CN108827302A - 基于旋翼转速测量的多旋翼飞行器导航方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于旋翼转速测量的多旋翼飞行器导航方法，包括以下步骤：S1、通过旋翼台架试验，测试旋翼转速和升力数据，通过数据处理，得到旋翼转速与升力的关系。S2、根据步骤S1中得到的旋翼转速与升力的关系，建立多旋翼飞行器动力学方程。S3、根据实际测量的旋翼转速，以及陀螺仪测量的姿态角速率，解算动力学方程，得到导航信息。本发明所述的基于旋翼转速测量的多旋翼飞行器导航方法，充分利用了多旋翼飞行器的飞行特点，无需外源导航信息，是一种新的多旋翼飞行器导航方法，对于多旋翼飞行器的工程应用具有重要价值。

Description

基于旋翼转速测量的多旋翼飞行器导航方法

技术领域

本发明涉及飞行器设计技术领域，基于旋翼转速测量的多旋翼飞行器导航方法。

背景技术

随着技术的发展，多旋翼飞行器的应用越来越广泛。

多旋翼飞行器在飞行过程中需要导航系统提供导航信息。目前通常使用卫星导航系统(GPS、北斗)和惯性导航系统等提供导航信息。

卫星导航系统对外源信息的依赖十分严重，并且容易受到天气和地形障碍的干扰，极大地限制了多旋翼飞行器的应用场景。

发明内容

根据上述提出的技术问题，针对多旋翼飞行器的飞行特点，提供一种基于旋翼转速测量的多旋翼飞行器导航方法，用于解决现有的卫星导航方法易受天气和地形障碍干扰，且对外源信息严重依赖的问题。本发明采用的技术手段如下：

一种基于旋翼转速测量的多旋翼飞行器导航方法，包括以下步骤：

S1、通过旋翼台架试验，测试旋翼转速和升力数据，通过数据处理，得到旋翼转速与升力的关系。

S2、根据步骤S1中得到的旋翼转速与升力的关系，建立多旋翼飞行器动力学方程。

S3、根据实际测量的旋翼转速，以及陀螺仪测量的姿态角速率，解算动力学方程，得到导航信息。

作为优选步骤S1中，具体的，在研究中认为旋翼产生的升力与电机转速的平方成正比，因此，单个旋翼产生的升力表示为：

F_i＝k_bω_i ² (1)

式中，F_i表示第i个旋翼产生的升力，ω_i表示第i个旋翼的转速，k_b表示升力系数须通过试验测得。

作为优选步骤S2中，建立多旋翼飞行器动力学方程的具体步骤如下：

S21、设定，a、四旋翼飞行器为刚体，机体严格对称；b、质量和重力加速为常值；c、地面坐标系为惯性系；d、忽略地球曲率的影响；e、忽略空气阻力。

S22、四旋翼飞行器在空间的运动需要六个自由度才能完全描述，包括飞行器质心沿着地面惯性坐标系的三个坐标轴的平动位移，即线运动，以及飞行器绕机体坐标系的三个坐标轴的转动运动，即角运动。

S221、线运动方程：

在地面惯性坐标系中，四旋翼飞行器在合外力作用下的线运动方程为：

其中，m为飞行器质量，g为重力加速度；位置坐标为x、y和z；姿态角θ、φ、ψ分别为俯仰角、滚转角和偏航角；

四个旋翼产生的总升力T为：

S222、角运动方程：

在地面惯性坐标系中，四旋翼飞行器的角运动方程为：

式中，p、q和r分别表示机体坐标系下的滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度。

作为优选步骤S3中，在多旋翼飞行器飞行过程中，通过陀螺仪测得p、q和r，求解方程(4)，得到姿态角θ、φ、ψ；测量旋翼转速，得到ω₁至ω₄，求解方程(2)，最终得到全部导航信息。

由于多旋翼飞行器的升力是通过各旋翼高速旋转产生的，升力的方向始终与机体平面垂直。当需要改变飞行方向时，通过改变各旋翼的转速来实现。这也是多旋翼飞行器不同于固定翼飞行器的地方。与现有技术相比较，本发明所述的基于旋翼转速测量的多旋翼飞行器导航方法，充分利用了多旋翼飞行器的飞行特点，无需外源导航信息，是一种新的多旋翼飞行器导航方法，对于多旋翼飞行器的工程应用具有重要价值。

针对多旋翼飞行器的这种特性，提出一种基于旋翼转速测量的多旋翼飞行器导航方法，这种方法仅适用于多旋翼飞行器，无需外源导航信息，原理简单，易于实现，成本低。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

图1是本发明基于旋翼转速测量的多旋翼飞行器导航方法实现流程图。

图2是本发明四旋翼飞行器示意图。

具体实施方式

如图1和图2所示，一种基于旋翼转速测量的多旋翼飞行器导航方法，其特征在于包括以下步骤：

S1、通过旋翼台架试验，测试旋翼转速和升力数据，通过数据处理，得到旋翼转速与升力的关系。

步骤S1中，具体的，在研究中认为旋翼产生的升力与电机转速的平方成正比，因此，单个旋翼产生的升力表示为：

F_i＝k_bω_i ² (1)

式中，F_i表示第i个旋翼产生的升力，ω_i表示第i个旋翼的转速，k_b表示升力系数须通过试验测得。

S2、根据步骤S1中得到的旋翼转速与升力的关系，建立多旋翼飞行器动力学方程。

步骤S2中，建立多旋翼飞行器动力学方程的具体步骤如下：

S21、设定，a、四旋翼飞行器为刚体，机体严格对称；b、质量和重力加速为常值；c、地面坐标系为惯性系；d、忽略地球曲率的影响；e、忽略空气阻力。

S22、四旋翼飞行器在空间的运动需要六个自由度才能完全描述，包括飞行器质心沿着地面惯性坐标系的三个坐标轴的平动位移，即线运动，以及飞行器绕机体坐标系的三个坐标轴的转动运动，即角运动。

S221、线运动方程：

在地面惯性坐标系中，四旋翼飞行器在合外力作用下的线运动方程为：

其中，m为飞行器质量，g为重力加速度；位置坐标为x、y和z；姿态角θ、φ、ψ分别为俯仰角、滚转角和偏航角；

四个旋翼产生的总升力T为：

S222、角运动方程：

在地面惯性坐标系中，四旋翼飞行器的角运动方程为：

式中，p、q和r分别表示机体坐标系下的滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度。

S3、根据实际测量的旋翼转速，以及陀螺仪测量的姿态角速率，解算动力学方程，得到导航信息。

步骤S3中，在多旋翼飞行器飞行过程中，通过陀螺仪测得p、q和r，求解方程(4)，得到姿态角θ、φ、ψ；测量旋翼转速，得到ω₁至ω₄，求解方程(2)，最终得到全部导航信息。

本发明所述的基于旋翼转速测量的多旋翼飞行器导航方法，通过转速测量装置和陀螺仪分别测量多旋翼飞行器的旋翼转速和飞行器姿态角速率，解算多旋翼飞行器的动力学方程，获得导航信息。该方法适用于多旋翼飞行器，且要求旋翼升力的方向始终垂直于飞行器的机体平面。通过该方法实现多旋翼飞行器的自主导航功能。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种基于旋翼转速测量的多旋翼飞行器导航方法，其特征在于包括以下步骤：

S1、通过旋翼台架试验，测试旋翼转速和升力数据，通过数据处理，得到旋翼转速与升力的关系；

S2、根据步骤S1中得到的旋翼转速与升力的关系，建立多旋翼飞行器动力学方程；

S3、根据实际测量的旋翼转速，以及陀螺仪测量的姿态角速率，解算动力学方程，得到导航信息。

2.根据权利要求1所述的基于旋翼转速测量的多旋翼飞行器导航方法，其特征在于：

步骤S1中，具体的，在研究中认为旋翼产生的升力与电机转速的平方成正比，因此，单个旋翼产生的升力表示为：

F_i＝k_bω_i ² (1)

式中，F_i表示第i个旋翼产生的升力，ω_i表示第i个旋翼的转速，k_b表示升力系数须通过试验测得。

3.根据权利要求2所述的基于旋翼转速测量的多旋翼飞行器导航方法，其特征在于：

步骤S2中，建立多旋翼飞行器动力学方程的具体步骤如下：

S21、设定，a、四旋翼飞行器为刚体，机体严格对称；b、质量和重力加速为常值；c、地面坐标系为惯性系；d、忽略地球曲率的影响；e、忽略空气阻力；

S22、四旋翼飞行器在空间的运动需要六个自由度才能完全描述，包括飞行器质心沿着地面惯性坐标系的三个坐标轴的平动位移，即线运动，以及飞行器绕机体坐标系的三个坐标轴的转动运动，即角运动；

S221、线运动方程：

在地面惯性坐标系中，四旋翼飞行器在合外力作用下的线运动方程为：

其中，m为飞行器质量，g为重力加速度；位置坐标为x、y和z；姿态角θ、φ、ψ分别为俯仰角、滚转角和偏航角；

四个旋翼产生的总升力T为：

S222、角运动方程：

在地面惯性坐标系中，四旋翼飞行器的角运动方程为：

式中，p、q和r分别表示机体坐标系下的滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度。

4.根据权利要求3所述的基于旋翼转速测量的多旋翼飞行器导航方法，其特征在于：

步骤S3中，在多旋翼飞行器飞行过程中，通过陀螺仪测得p、q和r，因此实时求解方程(4)，得到姿态角θ、φ、ψ；测量旋翼转速，得到ω₁至ω₄，求解方程(2)，最终得到全部导航信息。