机故障时控制位置和姿态，从而实现容错控制；

(3)内偏转式旋翼通过指向机体竖直方向的轴，可以对飞行器的姿态控制和位置控制进行优化，进而提高旋翼产生的升力；

(4)由于相邻旋翼的转向相反，每个旋翼机体施加的反扭矩与旋翼转向相反，因此机体受到的扭矩可以相互抵消；每个旋翼由各自的直流无刷电机直接驱动，消除了传动系统的效率损失；该内偏式非平面飞行器可以在机体坐标上独立控制力与力矩，使其可以在六自由度上实现独立控制，消除传统平面式飞行器的欠驱动弱点；

(5)相比于传统平面式飞行器，该内偏转式布局可以在不倾斜机体的情况下，只需改变升力的大小，使得装置和控制方法很大程度上得到简化；

(6)这种内偏转式非平面六旋翼飞行器具有独立执行实际任务的能力，其控制方法在军用和民用领域具有非常广阔的应用前景。

附图说明

图1为内偏转式非平面六旋翼飞行器的配置俯视图。

图2为内偏转式非平面六旋翼飞行器的配置侧视图。

图3为内偏转式非平面六旋翼飞行器的单个转子和支撑臂的示意图。

具体实施方式

下面结合附图，对本发明的技术方案进行具体说明。

本发明的一种内偏转式非平面六旋翼飞行器，包括机体、设置在机体底部的弹性支架、一端固定在机体上的多对倾斜设置的支撑臂；所述支撑臂与机体平面的夹角为θ，支撑臂的另一端设有旋翼(即旋翼的旋转中心点与机体的中心点分别位于支撑臂的两端)，旋翼的旋转平面平行于支撑臂，且每个旋翼的旋转方向以顺时针旋转和逆时针旋转交替排列，每个旋翼产生的升力均指向与机体平面垂直的坐标轴，每个旋翼的升力与该坐标轴的夹角相等。所述支撑臂内偏于机体平面倾斜设置；所述θ取值范围为0°＜θ＜90°。所述机体底部设有起落支架。

所述旋翼通过转子电机带动旋转；所述转子电机为直流无刷电机。所述机体内部设有电池和控制系统，控制系统包括非线性观测器和LPV控制的误差检测和故障隔离技术传感器。

支撑臂为三对，旋翼为六个，六个旋翼的位置矩阵P和对应的姿态矩阵O如下：

其中，l为支撑杆的长度，亦即旋翼的旋转中心点与机体的中心点之间的距离。

通过旋翼旋转平面朝着机体的竖直轴线的设置方式，使得电机在故障的情况下，也不会在姿态和位置上都失去控制，从而实现容错控制。

每个旋翼产生一个力f_i∈[0,F_M]；由于旋翼通过转子电机带动旋转，因此，通过PWM信号来控制每一个转子电机，PWM百分比与升力之间的线性关系为：f_i＝k_fu_i，从而每个转子电机产生一个力矩m_i＝(-1)ⁱk_tu_i；k_t和k_f为常数。

设Mx，My和Mz为转子电机在机体上施加的控制力矩，Fz为转子电机沿z轴的合力；当所有转子电机正常工作时，(Mx，My，Mz，Fz)4元组与f力矢量之间的关系为力矩矩阵A为

表示第i个转子故障，其中γ为旋翼方向与机体面所呈钝角γ＝90°+θ，/>以及参数/>因此给定位置和姿态控制所需的合力及力矩/>可得各个旋翼所需的产生的最小的力为/>

给定一个F_z＞0的理想扭矩[M_x M_y M_z F_z]^T，方程的解为其中

并且0≤f₀+ωβ≤F_M。

本发明的内偏转式非平面六旋翼飞行器的结构设置方式可应用于任意对支撑臂的情况。

以下为本发明内偏转式非平面六旋翼飞行器的具体实现原理。

由图1所示，一种内偏转式非平面六旋翼飞行器，包括机体、设置在机体底部的弹性支架、一端固定设置在机体上的多对倾斜支撑臂，支撑臂与机体平面的夹角为θ，0°＜θ＜90°，支撑臂的另一端设有旋翼，旋翼的旋转平面方向垂直于支撑臂，旋转方向相反，分别为顺时针旋转和逆时针旋转交替排列，排列在不同位置的旋翼产生的升力均指向与机体平面垂直的坐标轴，每个旋翼的升力与该坐标轴的夹角相等。

由图1所示，所述的内偏转式非平面六旋翼飞行器，支撑臂的几何中心线组成正六棱锥的六条侧棱，具有完全对称性，相邻支撑臂的夹角相等。

由图1所示，所述的内偏转式非平面六旋翼飞行器，一端固定在机体上支撑臂内偏于机体平面，并与机体平面组成小于90度的夹角θ，所有支撑臂完全一致。

由图1所示，所述的内偏转式非平面六旋翼飞行器，转子电机为直流无刷电机，机体内部为电池和控制系统，控制系统包括非线性观测器和LPV控制的误差检测和故障隔离技术传感器，机体底部设有起落支架。

由图1和图2所示，所述的内偏转式非平面六旋翼飞行器，支撑臂为三对，旋翼为六个，六个旋翼的位置矩阵P和对应的姿态矩阵O如下：

其中，l为支撑杆的长度，亦即旋翼的旋转中心点与机体的中心点之间的距离。

由图1和图2和图3所示，所述的内偏转式非平面六旋翼飞行器的控制方法，通过倾斜旋翼水平面朝着机体的竖直轴线，使得电机在故障的情况下，也不会在姿态和位置上都失去控制，从而实现容错控制。

由图1和图2和图3所示，所述的内偏转式非平面六旋翼飞行器的控制方法，每个旋翼产生一个力f_i∈[0,F_M],实际上，通过脉宽调制(PWM)信号来控制每一个转子，这个信号从0到100％。PWM百分比与升力之间的线性关系，其中f_i＝k_fu_i，从而每个转子产生一个力矩m_i＝(-1)ⁱk_tu_i。k_t和k_f常数是通过实验建立的。

由图2和图3所示，所述的内偏转式非平面六旋翼飞行器的控制方法，Mx，My和Mz为转子在机体上施加的控制力矩，Fz为电机沿z轴的合力。当所有转子正常工作时，(Mx，My，Mz，Fz)4元组与f力矢量之间的关系为力矩矩阵A为

表示第i个转子故障，其中γ为旋翼方向与机体面所呈钝角γ＝90°+θ，/>以及参数/>因此给定位置和姿态控制所需的合力及力矩/>可得各个旋翼所需的产生的最小的力为/>

由图1和图2和图3所示，所述的内偏转式非平面六旋翼飞行器的控制方法，给定一个F_z＞0的理想扭矩[M_x M_y M_z F_z]^T，方程的解为其中并且0≤f₀+ωβ≤F_M。

如图1和图2和图3所示，一旦扰动扭矩过高，伪逆解找到保持位置，PWM值将导致其中一个电机完全停止(6秒)，另一个电机饱和(11秒-15秒)。从而导致PWM信号保持在有效的操作限制内。

如图1和图2或图3所示当y轴扰动力矩幅度过大，长时间不能得到有效的解决方案，机体变得不稳定，导致半桶滚转，最后碰撞着陆。但是在这种情况下，主要使用俯仰角来补偿扰动，解决方案总是给出有效的方法。

以上是本发明的较佳实施例，凡依本发明技术方案所作的改变，所产生的功能作用未超出本发明技术方案的范围时，均属于本发明的保护范围。

Claims (1)

1.一种内偏转式非平面六旋翼飞行器的控制方法，其特征在于：所述内偏转式非平面六旋翼飞行器，包括机体、设置在机体底部的弹性支架、一端固定在机体上的多对倾斜设置的支撑臂；所述支撑臂与机体平面的夹角为θ，支撑臂的另一端设有旋翼，旋翼的旋转平面平行于支撑臂，且每个旋翼的旋转方向以顺时针旋转和逆时针旋转交替排列，每个旋翼产生的升力均指向与机体平面垂直的坐标轴，每个旋翼的升力与该坐标轴的夹角相等；所述支撑臂内偏于机体平面倾斜设置；所述θ取值范围为0°＜θ＜90°；所述旋翼通过转子电机带动旋转；所述转子电机为直流无刷电机；所述机体内部设有电池和控制系统，控制系统包括非线性观测器和LPV控制的误差检测和故障隔离技术传感器；所述机体底部设有起落支架；

支撑臂为三对，旋翼为六个，六个旋翼的位置矩阵P和对应的姿态矩阵O如下：

其中，l为支撑杆的长度，亦即旋翼的旋转中心点与机体的中心点之间的距离；

所述内偏转式非平面六旋翼飞行器的控制方法，通过旋翼旋转平面朝着机体的竖直轴线的设置方式，使得电机在故障的情况下，也不会在姿态和位置上都失去控制，从而实现容错控制；

每个旋翼产生一个力f_i∈[0,F_M]；由于旋翼通过转子电机带动旋转，因此，通过PWM信号来控制每一个转子电机，PWM百分比与升力之间的线性关系为：f_i＝k_fu_i，从而每个转子电机产生一个力矩m_i＝(-1)ⁱk_tu_i；k_t和k_f为常数；

设Mx，My和Mz为转子电机在机体上施加的控制力矩，Fz为转子电机沿z轴的合力；当所有转子电机正常工作时，(Mx，My，Mz，F z)4元组与f力矢量之间的关系为力矩矩阵A为

表示第i个转子故障，其中γ为旋翼方向与机体面所呈钝角γ＝90°+θ，/>以及参数/>因此给定位置和姿态控制所需的合力及力矩/>可得各个旋翼所需的产生的最小的力为/>

给定一个F_z＞0的理想扭矩[M_x M_y M_z F_z]^T，方程的解为其中

并且0≤f₀+ωβ≤F_M。