CN111538346A - 一种四旋翼直升飞机的干扰观测补偿飞行控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明是关于一种四旋翼直升飞机的干扰观测补偿飞行控制方法。其首先根据飞行任务设置滚转角、俯仰角、偏航角与高度指令信号，并通过安装惯性测量单元测量相应的滚转角、俯仰角、偏航角与高度信号。通过比较与积分得到误差信号与误差积分信号，再通过非线性变换与积分，得到相应的非线性误差信号与积分信号。最后分别构造高度、滚转、俯仰、偏航通道的干扰观测器，对四旋翼直升飞机的四个通道进行不确定性干扰观测与估计补偿，并形成控制力矩与期望升力信号，并通过反解逆运算得到四个旋翼的旋转速度期望值，从而最终实现四旋翼直升飞机的飞控任务。该方法的优点在于具有干扰补偿功能，使得系统稳定性强，控制精度高。

Description

一种四旋翼直升飞机的干扰观测补偿飞行控制方法

技术领域

本发明涉及小型飞行器飞行控制与制导领域，具体而言，涉及一种四旋翼直升飞机的干扰观测补偿飞行控制方法。

背景技术

四旋翼无人机具有体积小、结构简单、操作灵活、可垂直起降等优点，具有广泛的民用和军用价值，可广泛应用于航拍、遥感监测、科研、教学、救灾、公安、消防、反恐、电影摄像、环境监测、快递派送等相关领域。随着微电子技术的发展，四旋翼无人机的控制引起了越来越多工程研究者的广泛兴趣。由于其运动模型的复杂性，而且低速飞行时模型参数受飞行环境影响而具有较大的不确定性，因此针对其飞行中的不确定性进行实时动态的补偿控制方法，具有很高的工程实用价值。

基于上述背景原因，本发明提出了一种采用微型MEMS惯性测量单元测量直升机的所有状态信息，同时分解为滚转、俯仰、偏航与高度四个通道解耦，并分别构造观测器对系统不确定性进行实时观测的方法，达到了较好的控制精度与动态控制效果，从而具有很高的经济价值。

需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本发明的目的在于提供一种四旋翼直升飞机的干扰观测补偿飞行控制方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的直升飞机高度控制精度不高与稳定性不足的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种四旋翼直升飞机的干扰观测补偿飞行控制方法，包括以下步骤：

步骤S10，在四旋翼直升飞机上安装IVS910MEMS惯性测量单元，测量其俯仰角、偏航角、滚转角以及相应的角速度微分信号，并且测量三个轴向的加速度，并进行积分得到三个轴向速度与位置；

步骤S20，根据飞行任务，设置四旋翼无人机的期望俯仰角、期望偏航角、期望滚转角指令与期望高度指令，并与相应的俯仰角、偏航角、滚转角以及高度指令进行对比并积分，得到相应误差信号与误差积分信号；

步骤S30，根据所述的俯仰角、偏航角、滚转角以及高度误差信号，进行非线性变换，得到相应的俯仰角、偏航角、滚转角以及高度误差非线性信号，并进行积分得到相应的误差非线性积分信号；

步骤S40，根据所述的高度信号与高度微分信号与垂直升力，构建高度通道干扰观测器，对高度通道系统不确定性进行观测估计补偿；

步骤S50，根据所述的滚转角信号与滚转角微分信号与滚转力矩控制信号，构建滚转通道干扰观测器，对滚转通道系统不确定性进行观测估计补偿；

步骤S60，根据所述的俯仰角信号与俯仰角微分信号与俯仰力矩控制信号，构建俯仰通道干扰观测器，对俯仰通道系统不确定性进行观测估计补偿；

步骤S70，根据所述的偏航角信号与偏航角微分信号与偏航力矩控制信号，构建偏航通道干扰观测器，对偏航通道系统不确定性进行观测估计补偿；

步骤S80，根据所述的高度、俯仰、偏航与滚转角微分信号、误差信号、非线性误差信号、误差积分信号、误差非线性积分信号以及干扰观测估计补偿信号，构造相应的垂直升力、俯仰力矩、偏航力矩与滚转力矩信号并反解出四旋翼的期望旋转角速度，实现四旋翼直升飞机的飞行控制。

在本发明的一种示例实施例中，根据飞行任务，设置四旋翼无人机的期望俯仰角、期望偏航角、期望滚转角指令与期望高度指令，并与相应的俯仰角、偏航角、滚转角以及高度指令进行对比并积分，得到相应误差信号与误差积分信号包括：

v_z＝∫a_zdt；s_z＝∫v_zdt；

e₁＝γ-γ^d；e₂＝θ-θ^d；

e₃＝ψ-ψ^d；e_z＝s_z-z^d；

w₁＝∫e₁dt；w₂＝∫e₂dt；

w₃＝∫e₃dt；w_z＝∫e_zdt；

其中θ、ψ、γ、a_z为在四旋翼直升飞机上安装IVS910MEMS惯性测量单元得到的四旋翼直升飞机俯仰角、偏航角、滚转角与垂向加速度信号。γ^d、θ^d、ψ^d、z^d为根据四旋翼无人机的飞行任务需要设置的期望滚转角指令、期望俯仰角指令、期望偏航角指令与期望高度指令。dt表示对时间信号积分，s_z为高度信号，v_z为高度微分信号。e₁、e₂、e₃、e_z分别为俯仰角误差信号、偏航角误差信号、滚转角误差信号与高度误差信号。w₁、w₂、w₃、w_z分别为俯仰角误差积分信号、偏航角误差积分信号、滚转角误差积分信号与高度误差信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的俯仰角、偏航角、滚转角以及高度误差信号，进行非线性变换，得到相应的俯仰角、偏航角、滚转角以及高度误差非线性信号，并进行积分得到相应的误差非线性积分信号包括：

其中ε与ε_b为常值参数信号，其详细设计见后文案例实施。w_a1、w_a2、w_a3、w_az为滚转角非线性误差信号、俯仰角非线性误差信号、偏航角非线性误差信号以及高度非线性误差信号。w_b1、w_b2、w_b3、w_bz为滚转角非线性误差积分信号、俯仰角非线性误差积分信号、偏航角非线性误差积分信号以及高度非线性误差积分信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的高度信号与高度微分信号与垂直升力，构建高度通道干扰观测器，对高度通道系统不确定性进行观测估计补偿包括：

其中v_z为高度微分信号，

为期望高度信号的导数，z₁为高度微分误差信号。z_1a为高度通道的干扰观测器的状态信号，

为高度通道的干扰观测补偿信号，u₄为垂直升力控制信号，m为四旋翼直升机的重量，g为重力加速度常量，取为常值9.8。k_a10、k_a20、ε_a10为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的滚转角信号与滚转角微分信号与滚转力矩控制信号，构建滚转通道干扰观测器，对滚转通道系统不确定性进行观测估计补偿包括：

其中

为采用IVS910MEMS惯性测量单元测量得到的滚转角微分信号，

为期望滚转角信号的导数。x₁为滚转角微分误差信号，x_1a为滚转通道的干扰观测器的状态信号，

为滚转通道的干扰观测补偿信号，u₁为滚转力矩信号，I_x为四旋翼直升机的x向转动惯量。k_a11、k_a21、ε_a11为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的俯仰角信号与俯仰角微分信号与俯仰力矩控制信号，构建俯仰通道干扰观测器，对俯仰通道系统不确定性进行观测估计补偿包括：

其中

为采用IVS910MEMS惯性测量单元测量得到的俯仰角微分信号，

为期望俯仰角信号，x₁为俯仰角微分误差信号，x_2a为俯仰通道的干扰观测器的状态信号，

为俯仰通道的干扰观测补偿信号，u₂为俯仰力矩信号，I_y为四旋翼直升机的y向转动惯量。k_a12、k_a22、ε_a12为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的偏航角信号与偏航角微分信号与偏航力矩控制信号，构建偏航通道干扰观测器，对偏航通道系统不确定性进行观测估计补偿包括：

其中

为采用IVS910MEMS惯性测量单元测量得到的偏航角微分信号，

为期望偏航角信号的导数，x₃为偏航角微分误差信号，x_3a为偏航通道的干扰观测器的状态信号，

为偏航通道的干扰观测补偿信号，u₃为偏航力矩信号。I_z为四旋翼直升机的z向转动惯量。k_a13、k_a23、ε_a13为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的高度、俯仰、偏航与滚转角微分信号、误差信号、非线性误差信号、误差积分信号、误差非线性积分信号以及干扰观测估计补偿信号，构造相应的垂直升力、俯仰力矩、偏航力矩与滚转力矩信号并反解出四旋翼的期望旋转角速度包括：

其中e_z、v_z、w_az、w_z、w_bz、

u₄高度误差信号、高度微分信号、高度误差非线性信号、高度误差积分信号、高度误差非线性积分信号、高度通道干扰观测估计补偿信号与垂直升力控制信号。e₁、

w_a1、w₁、w_b1、

与u₁分别为滚转角误差信号、滚转角微分信号、滚转角误差非线性信号、滚转角误差积分信号、滚转角误差非线性积分信号以及滚转通道干扰观测估计补偿信号与滚转力矩控制信号。e₂、

w_a2、w₂、w_b2、

与u₂分别为俯仰角误差信号、俯仰角微分信号、俯仰角误差非线性信号、俯仰角误差积分信号、俯仰角误差非线性积分信号以及俯仰通道干扰观测估计补偿信号与俯仰力矩控制信号。e₃、

w_a3、w₃、w_b3、

与u₃分别为偏航角误差信号、偏航角微分信号、偏航角误差非线性信号、偏航角误差积分信号、偏航角误差非线性积分信号以及偏航通道干扰观测估计补偿信号与偏航力矩控制信号。其中k_ji(i＝1,2,3,4,5；j＝1,2,3,4)为常值控制参数，其详细设计见后文案例实施。l为四旋翼飞机质心到旋翼中心的距离、k₁与k₂为四旋翼直升飞机力与力矩相关的气动比例系数。ω₁、ω₂、ω₃、ω₄为四旋翼直升飞机的四个旋翼的期望旋转角速度，最后由相应的电机驱动相应的旋翼达到期望的旋转角速度，即可实现四旋翼直升飞机的飞行控制。

有益效果

本发明提供的一种四旋翼直升飞机的干扰观测补偿飞行控制方法，其优点在于能够通过四个通道的解耦控制，单独构造每个通道的干扰观测器，并通过每个通道的控制力矩、误差信号、以及微分信号，对系统不确定性进行动态的估计与补偿，从而有效地改善了整个四旋翼直升飞机的角度跟踪与位置跟踪的动态效果，使得整个飞行控制具有很高的精度、很快的响应速度，而且具有很强的抗干扰能力。从而也使得整个方法具有很高的工程实用价值。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明提供的一种四旋翼直升飞机的干扰观测补偿飞行控制方法的流程图；

图2是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机滚转角曲线(单位：度)；

图3是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机俯仰角曲线(单位：度)；

图4是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机偏航角曲线(单位：度)；

图5是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机高度曲线(单位：米)；

图6是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机滚转角微分信号曲线(单位：度/秒)；

图7是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机俯仰角微分信号曲线(单位：度/秒)；

图8是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机偏航角微分信号曲线(单位：度/秒)；

图9是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机高度微分信号曲线(单位：米/秒)；

图10是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机滚转角误差信号曲线(单位：度)；

图11是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机俯仰角误差信号曲线(单位：度)；

图12是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机偏航角误差信号曲线(单位：度)；

图13是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机高度误差信号曲线(单位：米)；

图14是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机滚转角误差非线性积分信号曲线(无单位)；

图15是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机俯仰角误差非线性积分信号曲线(无单位)；

图16是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机偏航角误差非线性积分信号曲线(无单位)；

图17是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机高度误差非线性积分信号曲线(无单位)；

图18是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机高度通道的干扰观测补偿信号曲线(无单位)；

图19是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机滚转通道的干扰观测补偿信号曲线(无单位)；

图20是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机俯仰通道的干扰观测补偿信号曲线(无单位)；

图21是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机偏航通道的干扰观测补偿信号曲线(无单位)；

图22是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机一号旋翼的期望旋转角速度曲线(单位：弧度/秒)；

图23是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机二号旋翼的期望旋转角速度曲线(单位：弧度/秒)；

图24是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机三号旋翼的期望旋转角速度曲线(单位：弧度/秒)；

图25是本发明实施例所提供方法的四旋翼直升飞机四号旋翼的期望旋转角速度曲线(单位：弧度/秒)。

具体实施方式

现在将参考附图基础上更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本发明将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本发明的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本发明的技术方案而省略所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知技术方案以避免喧宾夺主而使得本发明的各方面变得模糊。

本发明提供了一种四旋翼直升飞机的干扰观测补偿飞行控制方法，通过相应的滚转、俯仰、偏航与高度四个通道分开解耦控制。依次根据各个通道的指令信号与实际测量信号进行比较得到误差信号，再进行非线性变换得到误差非线性信号，以及进行积分得到相应的误差积分信号。然后，通过四个通道的控制信号重构，以及微分信号测量，实现每个通道的不确定性干扰观测估计，并通过估计值与误差信号、误差积分信号进行反馈补偿，从而实现四旋翼直升飞机的滚转角、俯仰角、偏航角与高度的精准快速跟踪控制。

下面，将结合附图对本发明的一种四旋翼直升飞机的干扰观测补偿飞行控制方法进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该一种四旋翼直升飞机的干扰观测补偿飞行控制方法包括以下步骤：

步骤S10，在四旋翼直升飞机上安装IVS910MEMS惯性测量单元，测量其俯仰角、偏航角、滚转角以及相应的角速度微分信号，并且测量三个轴向的加速度，并进行积分得到三个轴向速度与位置；

具体的，首先在四旋翼直升飞机上安装IVS910MEMS惯性测量单元，分别测量四旋翼直升飞机的俯仰角，记作θ；测量四旋翼直升飞机的偏航角，记作ψ；测量四旋翼直升飞机的滚转角，记作γ。

其次，分别采用IVS910MEMS惯性测量单元，测量四旋翼直升飞机的俯仰角微分信号，记作

测量四旋翼直升飞机的偏航角微分信号，记作

测量四旋翼直升飞机的滚转角微分信号，记作

最后，采用IVS910MEMS惯性测量单元测量四旋翼直升飞机沿x、y与z三个方向的加速度，分别记作a_x、a_y与a_z。然后对其进行积分，得到x、y与z三个方向的速度，分别记作v_x、v_y与v_z。其计算方式如下：

v_z＝∫a_zdt；

其中dt表示对时间信号的积分。然后对z向速度信号进行积分，得到z向位置信号，记作s_z，其计算方式如下：

s_z＝∫v_zdt；

其中s_z既代表四旋翼直升飞机的高度信号，同时v_z代表高度微分信号。说明，在本发明中暂时只用到v_z，故对a_x、a_y、v_x、v_y不作讨论。

步骤S20，根据飞行任务，设置四旋翼无人机的期望俯仰角、期望偏航角、期望滚转角指令与期望高度指令，并与相应的俯仰角、偏航角、滚转角以及高度指令进行对比并积分，得到相应误差信号与误差积分信号；

具体的，首先，根据四旋翼无人机的飞行任务需要，设置期望滚转角指令为γ^d、期望滚转角指令的导数记作

然后与滚转角测量信号进行对比，得到滚转角误差信号，记作e₁，其计算方式如下：

e₁＝γ-γ^d；

根据四旋翼无人机的飞行任务需要，设置期望俯仰角指令为θ^d、期望俯仰角指令的导数记作

然后与俯仰角测量信号进行对比，得到俯仰角误差信号，记作e₂，其计算方式如下：

e₂＝θ-θ^d；

根据四旋翼无人机的飞行任务需要，设置期望偏航角指令为ψ^d、期望偏航角指令的导数记作

然后与偏航角测量信号进行对比，得到偏航角误差信号，记作e₃，其计算方式如下：

e₃＝ψ-ψ^d；

根据四旋翼无人机的飞行任务需要，设置期望高度指令为z^d、期望高度指令的导数记作

然后与高度测量信号进行对比，得到高度误差信号，记作e_z，其计算方式如下：

e_z＝s_z-z^d；

然后，分别对所述的滚转角误差信号、俯仰角误差信号、偏航角误差信号以及高度误差信号进行积分，得到相应的滚转角误差积分信号、俯仰角误差积分信号、偏航角误差积分信号以及高度误差积分信号，分别记作w₁、w₂、w₃、w_z，其计算方式如下：

w₁＝∫e₁dt；

w₂＝∫e₂dt；

w₃＝∫e₃dt；

w_z＝∫e_zdt；

其中dt表示对时间信号的积分。

步骤S30，根据所述的俯仰角、偏航角、滚转角以及高度误差信号，进行非线性变换，得到相应的俯仰角、偏航角、滚转角以及高度误差非线性信号，并进行积分得到相应的误差非线性积分信号；

具体的，首先对滚转角误差信号、俯仰角误差信号、偏航角误差信号以及高度误差信号进行非线性变换，得到相应的滚转角非线性误差信号、俯仰角非线性误差信号、偏航角非线性误差信号以及高度非线性误差信号，分别记作w_a1、w_a2、w_a3、w_az，其计算方式如下：

其中ε为常值参数信号，其详细设计见后文案例实施。

其次，对所述的滚转角误差信号、俯仰角误差信号、偏航角误差信号以及高度误差信号进行非线性积分变换，得到相应的滚转角非线性误差积分信号、俯仰角非线性误差积分信号、偏航角非线性误差积分信号以及高度非线性误差积分信号，分别记作w_b1、w_b2、w_b3、w_bz，其计算方式如下：

其中ε_b为常值参数信号，其详细设计见后文案例实施。

步骤S40，根据所述的高度信号与高度微分信号与垂直升力，构建高度通道干扰观测器，对高度通道系统不确定性进行观测估计补偿；

具体的，首先根据期望高度信号的导数与高度信号的微分信号，构建高度微分误差信号，记作z₁，其计算方式如下：

其中v_z为高度微分信号。

其次，根据高度误差信号与垂直升力信号，构建高度通道的干扰观测器如下：

其中z_1a为高度通道的干扰观测器的状态信号，

为高度通道的干扰观测补偿信号，u₄为垂直升力控制信号，其设计见步骤S90。m为四旋翼直升机的重量，g为重力加速度常量，取为常值9.8。k_a10、k_a20、ε_a10为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤S50，根据所述的滚转角信号与滚转角微分信号与滚转力矩控制信号，构建滚转通道干扰观测器，对滚转通道系统不确定性进行观测估计补偿；

具体的，首先根据期望滚转角信号的导数与滚转角微分信号，构建滚转角微分误差信号，记作x₁，其计算方式如下：

其中

为滚转角微分信号。

其次，根据滚转角误差信号与滚转力矩控制信号，构建滚转通道的干扰观测器如下：

其中x_1a为滚转通道的干扰观测器的状态信号，

为滚转通道的干扰观测补偿信号，u₁为滚转力矩信号，其设计见步骤S90。I_x为四旋翼直升机的x向转动惯量。k_a11、k_a21、ε_a11为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤S60，根据所述的俯仰角信号与俯仰角微分信号与俯仰力矩控制信号，构建俯仰通道干扰观测器，对俯仰通道系统不确定性进行观测估计补偿；

具体的，首先根据期望俯仰角信号的导数与俯仰角微分信号，构建俯仰角微分误差信号，记作x₁，其计算方式如下：

其中

为俯仰角微分信号。

其次，根据俯仰角误差信号与俯仰力矩控制信号，构建俯仰通道的干扰观测器如下：

其中x_2a为俯仰通道的干扰观测器的状态信号，

为俯仰通道的干扰观测补偿信号，u₂为俯仰力矩信号，其设计见步骤S90。I_y为四旋翼直升机的y向转动惯量。k_a12、k_a22、ε_a12为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤S70，根据所述的偏航角信号与偏航角微分信号与偏航力矩控制信号，构建偏航通道干扰观测器，对偏航通道系统不确定性进行观测估计补偿；

具体的，首先根据期望偏航角信号的导数与偏航角微分信号，构建偏航角微分误差信号，记作x₃，其计算方式如下：

其中

为偏航角微分信号。

其次，根据偏航角误差信号与偏航力矩控制信号，构建偏航通道的干扰观测器如下：

其中x_3a为偏航通道的干扰观测器的状态信号，

为偏航通道的干扰观测补偿信号，u₃为偏航力矩信号，其设计见步骤S90。I_z为四旋翼直升机的z向转动惯量。k_a13、k_a23、ε_a13为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤S80，根据所述的高度、俯仰、偏航与滚转角微分信号、误差信号、非线性误差信号、误差积分信号、误差非线性积分信号以及干扰观测估计补偿信号，构造相应的垂直升力、俯仰力矩、偏航力矩与滚转力矩信号，并反解出四旋翼的期望旋转角速度，实现四旋翼直升飞机的飞行控制。

具体的，首先根据所述的高度误差信号、高度微分信号、高度误差非线性信号、高度误差积分信号、高度误差非线性积分信号、直升机质量m以及高度通道干扰观测估计补偿信号，构造垂直升力控制信号，记作u₄，其计算方式如下：

其中k_4i(i＝1,2,3,4,5)为常值控制参数，其详细设计见后文案例实施。

其次，根据所述的滚转角误差信号、滚转角微分信号、滚转角误差非线性信号、滚转角误差积分信号、滚转角误差非线性积分信号以及滚转通道干扰观测估计补偿信号，构造滚转力矩控制信号，记作u₁，其计算方式如下：

其中k_1i(i＝1,2,3,4,5)为常值控制参数，其详细设计见后文案例实施。

然后，根据所述的俯仰角误差信号、俯仰角微分信号、俯仰角误差非线性信号、俯仰角误差积分信号、俯仰角误差非线性积分信号以及俯仰通道干扰观测估计补偿信号，构造俯仰力矩控制信号，记作u₂，其计算方式如下：

其中k_2i(i＝1,2,3,4,5)为常值控制参数，其详细设计见后文案例实施。

再次，根据所述的偏航角误差信号、偏航角微分信号、偏航角误差非线性信号、偏航角误差积分信号、偏航角误差非线性积分信号以及偏航通道干扰观测估计补偿信号，构造偏航力矩控制信号，记作u₃，其计算方式如下：

其中k_3i(i＝1,2,3,4,5)为常值控制参数，其详细设计见后文案例实施。

最终，根据上述四个控制量，通过反解求逆运算计算出四旋翼直升飞机的四个旋翼的期望旋转角速度，分别记作ω₁、ω₂、ω₃、ω₄，然后由相应的电机驱动旋翼，即可实现四旋翼直升飞机的飞行控制。其中期望旋转角速度如下：

其中l为四旋翼飞机质心到旋翼中心的距离、k₁与k₂为四旋翼直升飞机力与力矩相关的气动比例系数。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

为验证本发明所提供方法的正确性与有效性，特提供如下案例仿真进行模拟。

在步骤S10中，采用IVS910MEMS惯性测量单元测量四旋翼直升飞机的滚转角、俯仰角、偏航角、高度信号分别如图2、图3、图4、图5所示。通过测量得到相应的微分信号如图6、图7、图8、图9所示。

在步骤S20中，选取期望俯仰角、期望偏航角、期望滚转角指令与期望高度指令分别为2度、1度、1度与6米，得到四旋翼直升飞机的滚转角、俯仰角、偏航角、高度误差信号分别如图10、图11、图12、图13所示。

在步骤S30中，选取ε＝0.008，ε_b＝0.008，得到相应的误差非线性积分信号如图14、图15、图16、图17所示。

在步骤S40中，选取k_a10＝4、k_a20＝2、ε_a10＝2.5，得到高度通道的干扰观测补偿信号如图18所示。

在步骤S50中，选取k_a11＝0.3、k_a21＝0.1、ε_a11＝0.00025，得到滚转通道的干扰观测补偿信号如图19所示。

在步骤S60中，选取k_a12＝0.3、k_a22＝0.1、ε_a12＝0.0005，得到俯仰通道的干扰观测补偿信号如图20所示。

在步骤S70中，选取k_a13＝0.3、k_a23＝0.1、ε_a13＝0.0005，得到偏航通道的干扰观测补偿信号如图21所示。

在步骤S80中，选取k₁₁＝0.3，k₁₂＝0.03，k₁₃＝0.1，k₁₄＝0.01，k₁₅＝0.01，k₂₁＝0.3，k₂₂＝0.03，k₂₃＝0.1，k₂₄＝0.01，k₂₅＝0.01，k₃₁＝0.06，k₁₂＝0.005，k₁₃＝0.02，k₁₄＝0.002，k₁₅＝0.002，k₄₁＝5，k₄₂＝3，k₄₃＝1，k₄₄＝0.1，k₄₅＝0.2，最终得到四个旋翼的期望旋转角速度分别如图22、图23、图24、图25所示。

由图2、图3、图4可以看出滚转角、俯仰角与偏航角能够在2秒内稳定到达期望值，上升时间小于0.5秒。由图5可以看出高度信号能够在8s内到达期望值6米，上升时间小于2s，高度超调量小于25％。可以四旋翼直升飞机的控制平稳，控制精度较高，响应速度较快，达到了令人满意的效果。图6、图7、图8、图9给出了响应的微分信号，可以看出其都能快速收敛至0，达到稳定。图10、图11、图12与图13给出了响应的误差信号，可见误差信号也能快速收敛至0。图14、图15、图16与图17为相应的非线性误差积分信号，可见其最终都收敛到某一常值，从而起到了减少稳态误差提高控制精度的作用。图18、图19、图20与图21为相应的干扰观测器的观测补偿信号，可见其随着误差的变化而动态变化，能够对系统不确定性进行动态补偿。图22、图23、图24与图25给出了四个旋翼的期望角速度，其变化平稳，能够满足工程实现的要求。综上所述，本发明所提供的四旋翼直升飞机飞行控制方法，通过干扰观测补偿的误差反馈的方式，达到了较好的控制效果，具有较高的控制精度，而且系统响应速度也较快，能够满足工程设计需要，具有很高的工程实用价值。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这类的发明后，将容易想到本发明的其他实施例。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未指明的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由权利要求指出。

Claims (8)

1.一种四旋翼直升飞机的干扰观测补偿飞行控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10，在四旋翼直升飞机上安装IVS910MEMS惯性测量单元，测量其俯仰角、偏航角、滚转角以及相应的角速度微分信号，并且测量三个轴向的加速度，并进行积分得到三个轴向速度与位置；

步骤S20，根据飞行任务，设置四旋翼无人机的期望俯仰角、期望偏航角、期望滚转角指令与期望高度指令，并与相应的俯仰角、偏航角、滚转角以及高度指令进行对比并积分，得到相应误差信号与误差积分信号；

步骤S30，根据所述的俯仰角、偏航角、滚转角以及高度误差信号，进行非线性变换，得到相应的俯仰角、偏航角、滚转角以及高度误差非线性信号，并进行积分得到相应的误差非线性积分信号；

步骤S40，根据所述的高度信号与高度微分信号与垂直升力，构建高度通道干扰观测器，对高度通道系统不确定性进行观测估计补偿；

步骤S50，根据所述的滚转角信号与滚转角微分信号与滚转力矩控制信号，构建滚转通道干扰观测器，对滚转通道系统不确定性进行观测估计补偿；

步骤S60，根据所述的俯仰角信号与俯仰角微分信号与俯仰力矩控制信号，构建俯仰通道干扰观测器，对俯仰通道系统不确定性进行观测估计补偿；

步骤S70，根据所述的偏航角信号与偏航角微分信号与偏航力矩控制信号，构建偏航通道干扰观测器，对偏航通道系统不确定性进行观测估计补偿；

步骤S80，根据所述的高度、俯仰、偏航与滚转角微分信号、误差信号、非线性误差信号、误差积分信号、误差非线性积分信号以及干扰观测估计补偿信号，构造相应的垂直升力、俯仰力矩、偏航力矩与滚转力矩信号并反解出四旋翼的期望旋转角速度，实现四旋翼直升飞机的飞行控制。

2.根据权利要求1所述的一种四旋翼直升飞机的干扰观测补偿飞行控制方法，其特征在于，根据飞行任务设置四旋翼无人机的期望俯仰角、期望偏航角、期望滚转角指令与期望高度指令，并与相应的俯仰角、偏航角、滚转角以及高度指令进行对比并积分，得到相应误差信号与误差积分信号包括：

v_z＝∫a_zdt；s_z＝∫v_zdt；

e₁＝γ-γ^d；e₂＝θ-θ^d；

e₃＝ψ-ψ^d；e_z＝s_z-z^d；

w₁＝∫e₁dt；w₂＝∫e₂dt；

w₃＝∫e₃dt；w_z＝∫e_zdt；

其中θ、ψ、γ、a_z为在四旋翼直升飞机上安装IVS910MEMS惯性测量单元得到的四旋翼直升飞机俯仰角、偏航角、滚转角与垂向加速度信号。γ^d、θ^d、ψ^d、z^d为根据四旋翼无人机的飞行任务需要设置的期望滚转角指令、期望俯仰角指令、期望偏航角指令与期望高度指令。dt表示对时间信号积分，s_z为高度信号，v_z为高度微分信号。e₁、e₂、e₃、e_z分别为俯仰角误差信号、偏航角误差信号、滚转角误差信号与高度误差信号。w₁、w₂、w₃、w_z分别为俯仰角误差积分信号、偏航角误差积分信号、滚转角误差积分信号与高度误差信号。

3.根据权利要求1所述的一种四旋翼直升飞机的干扰观测补偿飞行控制方法，其特征在于，根据所述的俯仰角、偏航角、滚转角以及高度误差信号，进行非线性变换，得到相应的俯仰角、偏航角、滚转角以及高度误差非线性信号，并进行积分得到相应的误差非线性积分信号包括：

其中ε与ε_b为常值参数信号。w_a1、w_a2、w_a3、w_az为滚转角非线性误差信号、俯仰角非线性误差信号、偏航角非线性误差信号以及高度非线性误差信号。w_b1、w_b2、w_b3、w_bz为滚转角非线性误差积分信号、俯仰角非线性误差积分信号、偏航角非线性误差积分信号以及高度非线性误差积分信号。

4.根据权利要求1所述的一种四旋翼直升飞机的干扰观测补偿飞行控制方法，其特征在于，根据所述的高度信号与高度微分信号与垂直升力，构建高度通道干扰观测器，对高度通道系统不确定性进行观测估计补偿包括：

其中v_z为高度微分信号，

为期望高度信号的导数，z₁为高度微分误差信号。z_1a为高度通道的干扰观测器的状态信号，

为高度通道的干扰观测补偿信号，u₄为垂直升力控制信号，m为四旋翼直升机的重量，g为重力加速度常量，取为常值9.8。k_a10、k_a20、ε_a10为常值参数。

5.根据权利要求1所述的一种四旋翼直升飞机的干扰观测补偿飞行控制方法，其特征在于，根据所述的滚转角信号与滚转角微分信号与滚转力矩控制信号，构建滚转通道干扰观测器，对滚转通道系统不确定性进行观测估计补偿包括：

其中

为采用IVS910MEMS惯性测量单元测量得到的滚转角微分信号，

为期望滚转角信号的导数。x₁为滚转角微分误差信号，x_1a为滚转通道的干扰观测器的状态信号，

为滚转通道的干扰观测补偿信号，u₁为滚转力矩信号，I_x为四旋翼直升机的x向转动惯量。k_a11、k_a21、ε_a11为常值参数。

6.根据权利要求1所述的一种四旋翼直升飞机的干扰观测补偿飞行控制方法，其特征在于，根据所述的俯仰角信号与俯仰角微分信号与俯仰力矩控制信号，构建俯仰通道干扰观测器，对俯仰通道系统不确定性进行观测估计补偿包括：

其中

为采用IVS910MEMS惯性测量单元测量得到的俯仰角微分信号，

为期望俯仰角信号，x₁为俯仰角微分误差信号，x_2a为俯仰通道的干扰观测器的状态信号，

为俯仰通道的干扰观测补偿信号，u₂为俯仰力矩信号，I_y为四旋翼直升机的y向转动惯量。k_a12、k_a22、ε_a12为常值参数。

7.根据权利要求1所述的一种四旋翼直升飞机的干扰观测补偿飞行控制方法，其特征在于，根据所述的偏航角信号与偏航角微分信号与偏航力矩控制信号，构建偏航通道干扰观测器，对偏航通道系统不确定性进行观测估计补偿包括：

其中

为采用IVS910MEMS惯性测量单元测量得到的偏航角微分信号，

为期望偏航角信号的导数，x₃为偏航角微分误差信号，x_3a为偏航通道的干扰观测器的状态信号，

为偏航通道的干扰观测补偿信号，u₃为偏航力矩信号。I_z为四旋翼直升机的z向转动惯量。k_a13、k_a23、ε_a13为常值参数。

8.根据权利要求1所述的一种四旋翼直升飞机的干扰观测补偿飞行控制方法，其特征在于，根据所述的高度、俯仰、偏航与滚转角微分信号、误差信号、非线性误差信号、误差积分信号、误差非线性积分信号以及干扰观测估计补偿信号，构造相应的垂直升力、俯仰力矩、偏航力矩与滚转力矩信号并反解出四旋翼的期望旋转角速度包括：

其中e_z、v_z、w_az、w_z、w_bz、

u₄高度误差信号、高度微分信号、高度误差非线性信号、高度误差积分信号、高度误差非线性积分信号、高度通道干扰观测估计补偿信号与垂直升力控制信号。e₁、

w_a1、w₁、w_b1、

与u₁分别为滚转角误差信号、滚转角微分信号、滚转角误差非线性信号、滚转角误差积分信号、滚转角误差非线性积分信号以及滚转通道干扰观测估计补偿信号与滚转力矩控制信号。e₂、

w_a2、w₂、w_b2、

与u₂分别为俯仰角误差信号、俯仰角微分信号、俯仰角误差非线性信号、俯仰角误差积分信号、俯仰角误差非线性积分信号以及俯仰通道干扰观测估计补偿信号与俯仰力矩控制信号。e₃、

w_a3、w₃、w_b3、

与u₃分别为偏航角误差信号、偏航角微分信号、偏航角误差非线性信号、偏航角误差积分信号、偏航角误差非线性积分信号以及偏航通道干扰观测估计补偿信号与偏航力矩控制信号。其中k_ji(i＝1,2,3,4,5；j＝1,2,3,4)为常值控制参数。l为四旋翼飞机质心到旋翼中心的距离、k₁与k₂为四旋翼直升飞机力与力矩相关的气动比例系数。ω₁、ω₂、ω₃、ω₄为四旋翼直升飞机的四个旋翼的期望旋转角速度，最后由相应的电机驱动相应的旋翼达到期望的旋转角速度，即可实现四旋翼直升飞机的飞行控制。

Images