CN111367308A - 无人机姿态控制系统 - Google Patents

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Abstract

本发明提出一种无人机姿态控制系统，包括姿态解算单元，用于接收外界扰动作，并根据外界扰动作生成第一输出量；姿态控制单元，与所述姿态解算单元相连，用于根据外界输入和所述第一输出量生成第一控制量，所述姿态控制单元包括PID控制器和鲁棒控制器，所述PID控制器用于控制所述无人机姿态所述第一控制量的线性部分，所述鲁棒控制器用于控制所述无人机姿态所述第一控制量的非线性部分；执行单元，与所述姿态控制单元相连，根据所述第一控制量以驱动所述执行单元，控制所述无人机的姿态。本发明的无人机姿态控制系统，可以大幅提高无人机姿态控制的响应速度和准确性，最大程度的抑制外界扰动，保证恶劣飞行条件下无人机姿态控制的稳定性。

Description

无人机姿态控制系统
技术领域
本发明涉及无人机飞行控制领域，特别涉及一种无人机姿态控制系统。
背景技术
随着科技的进步，传感装置变得微型化、轻量化，同时性能也得到不断提升，使得无人机系统在近年来得到了飞速的发展，尤其在军事和民用等领域拥有极大的发展前景。然而，由于小型无人机的空气动力学特性复杂，是一个欠驱动、强耦合、受低空气流扰动影响大的系统，对其飞行控制的研究具有很高的挑战性和重要的实际意义。姿态控制系统是无人机飞行控制系统的重要组成部分，其响应无人机姿态变化，同时根据目标姿态输出控制量，保证无人机能够快速、准确响应外界输入，同时最大程度抑制外界扰动。
无人机的机理数学模型是一个复杂的高阶非线性模型，为了简化设计，姿态控制单元会将该机理数学模型在平衡点附近近似为线性模型，采用PID控制器。但是线性模型控制方法也存在着性能不高、鲁棒性和抗扰动能力有限等局限性，在有强烈扰动等非正常情况下，不能快速、准确抑制外界扰动，导致无人机姿态不平稳，甚至存在坠机风险。
发明内容
本发明旨在至少在一定程度上解决上述技术问题之一或至少提供一种有用的商业选择。
为此，本发明的一个目的在于提出一种无人机姿态控制系统，提升无人机姿态控制的响应速度和准确性。
为了实现上述目的，本发明实施例的无人机姿态控制系统，包括姿态解算单元，所述姿态解算单元用于接收外界扰动作，并根据外界扰动作生成第一输出量；姿态控制单元，所述姿态控制单元与所述姿态解算单元相连，所述姿态控制单元用于根据外界输入和所述第一输出量生成第一控制量，所述姿态控制单元包括PID控制器和鲁棒控制器，所述PID控制器用于控制所述无人机姿态所述第一控制量的线性部分，所述鲁棒控制器用于控制所述无人机姿态所述第一控制量的非线性部分；执行单元，所述执行单元与所述姿态控制单元相连，根据所述第一控制量以驱动所述执行单元，控制所述无人机的姿态。
根据本发明实施例的无人机姿态控制系统，通过采用PID控制器和鲁棒控制器的互补配置，可以大幅提高无人机姿态控制的响应速度和准确性，最大程度的抑制外界扰动，保证恶劣飞行条件下无人机姿态控制的稳定性。
另外，根据本发明上述实施例的无人机姿态控制系统还可以具有如下附加的技术特征：
进一步地，所述外界输入包括遥控器、手机、PC地面站。
进一步地，所述外界扰动作包括强风、桨受损。
进一步地，所述无人机姿态的机理数学模型表示为：
Figure BDA0002477205480000021
其中θ、φ和ψ为所述姿态解算单元输出的姿态角度，u1、u2和u3为所述姿态控制单元输出量，q1、q2、q3为等价扰动项，表示数学模型中的非线性部分，
Figure BDA0002477205480000022
为常量系数。
进一步地，所述PID控制器和鲁棒控制器采用互补配置时，所述第一控制量为PID控制器和鲁棒控制器输出的叠加，表示为：
Figure BDA0002477205480000023
其中
Figure BDA0002477205480000024
为所述PID控制器输出，
Figure BDA0002477205480000025
为所述鲁棒控制器输出。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1是根据本发明一个实施例的无人机姿态控制系统的结构图。
具体实施方式
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。
以下结合附图描述根据本发明实施例的无人机姿态控制系统。
图1是根据本发明一个实施例的无人机姿态控制系统的结构图。
如图1所示，本发明实施例的无人机姿态控制系统1000，包括：姿态解算单元1001、姿态控制单元1002和执行单元1003。
其中，姿态解算单元1001用于接收外界扰动作，并根据外界扰动作生成第一输出量。姿态控制单元1002与姿态解算单元1001相连，姿态控制单元1002用于根据外界输入和第一输出量生成第一控制量，姿态控制单元1002包括PID控制器1004和鲁棒控制器1005，PID控制器1004用于控制无人机姿态第一控制量的线性部分，鲁棒控制器1005用于控制无人机姿态第一控制量的非线性部分。执行单元1003与姿态控制单元1002相连，根据第一控制量以驱动执行单元1003，控制无人机的姿态。
根据本发明实施例的无人机姿态控制系统，通过采用PID控制器和鲁棒控制器的互补配置，可以大幅提高无人机姿态控制的响应速度和准确性，最大程度的抑制外界扰动，保证恶劣飞行条件下无人机姿态控制的稳定性。
在本发明的一个实施例中，外界输入包括但不限于遥控器、手机、PC地面站等。
在本发明的一个实施例中，外界扰动包括但不限于强风、桨受损等。
在本发明的一个实施例中，无人机姿态机理数学模型表示为：
Figure BDA0002477205480000041
其中θ、φ和ψ为姿态解算单元1001输出的姿态角度，u1、u2和u3为姿态控制单元1002输出量，q1、q2、q3为等价扰动项，表示数学模型中的非线性部分，
Figure BDA0002477205480000042
为常量系数。
进一步地，根据无人机姿态机理数学模型，设计姿态控制器，采用PID控制器1004和鲁棒控制器1005的互补配置。其中PID控制器1004构造为
Figure BDA0002477205480000043
鲁棒控制器1005构造为
Figure BDA0002477205480000044
其中
Figure BDA0002477205480000045
gi为控制器参数，xi(t)、
Figure BDA0002477205480000046
为无人机姿态角度差、角度差微分，zi(t)为计算鲁棒控制器的中间变量。姿态控制单元1002的输出为PID控制器1004和鲁棒控制器1005输出的叠加，表示为：
Figure BDA0002477205480000047
其中
Figure BDA0002477205480000048
为PID控制器1004输出，
Figure BDA0002477205480000049
为鲁棒控制器1005输出。姿态控制单元1002输出量ui(t)发送到执行单元1003，实现无人机姿态控制。
本实施案例只是该方法实现方法的一种，细节之处可能有所出入，但都不离本发明范围。
根据本发明实施例的无人机姿态控制系统，通过采用PID控制器和鲁棒控制器的互补配置，可以大幅提高无人机姿态控制的响应速度和准确性，最大程度的抑制外界扰动，保证恶劣飞行条件下无人机姿态控制的稳定性。
流程图中或在此以其他方式描述的任何过程或方法描述可以被理解为，表示包括一个或更多个用于实现特定逻辑功能或过程的步骤的可执行指令的代码的模块、片段或部分，并且本发明的优选实施方式的范围包括另外的实现，其中可以不按所示出或讨论的顺序，包括根据所涉及的功能按基本同时的方式或按相反的顺序，来执行功能，这应被本发明的实施例所属技术领域的技术人员所理解。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (5)

1.一种无人机姿态控制系统，其特征在于，包括：
姿态解算单元，所述姿态解算单元用于接收外界扰动作，并根据外界扰动作生成第一输出量；
姿态控制单元，所述姿态控制单元与所述姿态解算单元相连，所述姿态控制单元用于根据外界输入和所述第一输出量生成第一控制量，所述姿态控制单元包括PID控制器和鲁棒控制器，所述PID控制器用于控制所述无人机姿态所述第一控制量的线性部分，所述鲁棒控制器用于控制所述无人机姿态所述第一控制量的非线性部分；
执行单元，所述执行单元与所述姿态控制单元相连，根据所述第一控制量以驱动所述执行单元，控制所述无人机的姿态。
2.根据权利要求1所述的无人机姿态控制系统，其特征在于，所述外界输入包括遥控器、手机、PC地面站。
3.根据权利要求1所述的无人机姿态控制系统，其特征在于，所述外界扰动作包括强风、桨受损。
4.根据权利要求1所述的无人机姿态控制系统，其特征在于，所述无人机姿态的机理数学模型表示为：
Figure FDA0002477205470000011
其中θ、φ和ψ为所述姿态解算单元输出的姿态角度，u1、u2和u3为所述姿态控制单元输出量，q1、q2、q3为等价扰动项，表示数学模型中的非线性部分，
Figure FDA0002477205470000012
为常量系数。
5.根据权利要求4所述的无人机姿态控制系统，其特征在于，所述PID控制器和鲁棒控制器采用互补配置时，所述第一控制量为PID控制器和鲁棒控制器输出的叠加，表示为：
Figure FDA0002477205470000013
其中
Figure FDA0002477205470000014
为所述PID控制器输出，
Figure FDA0002477205470000015
为所述鲁棒控制器输出。
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Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102419596A (zh) * 2011-11-20 2012-04-18 北京航空航天大学 一种基于矢量域的小型无人机风场抗扰自适应控制方法
US20130261853A1 (en) * 2004-11-08 2013-10-03 Bell Helicopter Textron Inc. Vehicle management system using finite state machines
CN103499982A (zh) * 2013-09-30 2014-01-08 北京工业大学 一种污水处理过程自组织控制方法
CN103901776A (zh) * 2014-04-04 2014-07-02 哈尔滨工程大学 一种工业机械手抗干扰鲁棒自适应pid控制方法
WO2015121169A1 (en) * 2014-02-11 2015-08-20 Saudi Basic Industries Corporation Control system
CN105116907A (zh) * 2015-07-20 2015-12-02 清华大学 微型无人机数据传输及控制系统设计方法
US20170153650A1 (en) * 2015-11-30 2017-06-01 Metal Industries Research & Development Centre Multiple rotors aircraft and control method
CN107065900A (zh) * 2017-01-17 2017-08-18 清华大学 无人机飞行控制参数更新系统
CN108873923A (zh) * 2018-07-11 2018-11-23 中国人民解放军陆军工程大学 应急指挥控制固定翼无人机舰面紧急起飞控制方法
CN109116860A (zh) * 2018-08-29 2019-01-01 天津大学 三旋翼无人机的非线性鲁棒控制方法
US20190004519A1 (en) * 2017-06-30 2019-01-03 Intel Corporation Methods and apparatus to implement nonlinear control of vehicles moved using multiple motors
CN109991992A (zh) * 2019-03-27 2019-07-09 天津大学 基于浸入不变集的小型无人直升机无模型自适应控制方法
CN110377043A (zh) * 2019-07-13 2019-10-25 西北工业大学 一种基于h∞回路成形算法的小型固定翼无人机姿态控制方法
CN110928321A (zh) * 2019-11-19 2020-03-27 南京海逸测控技术有限公司 一种四旋翼无人机姿态的鲁棒控制方法

Patent Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130261853A1 (en) * 2004-11-08 2013-10-03 Bell Helicopter Textron Inc. Vehicle management system using finite state machines
CN102419596A (zh) * 2011-11-20 2012-04-18 北京航空航天大学 一种基于矢量域的小型无人机风场抗扰自适应控制方法
CN103499982A (zh) * 2013-09-30 2014-01-08 北京工业大学 一种污水处理过程自组织控制方法
WO2015121169A1 (en) * 2014-02-11 2015-08-20 Saudi Basic Industries Corporation Control system
CN103901776A (zh) * 2014-04-04 2014-07-02 哈尔滨工程大学 一种工业机械手抗干扰鲁棒自适应pid控制方法
CN105116907A (zh) * 2015-07-20 2015-12-02 清华大学 微型无人机数据传输及控制系统设计方法
US20170153650A1 (en) * 2015-11-30 2017-06-01 Metal Industries Research & Development Centre Multiple rotors aircraft and control method
CN107065900A (zh) * 2017-01-17 2017-08-18 清华大学 无人机飞行控制参数更新系统
US20190004519A1 (en) * 2017-06-30 2019-01-03 Intel Corporation Methods and apparatus to implement nonlinear control of vehicles moved using multiple motors
CN108873923A (zh) * 2018-07-11 2018-11-23 中国人民解放军陆军工程大学 应急指挥控制固定翼无人机舰面紧急起飞控制方法
CN109116860A (zh) * 2018-08-29 2019-01-01 天津大学 三旋翼无人机的非线性鲁棒控制方法
CN109991992A (zh) * 2019-03-27 2019-07-09 天津大学 基于浸入不变集的小型无人直升机无模型自适应控制方法
CN110377043A (zh) * 2019-07-13 2019-10-25 西北工业大学 一种基于h∞回路成形算法的小型固定翼无人机姿态控制方法
CN110928321A (zh) * 2019-11-19 2020-03-27 南京海逸测控技术有限公司 一种四旋翼无人机姿态的鲁棒控制方法

Non-Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
MOHAMMAD SALEM: "Robust PID controller design for a modern type aircraft including handling quality evaluation", 《AMERICAN JOURNAL OF AEROSPACE ENGINEERING》 *
PENGYUAN SHAO: "Structural Robust Gain-Scheduled PID Control and Application on a Morphing Wing UAV", 《STRUCTURAL ROBUST GAIN-SCHEDULED PID CONTROL AND APPLICATION ON A MORPHING WING UAV》 *
YUSUF KARTAL: "Backstepping approach for design of PID controller with guaranteed performance for micro-air UAV", 《CONTROL THEORY AND TECHNOLOGY》 *
吕科: "微型无人机视觉定位与环境建模研究", 《电子科技大学学报》 *
江琼: "H_∞鲁棒控制与PID控制相结合的无人机飞行控制研究", 《宇航学报》 *
王秀: "无人机光电平台视轴稳定鲁棒控制算法研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库-工程科技Ⅱ辑》 *

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