CN107831782B - 一种系留无人机近地回收位置控制器设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种系留无人机近地回收位置控制器设计方法，其特征在于：该方法具体包括：步骤一：系留无人机水平位置控制器设计；步骤二：螺旋桨推力大小选择；步骤三：计算期望姿态角。本发明提出的一种系留无人机近地回收位置控制器设计方法，可以保证极端天气下系留无人机在抗风性方面具有更大的优越性，提高了系留无人机可靠性，大大拓展了系留无人机的应用场合。

Description

一种系留无人机近地回收位置控制器设计方法
技术领域
本发明涉及一种系留无人机近地回收位置控制器设计方法，属于飞行控制技术领域。
背景技术
随着无人机技术的发展，续航时间不足的问题变得越来越突出，严重限制了无人机的应用。为了解决这个问题，系留无人机应运而生。系留无人机主要组成部分有：系留式无人机平台，系留电缆和车载平台，总体结构如图1所示。不同于普通无人机，系留无人机要求着陆到车载平台上，因此对回收过程的抗风性以及着陆精度要求更高。
目前市场上系留无人机的控制器普遍采用普通无人机的控制器，主要为PID控制，即将电缆作用视为外界干扰，等效为存在外界干扰的普通无人机的定点着陆。考虑到系留无人机需要精确着陆到车载平台上，在抵消了电缆干扰作用后，其控制余量减少，因此抗风性不足。为了提高极端天气下的系留无人机抗风性，本发明提出了一种新的控制策略，可以解决无人机抗风性不足的问题，提高了系留无人机可靠性，大大拓展了系留无人机的应用场合。
发明内容
本发明的目的是提供一种系留无人机近地回收位置控制器设计方法，为了解决极端天气下的系留无人机的精确着陆，提高了系留无人机可靠性，大大拓展了系留无人机的应用场合。
本发明的一种系留无人机近地回收位置控制器设计方法，基于电缆拉紧情况下的系留无人机系统设计了一种新的位置控制器。本发明提出的新的控制策略采用电缆拖拽与螺旋桨协同控制实现无人机的回收，最终会给出螺旋桨推力大小FT，以及期望滚转角
Figure GDA0002825140870000011
和期望俯仰角θr，姿态控制器通过调节无人机系统的不同方向的力矩大小实现对姿态角的控制，输出期望姿态角。多旋翼的控制分为两个环路控制：位置控制和姿态控制，其中位置控制为外环，姿态控制为内环，内环动态特性远远大于外环。多旋翼的控制器由内外环嵌套而成，如图2所示，内环为姿态环，外环为位置环。外环位置的运动是由内环姿态角的控制来实现的，外环的位置控制器根据目标输入逆向求解出姿态角
Figure GDA0002825140870000021
和θr，内环的姿态控制器再计算出控制量，即力矩大小。
本发明的控制器设计思路借鉴了氢气球回收过程。我们知道，当氢气球的浮力f大于重力G，即f-G＞0时，理论上无论受到的水平风干扰力W多大，只要与之相连的绳子拉力T足够大都可以实现回收，具体分析如图3a、图3b所示。无风时，缆绳拉力T＝f-G，方向竖直向下；有风时，对应的风场干扰力为W，对应的缆绳提供的拉力大小为：
Figure GDA0002825140870000022
因此对于不同大小的干扰力，都对应着一个方向和大小唯一的拉力，从而实现氢气球的回收。将这种思想应用到系留无人机的回收控制可以大大增大极端天气下无人机的回收控制精度与可靠性。
首先给出本发明方法采用的系留无人机系统具体模型，介绍如下：
这里的模型是考虑电缆处于拉紧状态时的系留无人机系统模型，带有坐标系的系留无人机系统示意图如图4所示。无人机平台通过柔性电缆与地面平台相连，电缆长度为l。地面坐标系，无人机机体坐标系以及车载平台坐标系分别记为Se(Oe-xeyeze)，Sb(Ob-xbybzb)，Sc(Oc-xcyczc)。
分别用向量ξ＝[x y h]T，v＝[vx vy vz]T表示无人机相对地面车载平台相对位置和速度，根据几何关系，位置可表示为
Figure GDA0002825140870000023
由于回收过程中车载平台处于静止状态，因此相对速度v可表示为
Figure GDA0002825140870000024
其中
Figure GDA0002825140870000031
其中，δ，β分别表示电缆与竖直方向的夹角，电缆在平面xcOcyc的投影与xc轴的夹角，如图5所示。为了合理简化模型，做以下假设：
假设1：无人机平台为质点；
假设2：电缆长度变化率很小，即满足
Figure GDA0002825140870000032
假设3：缆绳质量可忽略不计。
当无人机被简化为质点时，系统模型的广义坐标仅为无人机的位置参数，即电缆的方向参数δ，β，动力学模型如下所示：
Figure GDA0002825140870000033
其中，m为无人机质量，Fx，Fy，Fz分别表示无人机螺旋桨推力FT在车载平台坐标系x,y,z坐标轴方向的控制分量。
系统模型控制目标为：车载平台坐标系下无人机的位置满足ξ→ξr＝[0 0 0]T。
本发明针对极端天气下采用缆绳拖拽策略提出一种系留无人机近地回收位置控制器设计方法，具体包括：
步骤一：系留无人机水平位置控制器设计
要保证无人机在车载平台正上方，系留无人机的水平方向的控制力设计可以借鉴氢气球模型，考虑氢气球在水平方向受到的力来于空气阻力，且空气阻力大小与速度成正比，方向与速度相反，因此无人机水平控制力可以设计为：
Figure GDA0002825140870000034
其中，
Figure GDA0002825140870000035
为比例增益。
步骤二：螺旋桨推力大小选择
进一步，电缆要保持拉紧状态，只需对无人机进行受力分析，将所有的力在电缆方向上投影，保证电缆对无人机的拉力T＞0即可满足要求。因此竖直方向上的控制分量应满足：
Figure GDA0002825140870000041
为了简化模型，设置推力大小FT＝(1+ε)mg，其中ε的取值满足
Figure GDA0002825140870000042
步骤三：计算期望姿态角
已知螺旋桨推力FT取决于其大小FT以及无人机姿态角Θ＝[φ θ ψ]T，这里假设ψ＝0，φ,θ很小，可认为sinφ≈φ,cosφ≈1,sinθ≈θ,cosθ≈1，因此可以计算得到期望的姿态指令为
Figure GDA0002825140870000043
本发明的优点在于：
本发明提出的一种系留无人机近地回收位置控制器设计方法，可以保证极端天气下系留无人机在抗风性方面具有更大的优越性，提高了系留无人机可靠性，大大拓展了系留无人机的应用场合。
附图说明
图1是系留无人机系统基本组成部分。
图2是无人机系统控制结构图。
图3a、b是氢气球在有风和无风环境下的受力分析图。
图4是带有坐标系的系留无人机系统示意图。
图5是带有参数标注的无人机平台的相对位置示意图。
图6是采用本发明提出的位置控制器的系留无人机相对位置仿真结果图。
图7是本发明流程框图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的说明。
如图7所示，本发明提供了一种系留无人机近地回收位置控制器设计方法。仿真过程是在主频2.66Hz、内存2.00GB的计算机上，win7环境下的Matlab 2015b上进行的。首先介绍一下仿真中六旋翼飞行器的各个参数：
m＝1.535kg,g＝9.8m/s2,l＝30m,
Figure GDA0002825140870000051
其中，m为无人机质量；电缆长度为l；δ，β分别表示缆绳与竖直方向的夹角，缆绳在平面xcOcyc的投影与xc轴的夹角；γ为车载平台坐标系与地面坐标系的夹角。
(1)该方法具体步骤如下：
首先为了验证这种位置控制器在抗风性方面的优势，在t＝5s时设置风干扰wx＝5sin(0.1t),wy＝7sin(0.1t)，当t＝25s时，风干扰消失。
步骤一：系留无人机水平位置控制器设计
设计无人机水平控制力为：
Figure GDA0002825140870000052
步骤二：螺旋桨推力大小选取
为了保证缆绳拉紧，令ε＝0.5，则螺旋桨推力大小为：
FT＝1.5mg (9)
步骤三：计算期望姿态角
计算得到期望的姿态指令，即期望俯仰角和期望滚转角分别为
Figure GDA0002825140870000053
(2)仿真结果分析
通过本发明提出的位置控制器在Matlab上的仿真结果如下：
初始状态时系留无人机不位于车载平台正上方，即有一定的偏角，根据系留无人机相对位置的仿真结果，如图6所示，可以看出存在风干扰时，即15秒时刻之后，高度的变化有轻微振荡，而水平位置变化呈振荡衰减趋势；在25秒时刻，风干扰消失后，短时间内水平相对位置都收敛到零，即此时无人机已经被控制在车载平台正上方，且能精确着陆到地面系泊单元。

Claims (1)

1.一种系留无人机近地回收位置控制器设计方法，其特征在于：该方法具体包括：
步骤一：系留无人机水平位置控制器设计
要保证无人机在车载平台正上方，系留无人机的水平方向的控制力设计可以借鉴氢气球模型，考虑氢气球在水平方向受到的力来于空气阻力，且空气阻力大小与速度成正比，方向与速度相反，因此无人机水平控制力可以设计为：
Figure FDA0002825140860000011
其中，
Figure FDA0002825140860000012
为比例增益；Fx，Fy，Fz分别表示无人机螺旋桨推力FT在车载平台坐标系x,y,z坐标轴方向的控制分量；v＝[vx vy vz]T表示无人机相对地面车载平台速度；
步骤二：螺旋桨推力大小选择
进一步，电缆要保持拉紧状态，只需对无人机进行受力分析，将所有的力在电缆方向上投影，保证电缆对无人机的拉力T＞0即可满足要求；因此竖直方向上的控制分量应满足：
Figure FDA0002825140860000013
其中，m为无人机质量，δ，β分别表示电缆与竖直方向的夹角，电缆在平面xcOcyc的投影与xc轴的夹角；
为了简化模型，设置推力大小FT＝(1+ε)mg，其中ε的取值满足
Figure FDA0002825140860000014
步骤三：计算期望姿态角
已知螺旋桨推力FT取决于其大小FT以及无人机姿态角Θ＝[φ θ ψ]T，这里假设ψ＝0，φ,θ很小，可认为sinφ≈φ,cosφ≈1,sinθ≈θ,cosθ≈1，因此可以计算得到期望的姿态指令为
Figure FDA0002825140860000015
其中，γ为车载平台坐标系与地面坐标系的夹角。
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