CN108313271A - 一种实现姿态和位置解耦控制的八旋翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种实现姿态和位置解耦控制的八旋翼飞行器，包含起落架、夹板、固定板、水平连杆、螺旋桨一、螺旋桨二、螺旋桨三、螺旋桨四、螺旋桨五、螺旋桨六、螺旋桨七、螺旋桨八；实现飞行器的单独姿态调整和保持姿态下做位置移动。实现八旋翼的平动，转动，和原地的姿态调整等。为了提高飞机的灵活性和飞行时间，增添了四个双向电调，它可以控制电机按照需求任意方向旋转，不再需要由两个电机的转速不同产生推力，变为两个电机可以同时向一个方向旋转产生推力。从而提升飞行器性能。起落架固定在夹板正下方。这款飞行器可以更好的实现任意方向起飞、目标追踪、特技表演、原地调整姿态、定点、特殊坡面着陆等任务，具有很强的使用价值。

Description

一种实现姿态和位置解耦控制的八旋翼飞行器

技术领域

本发明专利涉及无人飞行器，特别是对于需要实现位置与姿态的解耦控制。

背景技术

传统的四旋翼通过控制四个电机的转速，来达到同时控制四旋翼位置和角度期望无法实现，由于受到控制输入量个数的限制。本发明专利通过添加四个垂直于夹板面的桨叶，解决了飞行器欠驱动问题，使得飞行器能实现位置与姿态的独立控制。例如在特殊地形起降运用中，传统的四旋翼无法保证在非水平面安全稳定降落。本发明考虑了姿态与位置的解耦控制，从而保证了在起降过程中，机体可以一直保持于起降面平行，从而提高起降的稳定性。

发明内容

本发明目的是提供一种实现姿态和位置解耦控制的八旋翼飞行器。

本发明采用的技术方案是：

一种实现姿态和位置解耦控制的八旋翼飞行器，包含起落架、夹板、固定板、水平连杆、螺旋桨一、螺旋桨二、螺旋桨三、螺旋桨四、螺旋桨五、螺旋桨六、螺旋桨七、螺旋桨八；

起落架通过固定板与夹板紧固连接；

夹板为双层圆盘结构，双层圆盘之间设有八对卡环；

每对卡环内卡固有一个水平连杆；

螺旋桨一、螺旋桨二、螺旋桨三、螺旋桨四、螺旋桨五、螺旋桨六、螺旋桨七、螺旋桨八分别固接在水平连杆末端；

其中螺旋桨一、螺旋桨二、螺旋桨三、螺旋桨四设有水平桨叶；螺旋桨五、螺旋桨六、螺旋桨七、螺旋桨八设有垂直桨叶；

螺旋桨一和螺旋桨三为逆时针旋转，螺旋桨二和螺旋桨四4为顺时针旋转；螺旋桨五、螺旋桨七和螺旋桨六、螺旋桨八是可以逆时针旋转和顺时针旋转互换。

一种实现姿态和位置解耦控制的八旋翼飞行器的控制方法，包括如下步骤：

步骤1：建立姿态和位置解耦控制八旋翼系统的数学模型；

利用牛顿—欧拉公式对无人机进行动力学分析，根据飞行器的控制原理，通过水平的桨叶提供x、y方向的水平力，在通过垂直方向的桨叶提供飞行器所需要的升力及姿态控制；可以得到飞机的动力学方程：

m为质量，ξ＝[x y z]^T为飞机在机体坐标系中距离原点的位置关于惯性坐标系的表达方式；变量F^b表示飞机在机体坐标系下受到的外力总和；τ^b表示飞机力矩的总和。sk(Ω)符号为对称矩阵且：

因此向量的叉乘可以表示为：

a×b＝sk(a)b

除了重力外，飞机还会受到螺旋桨产生的推力影响；可以表示为如下方程：

sign(ω_i)是一个符号函数，表示为飞机在机体坐标系中受到的第i个电机产生的推力；电机5-8可以产生正反两种推力；电机1-4可以产生水平的推力，控制飞行器的悬停和姿态；变量C_T＞0是一个常量，与桨叶面积，转子半径，空气密度有关；而且可以通过推力实验测量出来；

根据动力学公式，电机的推力为飞机受到的唯一外力即

飞行器在合力矩的作用下机体绕轴做旋转运动，飞行器受到的力矩作用有：升力距，惯性反扭力矩，陀螺效应；

惯性反扭力矩在机体坐标系下表示为τ_Q ^b

τ_Q ^b＝-C_Qω₁ ²b_z+C_Qω₂ ²b_z-C_Qω₃ ²b_z+C_Qω₄ ²b_z

常量C_Q＞0与螺旋桨面积，转子半径和空气密度有关

升力矩τ_T ^b由每个电机产生的力矩合；

飞行器在飞行过程中会产生陀螺力矩，即陀螺效应，此力矩可以表示为τ_G ^b：

I_r为电机的转动惯量，σ_i＝1当i＝1，3时，σ_i＝-1当i＝2，4时；

飞行器在机体坐标系下的总力矩表示为

τ^b＝[τ^b _xτ^b _yτ^b _z]^T

τ^b＝τ_Q ^b+τ_T ^b+τ_G ^b

由于欧拉角速度和机体的角速度Ω＝[p qr]^T不同，

其关系如下：

因此最后的动力学方程为：

c，s分别为cosin和sin，I_xx,I_yy和I_zz为相应轴的转动惯量；步骤2控制器的设计；

2.1采用传统PID控制，这一类飞行器的控制原理，此类飞行器通过水平的桨叶提供x、y方向的水平控制，在通过垂直方向的桨叶提供飞行器所需要的升力及姿态控制；因此六个控制输入分别为：x轴推力U1，y轴推力U2，z轴方向推力U3，滚动角U4，俯仰角U5，偏航U6，则控制输入Ui可以表示如下：

(x_d,y_d,z_d,φ_d,θ_d,ψ_d)为参考输入，(b_ix_d-x)为x轴方向的参考输入与实际的误差值，此处i＝1～6，且b_i和c_i为参考输入的加权系数；分别将参考输入带入U_i表达式中替换掉x_d与x可以得到六个解耦的控制方程；

2.2为了准确的控制飞行器，还需要建立控制输入于电机转速的映射关系，使得控制输入能转化为螺旋桨的转速，他们的关系如下：

根据之前力矩方程和动力学方程，此处变换矩阵和M分配矩阵为：

最后推导控制输入与角速度关系如下：

此推导过程中忽略了陀螺效应的影响，通过仿真可以证明这一近似算法是可行的。

本发明的优点是：本发明专利提出了一种能实现位置和姿态解耦制新型飞行器，使得飞行器的位置与姿态能单独控制，即保证位置控制的同时不会对姿态控制产生影响，从而实现六自由度的解耦并且加入了双向电调，使的飞行器在调整姿态和位置时动力分配更高效。由两套动力提供的不同推力，通过合理地动力分配，从而提供八旋翼飞行器所需的推力要求。由于其独特的动力系统，使得该八旋翼在某些特殊的应用领域更加灵活、稳定，如任意方向起飞，原地调整姿态，特殊地形着陆，目标追踪，特技表演等。

附图说明

图1为本发明飞行器的正视图。

图2为本发明飞行器的分解图。

图3为本发明的夹板示意图。

图4为本发明的起落架示意图。

图5为本发明动力状态示意图。

具体实施方案

下面将结合附图1-5和实施例对本发明作进一步详细的说明。

一种实现姿态和位置解耦控制的八旋翼飞行器，包含起落架10、夹板11、固定板12、水平连杆、螺旋桨一1、螺旋桨二2、螺旋桨三3、螺旋桨四4、螺旋桨五5、螺旋桨六6、螺旋桨七7、螺旋桨八8；

起落架10通过固定板12与夹板11紧固连接；

夹板11为双层圆盘结构，双层圆盘之间设有八对卡环9；

每对卡环9内卡固有一个水平连杆；

螺旋桨一1、螺旋桨二2、螺旋桨三3、螺旋桨四4、螺旋桨五5、螺旋桨六6、螺旋桨七7、螺旋桨八8分别固接在水平连杆末端；

其中螺旋桨一1、螺旋桨二2、螺旋桨三3、螺旋桨四4设有水平桨叶；螺旋桨五5、螺旋桨六6、螺旋桨七7、螺旋桨八8设有垂直桨叶；

螺旋桨一1和螺旋桨三3为逆时针旋转，螺旋桨二2和螺旋桨四4为顺时针旋转；螺旋桨五5、螺旋桨七7和螺旋桨六6、螺旋桨八8是可以逆时针旋转和顺时针旋转互换。水平布置的螺旋桨的旋转产生向上的推力，垂直布置的螺旋桨采用双向电子调速器，产生前、后、左、右等八个方向的推力。

所述电机通过电机座固定在水平杆两端，与桨叶组成动力系统。所述桨叶中水平于夹板的桨叶在对角线方向的旋转方向相同，垂直于夹板的桨叶在对角线方向的旋转方向由双向电调控制可以按需求旋转。所述夹板主要起固定机架和安放控制器的作用。

其中四个与夹板垂直的桨叶所连接的电机，通过双向电子调速器控制电机按特定方向旋转产生推力和扭矩，平衡由另外四个与夹板水平的桨叶姿态控制时产生的水平分力，从而达到原地调整姿态的目的，实现位置与姿态解耦控制的八旋翼飞行器。

起落架，由三角结构构成，确保飞机起落是的稳定性，且在飞行器飞行过程中不会对其他组件构成干扰。夹板主要起固定机架和安放控制器的作用。

工作模式：

本发明的螺旋桨五5、螺旋桨六6、螺旋桨七7、螺旋桨八8采用双向电调可以使电机按需求方向控制电机旋转，提高了电机效率和飞机的灵活度。八旋翼的控制器控制电机的转速，并产生升力，水平位置控制动力系统可以抵消由姿态控制产生的水平力，达到姿态的完全独立控制，同样在当水平位置控制系统产生的力大于姿态控制产生的分力，飞行器就可以保持某个姿态进行位置移动，由于双向电子调速器的控制，使得螺旋桨五5、螺旋桨六6和螺旋桨七7、螺旋桨八8通过动力分配可以产生同一个方向的水平力，而不是传统形式的需要电机的不同转速，产生的合力，这样提高了电机的效率和飞机的灵活性。螺旋桨一1、螺旋桨二2、螺旋桨三3、螺旋桨四4设有水平桨叶，旋转方向对角相同，如1号正、2号逆，3号正、4号逆。通过两个动力分配，达到电机产生的升力和扭矩大小、方向均可控。

实施例1

平移运动，螺旋桨一1、螺旋桨二2、螺旋桨三3、螺旋桨四4是可以抵消飞机重力的升力，转速大小相等，螺旋桨一1、螺旋桨三3对应的浆的转动方向相同、大小相等，螺旋桨二2、螺旋桨四4同理，各组浆产生的转矩的合力为零，使飞机在空中悬停，然后通过水平控制系统提供水平方向的推力，实现任意方向的水平移动。

实施例2

姿态保持、移动，当姿态控制动力系统像传统四旋翼控制飞机姿态时，由于姿态与位置的耦合关系，会产生相应的位置控制，此时用水平位置控制动力系统(即螺旋桨五5、螺旋桨六6和螺旋桨七7、螺旋桨八8)提供相反的水平力，当相反的力刚好抵消姿态控制动力系统产生的水平分力时，飞机不移动且保持当前姿态，当螺旋桨五5、螺旋桨六6和螺旋桨七7、螺旋桨八8产生的力大于由姿态调整产生的水平分力时，飞机就可以保持此姿态任意移动。

以上所述仅为本发明专利的实施例，并非因此限制本发明专利的范围，凡是用本发明专利说明书内容所作的等效结构，或直接或间接运用在其他相关技术领域，均同理包含在本发明专利保护范围。

Claims (2)

1.一种实现姿态和位置解耦控制的八旋翼飞行器，其特征在于：包含起落架、夹板、固定板、水平连杆、螺旋桨一、螺旋桨二、螺旋桨三、螺旋桨四、螺旋桨五、螺旋桨六、螺旋桨七、螺旋桨八；

起落架通过固定板与夹板紧固连接；

夹板为双层圆盘结构，双层圆盘之间设有八对卡环；

每对卡环内卡固有一个水平连杆；

螺旋桨一、螺旋桨二、螺旋桨三、螺旋桨四、螺旋桨五、螺旋桨六、螺旋桨七、螺旋桨八分别固接在水平连杆末端；

其中螺旋桨一、螺旋桨二、螺旋桨三、螺旋桨四设有水平桨叶；螺旋桨五、螺旋桨六、螺旋桨七、螺旋桨八设有垂直桨叶；

螺旋桨一和螺旋桨三为逆时针旋转，螺旋桨二和螺旋桨四为顺时针旋转；螺旋桨五、螺旋桨七和螺旋桨六、螺旋桨八是可以逆时针旋转和顺时针旋转互换。

2.一种实现姿态和位置解耦控制的八旋翼飞行器的控制方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤1：建立姿态和位置解耦控制八旋翼系统的数学模型；

利用牛顿—欧拉公式对无人机进行动力学分析，根据飞行器的控制原理，通过水平的桨叶提供x、y方向的水平力，再通过垂直方向的桨叶提供飞行器所需要的升力及姿态控制；可以得到飞机的动力学方程：

m为质量，ξ＝[x y z]^T为飞机在机体坐标系中距离原点的位置关于惯性坐标系的表达方式；变量F^b表示飞机在机体坐标系下受到的外力总和；τ^b表示飞机力矩的总和。符号sk(Ω)为对称矩阵且：

因此向量的叉乘可以表示为：

a×b＝sk(a)b

除了重力外，飞机还会受到螺旋桨产生的推力影响；可以表示为如下方程：

sign(ω_i)是一个符号函数，T_i ^b表示为飞机在机体坐标系中受到的第i个电机产生的推力；电机5-8可以产生正反两种推力；电机1-4可以产生水平的推力，控制飞行器的悬停和姿态；变量C_T＞0是一个常量，与桨叶面积，转子半径，空气密度有关；而且可以通过推力实验测量出来；

根据动力学公式，电机的推力为飞机受到的唯一外力即

飞行器在合力矩的作用下机体绕轴做旋转运动，飞行器受到的力矩作用有：升力距，惯性反扭力矩，陀螺效应；

惯性反扭力矩在机体坐标系下表示为

τ_Q ^b＝-C_Qω₁ ²b_z+C_Qω₂ ²b_z-C_Qω₃ ²b_z+C_Qω₄ ²b_z

常量C_Q＞0与螺旋桨面积，转子半径和空气密度有关升力矩由每个电机产生的力矩合；

飞行器在飞行过程中会产生陀螺力矩，即陀螺效应，此力矩可以表示为

I_r为电机的转动惯量，σ_i＝1当i＝1，3时，σ_i＝-1当i＝2，4时；

飞行器在机体坐标系下的总力矩表示为

τ^b＝[τ^b _x τ^b _y τ^b _z]^T

τ^b＝τ_Q ^b+τ_T ^b+τ_G ^b

由于欧拉角速度和机体的角速度Ω＝[p q r]^T不同，其关系如下：

因此最后的动力学方程为：

c，s分别为cosin和sin，I_xx,I_yy和I_zz为相应轴的转动惯量；步骤2控制器的设计；

2.1采用传统PID控制，这一类飞行器的控制原理，此类飞行器通过水平的桨叶提供x、y方向的水平控制，在通过垂直方向的桨叶提供飞行器所需要的升力及姿态控制；因此六个控制输入分别为：x轴推力U₁，y轴推力U₂，z轴方向推力U₃，滚动角U₄，俯仰角U₅，偏航U₆，则控制输入U_i可以表示如下：

(x_d,y_d,z_d,φ_d,θ_d,ψ_d)为参考输入，(b_ix_d-x)为x轴方向的参考输入与实际的误差值，此处i＝1～6，且b_i和c_i为参考输入的加权系数；分别将参考输入带入U_i表达式中替换掉x_d与x可以得到六个解耦的控制方程；

2.2为了准确的控制飞行器，还需要建立控制输入与电机转速的映射关系，使得控制输入能转化为螺旋桨的转速，他们的关系如下：

根据之前力矩方程和动力学方程，此处变换矩阵和M分配矩阵为：

最后推导控制输入与角速度关系如下：

此推导过程中忽略了陀螺效应的影响，通过仿真可以证明这一近似算法是可行的。