CN112558621A - 一种基于解耦控制的飞行机械臂系统 - Google Patents

一种基于解耦控制的飞行机械臂系统 Download PDF

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CN112558621A CN201910916380.6A CN201910916380A CN112558621A CN 112558621 A CN112558621 A CN 112558621A CN 201910916380 A CN201910916380 A CN 201910916380A CN 112558621 A CN112558621 A CN 112558621A
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楚红雨
倪俊超
常志远
邵延华
张晓强
冉莉莉
郭玉英
张晓琴
梅艳莹
荆琦
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    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
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    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
    • G05D1/0825—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability using mathematical models
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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Abstract

本发明公开一种基于解耦控制的飞行机械臂系统，考虑到机械臂的抓取动作会对飞行器的位姿造成扰动，使飞行机械臂系统的姿态与位置发生变化。针对该影响对飞行机械臂系统进行独立建模，并分析飞行器和机械臂的动力学模型，将两者之间进行解耦控制。解耦控制分为两步进行，第一步针对机械臂运动产生的干扰进行分析，使用迭代动力学方程计算驱动关节的力矩，该力矩即为机械臂运动对飞行器造成的外力干扰，通过该干扰量计算飞行器姿态角的补偿量。第二步根据第一步计算出的姿态角补偿量，通过位姿控制器对补偿后的姿态角进行跟踪，从而抑制机械臂运动造成的飞行器造成的位姿扰动。

Description

一种基于解耦控制的飞行机械臂系统
技术领域
本发明属于航空飞行器技术领域，尤其涉及一种灵活、高效、能够在空中执行抓取任务的飞行机械臂系统，通过解耦控制技术，能够使飞行机械臂系统在空中执行任务时抑制机械臂运动产生的扰动，针对不同的物体，通过末端执行器能够快速有效的进行实时抓取。
背景技术
市场上的多旋翼飞行器主要应用在监测、植保等领域，所以近年来研究有一定作业能力的飞行器成为无人机领域研究的热点之一。将主动式作业装置(多自由度机械臂)安装在飞行器上，使其能完成相应的作业任务，如:空中抓取、物资搬运等方面，该结构使多旋翼飞行器的应用范围得到进一步扩展和延伸。相对于侦测式多旋翼飞行器，将多关节机械臂搭载在飞行器平台上的研究较少，因此研制一种飞行机械臂系统具有重要意义。
发明内容
为解决现有技术中存在的问题，本发明提供了一种基于解耦控制的飞行机械臂系统，为四旋翼飞行器在空中稳定的执行任务提供保障。
本发明采用的技术方案为，一种基于解耦控制的飞行机械臂系统，主要包括四旋翼飞行器、三自由度机械臂、系统控制器；所述的三自由度机械臂安装于四旋翼飞行器的底部，所述的系统控制器安装于四旋翼飞行器的中心，进一步地，所述的系统控制器运行解耦控制算法。
上述方案中的有益效果是：本发明中的解耦控制算法可以抑制三自由度机械臂运动造成的扰动，近一步降低对四旋翼飞行器的干扰，增强系统在空中执行任务的稳定性。
技术方案如下：
考虑到机械臂的抓取动作会对四旋翼飞行器造成扰动，使用独立建模法构建并分析四旋翼飞行器和机械臂的动力学模型。
进一步地，使用牛顿-欧拉法建立四旋翼飞行器的动力学模型，欧拉-拉格朗日法建立运动学模型。通过迭代方法从机械臂的末端执器开始计算力矩，反向迭代计算出机械臂与基座处的力矩，四旋翼飞行器在在空间的平移和旋转运动是通过其动力学模型建立的。
上述进一步方案的有益效果是：使用独立建模的方法，分别考虑四旋翼飞行器和机械臂的模型，将系统的模型进行解耦处理，使得系统的模型分析更加清晰和简洁，且在实际控制中，解耦模型的准确性较高，能够契合四旋翼飞行器与机械臂的控制算法。
进一步地，机械臂运动对四旋翼飞行器造成的扰动量，需要对其进行估计，其特征在于，使用迭代运动学方法估计该干扰量。首先计算连杆1，2，3的速度与加速度量，然后通过欧拉-拉格朗日运动学方程求出连杆间的作用力矩。最后计算连杆1，2，3受到的力与力矩，求出关节1上的力矩
Figure 348727DEST_PATH_IMAGE002
，该力矩即影响了四旋翼飞行器的稳定飞行，被视作是外部扰动力矩。
上述进一步方案的有益效果是：在独立建模的基础上，通过建立机械臂的动力学模型，计算三自由度机械臂的运动学参数，再使用反向迭代的方法估计机械臂在四旋翼飞行器基座处的扰动力矩。
进一步地，使用解耦控制算法抑制机械臂扰动。解耦控制分为两步进行，第一步针对机械臂运动产生的干扰进行分析，使用迭代动力学方程计算驱动关节的力矩，该力矩即为机械臂运动对四旋翼飞行器造成的外力干扰，通过计算的力矩估计该干扰量的大小计算四旋翼飞行器姿态角的补偿量。第二步根据第一步计算出的姿态角补偿量，通过位姿控制器对姿态角补偿量进行跟踪，从而抑制机械臂运动造成的四旋翼飞行器位姿扰动。
上述进一步方案的有益效果是：将解耦控制算法用于飞行机械臂系统可以抑制扰动，飞行机械臂系统的控制被分为两步，第二步依靠第一步的姿态角度补偿量。通过该方法可以实时跟踪由于机械臂运动造成的干扰，并及时进行抑制。
进一步地，解耦控制算法中的第一步，使用力矩估计器获得四旋翼飞行器姿态角度补偿量，通过计算得到的干扰力矩
Figure 427541DEST_PATH_IMAGE001
，然后使用四旋翼飞行器动力学计算姿态角度补偿量，即可完成从干扰力矩到姿态角度补偿量的映射。
上述进一步方案的有益效果是：机械臂运动对四旋翼飞行器造成的扰动会直接影响四旋翼飞行器的姿态，导致姿态偏离期望目标，最终导致位置发生变化，通过力矩估计器可以快速直接的在姿态环进行补偿，使四旋翼飞行器受到的机械臂扰动得到很好地抑制。
进一步地，解耦控制算法中的位姿控制器，其考虑了四旋翼飞行器在飞行过程中俯仰和横滚轴上的扭矩由相邻旋翼的速度差产生，所以四个旋翼的电机转子只需要轻微改变速度就可以得到足够的扭矩。但对于偏航控制，电机转子速度必须发生显著变化才能产生所需的转矩，因此四旋翼飞行器的俯仰角和横滚角控制响应周期比偏航角控制响应周期快。
上述进一步方案的有益效果是：位姿控制器中将四旋翼飞行器的姿态控制可以看作是
Figure 925518DEST_PATH_IMAGE003
上的一个路径规划问题，首先控制横滚和俯仰角使四旋翼飞行器的
Figure 759482DEST_PATH_IMAGE004
轴对齐，最后调整偏航角。在姿态控制的过程中，使得角速度可以由三个PID控制器进行分别控制，所以这个空间上的运动可以有独立的坐标变化。
附图说明
图1为四旋翼飞行器动力学模型图。
图2为三自由度机械臂动力学模型图。
图3为飞行机械臂系统的解耦控制算法示意图。
图4为解耦控制算法中的位姿控制器示意图。
图5为飞行机械臂系统在定点悬停的过程中不使用解耦控制算法，此时机械臂运动造成的系统位置扰动。
图6为飞行机械臂系统在定点悬停的过程中使用解耦控制算法，对系统位置的扰动。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的具体实施方式进行描述，以便于该领域范围内的相关技术人员能够理解该发明，但需要注意的是，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。
图1是四旋翼飞行器的结构示意图，为了便于其建模分析，需要确立惯性坐标系和机体坐标系。机体坐标系B固定在四旋翼飞行器机体中心，惯性坐标系N固定在地球表面，用于确定四旋翼飞行器相对地面的位置。机体坐标系B中，
Figure 710121DEST_PATH_IMAGE005
轴指向四旋翼飞行器前方，
Figure 592626DEST_PATH_IMAGE006
轴指向四旋翼飞行器右方，
Figure 7427DEST_PATH_IMAGE007
垂直于四旋翼飞行器所在的平面指向下方。惯性坐标系原点
Figure 949975DEST_PATH_IMAGE008
为四旋翼飞行器的起飞点，
Figure 387910DEST_PATH_IMAGE009
轴指向地球北向，
Figure 372308DEST_PATH_IMAGE010
轴指向地球东向，
Figure 844878DEST_PATH_IMAGE011
轴与其他两轴构成右手法系。
在牛顿-欧拉法中引入环境影响因子进行四旋翼飞行器建模，并考虑环境阻力，温湿度和地面效应的影响，使建立的四旋翼飞行器模型更加接近实际飞行场景。由于四旋翼飞行器电机转速的平方与螺旋桨产生的升力成正比，所以有
Figure 958328DEST_PATH_IMAGE012
，四旋翼飞行器的总升力为:
Figure 945875DEST_PATH_IMAGE013
，式中，
Figure 170183DEST_PATH_IMAGE014
为四旋翼飞行器中第
Figure 293997DEST_PATH_IMAGE015
个旋翼的转速，
Figure 578348DEST_PATH_IMAGE016
，
Figure 990875DEST_PATH_IMAGE017
为升力系数。
Figure 81190DEST_PATH_IMAGE018
为环境影响因子，
Figure 262773DEST_PATH_IMAGE019
为温湿度因子，地效影响为
Figure 452446DEST_PATH_IMAGE020
，其中
Figure 913121DEST_PATH_IMAGE021
为地效比例因子，与高度成正相关。
图2是三自由度机械臂动力学模型示意图，三自由度机械臂动力学模型，其特征在于，使用简化模型分析3个连杆与关节的耦合关系，建立其转动角度、转动速度和转动加速度之间的数学关系，连杆1，2，3的运动速度
Figure 479231DEST_PATH_IMAGE022
及加速度
Figure 780900DEST_PATH_IMAGE023
分别由关节角度
Figure 203791DEST_PATH_IMAGE024
和机械臂物理参数计算得到。
连杆1的速度
Figure 590910DEST_PATH_IMAGE025
及加速度
Figure 960711DEST_PATH_IMAGE026
可由关节角度
Figure 913624DEST_PATH_IMAGE027
和连杆的物理参数计算得到，
Figure 710678DEST_PATH_IMAGE028
轴上的速度
Figure 319514DEST_PATH_IMAGE029
和加速度
Figure 555324DEST_PATH_IMAGE030
可以通过对连杆1在
Figure 566005DEST_PATH_IMAGE028
轴上的运动轨迹分别在相同时间间隔内进行一次求导和两次求导得到。同理
Figure 97743DEST_PATH_IMAGE031
轴上的速度和加速度分别是
Figure 256192DEST_PATH_IMAGE032
和
Figure 967796DEST_PATH_IMAGE033
，
Figure 832983DEST_PATH_IMAGE004
轴上的速度和加速度分别为
Figure 34158DEST_PATH_IMAGE034
和
Figure 617586DEST_PATH_IMAGE035
。
通过连杆的物理参数，连杆2在
Figure 867301DEST_PATH_IMAGE036
平面上的运动速度
Figure 914892DEST_PATH_IMAGE037
及加速度
Figure 224651DEST_PATH_IMAGE038
分别可以得到。同理，连杆3在
Figure 295375DEST_PATH_IMAGE036
平面上的速度
Figure 915493DEST_PATH_IMAGE039
及加速度
Figure 755273DEST_PATH_IMAGE040
也可以分别得到。通过A1，A2步骤即可求出机械臂连杆1，2，3的速度、加速度量，之后进行动力学分析。动力学分析需要对连杆的三个惯性参数进行计算。将机械臂的质心定义为原点
Figure 298250DEST_PATH_IMAGE041
，则质心坐标系可以表示为
Figure 590691DEST_PATH_IMAGE042
，
Figure 447788DEST_PATH_IMAGE042
中的惯性张量可表示为
Figure 938812DEST_PATH_IMAGE043
的对角矩阵。如下所示:
Figure 590374DEST_PATH_IMAGE045
式中，刚体绕
Figure 635690DEST_PATH_IMAGE046
轴旋转的转动惯量为
Figure 358795DEST_PATH_IMAGE047
、绕
Figure 907588DEST_PATH_IMAGE048
轴旋转的转动惯量为
Figure 559412DEST_PATH_IMAGE049
、同理绕
Figure 826445DEST_PATH_IMAGE051
轴旋转的转动惯量为
Figure 25345DEST_PATH_IMAGE052
，在
Figure 490962DEST_PATH_IMAGE053
轴平面中的转动惯量为
Figure 749905DEST_PATH_IMAGE054
，在
Figure 504234DEST_PATH_IMAGE055
轴平面中的转动惯量为
Figure 303563DEST_PATH_IMAGE056
，在
Figure 826948DEST_PATH_IMAGE057
轴平面中的转动惯量为
Figure 53530DEST_PATH_IMAGE058
，即可建立三自由度机械臂的动力学模型。
图3是解耦控制算法流程。
第一步，在上述的四旋翼飞行器和三自由度机械臂动力学模型的基础上，对三自由度机械臂运动所造成的扰动进行估计，使用迭代运动学方法估计该干扰量，连杆
Figure 29576DEST_PATH_IMAGE059
的运动学方程为：
Figure 570279DEST_PATH_IMAGE061
Figure 40181DEST_PATH_IMAGE063
式
Figure 375348DEST_PATH_IMAGE064
是连杆
Figure 104269DEST_PATH_IMAGE065
的质量，连杆
Figure 245401DEST_PATH_IMAGE065
相对连杆质心
Figure 743378DEST_PATH_IMAGE066
的惯性矩为
Figure 249446DEST_PATH_IMAGE068
，连杆
Figure 262401DEST_PATH_IMAGE065
对连杆
Figure 144907DEST_PATH_IMAGE069
的作用力表示为
Figure 825287DEST_PATH_IMAGE070
，同理可知
Figure 767835DEST_PATH_IMAGE071
为连杆
Figure 205769DEST_PATH_IMAGE065
受到连杆
Figure 924589DEST_PATH_IMAGE072
的作用力。由于连杆上的作用力会产生作用力矩，所以连杆
Figure 397159DEST_PATH_IMAGE065
对杆
Figure 245029DEST_PATH_IMAGE069
的作用力矩表示为
Figure 498156DEST_PATH_IMAGE073
，同理可知
Figure DEST_PATH_IMAGE074
是连杆
Figure 722464DEST_PATH_IMAGE072
对连杆
Figure 111857DEST_PATH_IMAGE065
的作用力矩。连杆
Figure 396207DEST_PATH_IMAGE065
上的坐标系原点
Figure DEST_PATH_IMAGE075
到连杆质心
Figure 605472DEST_PATH_IMAGE066
的矢径定义为
Figure DEST_PATH_IMAGE076
。
由数字舵机构成的关节驱动力矩公式可以得到1，2，3号关节的力与力矩的表达式，通过迭代的方法即可反向求解出基座处的力矩
Figure 188463DEST_PATH_IMAGE001
。
Figure DEST_PATH_IMAGE078
该力矩影响了四旋翼飞行器的稳定飞行，被视作是外部扰动力矩。
然后使用力矩估计器，完成从干扰力矩
Figure 370046DEST_PATH_IMAGE001
到姿态角补偿量
Figure DEST_PATH_IMAGE079
的映射。由于三自由度机械臂运动对四旋翼飞行器造成的扰动会直接影响四旋翼飞行器的姿态，导致姿态偏离期望目标，最终导致位置发变化。快速补偿该变化最直接的方法是在姿态环进行补偿，由于机械臂仅在四旋翼飞行器的
Figure DEST_PATH_IMAGE080
平面上运动，所以对俯仰角的影响最大。
第二步通过四旋翼飞行器动力学计算姿态角的补偿量，使用位姿控制器快速对姿态角进行补偿。为了使系统的响应时间更快，在位姿补偿器后加入前馈控制器，从而快速抑制机械臂运动对四旋翼飞行器造成的扰动。
图4为位姿控制器流程图，位置控制器由内外两环构成。外环位置控制器的期望位置和机载传感器或者从外部设备获得的实际位置，可以计算出所需的期望速度值，并将该值发送给速度控制器。接着速度控制器结合实际速度计算出所需要期望姿态角，将其传递给姿态控制器用以调整机身姿态，使四旋翼飞行器向期望位置运动。
其中姿态控制器中考虑四旋翼飞行器在飞行过程中俯仰和横滚轴上的扭矩由相邻旋翼的速度差产生。四个旋翼的电机转子只需要轻微改变速度就可以得到足够的扭矩。但对于偏航控制，电机转子速度必须发生显著变化才能产生所需的转矩，因此将姿态控制继续解耦。将四旋翼飞行器的姿态控制可以看作是
Figure 622036DEST_PATH_IMAGE003
上的一个路径规划问题，首先控制横滚和俯仰角使四旋翼飞行器的
Figure 584176DEST_PATH_IMAGE004
轴对齐，最后调整偏航角。
图4，图5为解耦控制算法应用于飞行机械臂系统中对机械臂运动的扰动抑制效果，图4没有使用解耦控制算法，图5使用了解耦控制算法。通过对两幅图的对比，在机械臂运动时，不使用解耦控制算法的系统位置误差大于使用解耦控制算法的系统位置误差。说明解耦控制算法可以很好的抑制机械臂运动对四旋翼飞行器造成的干扰，使系统在执行任务时，具有较强的鲁棒性和自适应性。

Claims (10)

1.一种基于解耦控制的飞行机械臂系统，其特征在于，考虑到机械臂的抓取动作会对飞行器造成扰动。使用独立建模法构建并分析飞行器和机械臂的动力学模型，使用解耦控制算法抑制机械臂扰动。
2.根据权利要求1所述的飞行机械臂系统，其特征在于，飞行器采用四旋翼结构，机械臂具有三个自由度。根据系统重心平衡原则，将三自由度机械臂安装在四旋翼飞行器底部，保证系统重心低于四旋翼飞行器的桨平面。为了进一步减小机械臂安装误差造成的震动，机械臂与四旋翼飞行器之间采用阻尼锁扣进行连接。
3.根据权利要求1中的独立建模方法，其特征在于，使用牛顿-欧拉法建立四旋翼飞行器的动力学模型和欧拉-拉格朗日建立机械臂的运动学方程。所述的四旋翼飞行器轴距为550mm，所述的机械臂关节力矩通过迭代的方法，从机械臂末端执行器到基座反向迭代计算得到，所述的四旋翼飞行器的动力学模型应用于空间中的平移和旋转运动。
4.根据权利要求1所述的解耦控制算法，其特征在于，考虑机械臂的扰动会影响飞行机械臂系统，将控制分为两步进行。第一步通过迭代动力学力矩估计器计算三自由度机械臂运动造成的干扰量，所述的干扰量为基座处的干扰力矩，通过力矩估计器方法获得四旋翼飞行器姿态角度补偿量。第二步根据第一步计算出的姿态角补偿量，通过位姿控制器对姿态角补偿量进行跟踪，从而抑制机械臂运动造成的系统位姿扰动。
5.根据权利要求1所述的飞行机械臂系统，其特征在于，考虑到空中续航时间，四旋翼飞行器的机架采用碳纤维结构，机械臂框架使用铝合金材料。为了防止机体抖动和加强系统的牢固性，将碳纤维支架用于连接旋翼臂和脚架，所述的碳纤维支架数量为4个。
6.根据权利要求2所述的三自由度机械臂动力学模型，其特征在于，使用简化模型分析3个连杆与关节的耦合关系，建立其转动角度、转动速度和转动加速度之间的数学关系，具体步骤为：
A1、连杆1的速度
Figure 481050DEST_PATH_IMAGE001
及加速度
Figure DEST_PATH_IMAGE002
可由关节角度
Figure DEST_PATH_IMAGE003
和连杆的物理参数计算得到，
Figure DEST_PATH_IMAGE004
轴上的速度
Figure DEST_PATH_IMAGE005
和加速度
Figure DEST_PATH_IMAGE006
可以通过对连杆1在
Figure 783312DEST_PATH_IMAGE004
轴上的运动轨迹分别在相同时间间隔内进行一次求导和两次求导得到。同理
Figure DEST_PATH_IMAGE007
轴上的速度和加速度分别是
Figure DEST_PATH_IMAGE008
和
Figure DEST_PATH_IMAGE009
，
Figure DEST_PATH_IMAGE010
轴上的速度和加速度分别为
Figure DEST_PATH_IMAGE011
和
Figure DEST_PATH_IMAGE012
。
A2、通过连杆的物理参数，连杆2在
Figure DEST_PATH_IMAGE013
平面上的运动速度
Figure DEST_PATH_IMAGE014
及加速度
Figure DEST_PATH_IMAGE015
分别可以得到。同理，连杆3在
Figure 242238DEST_PATH_IMAGE013
平面上的速度
Figure DEST_PATH_IMAGE016
及加速度
Figure DEST_PATH_IMAGE017
也可以分别得到。
A3、通过A1、A2步骤即可求出机械臂连杆1，2，3的速度、加速度量，之后进行动力学分析。动力学分析需要对连杆的三个惯性参数进行计算。将机械臂的质心定义为原点
Figure DEST_PATH_IMAGE018
，则质心坐标系可以表示为
Figure DEST_PATH_IMAGE019
，
Figure 497419DEST_PATH_IMAGE019
中的惯性张量可表示为
Figure DEST_PATH_IMAGE020
的对角矩阵。如下所示:
Figure 552400DEST_PATH_IMAGE002
式中，刚体绕
Figure DEST_PATH_IMAGE022
轴旋转的转动惯量为
Figure DEST_PATH_IMAGE023
、绕
Figure DEST_PATH_IMAGE024
轴旋转的转动惯量为
Figure DEST_PATH_IMAGE025
、同理绕
Figure DEST_PATH_IMAGE026
轴旋转的转动惯量为
Figure DEST_PATH_IMAGE027
，在
Figure DEST_PATH_IMAGE028
轴平面中的转动惯量为
Figure DEST_PATH_IMAGE029
，在
Figure DEST_PATH_IMAGE030
轴平面中的转动惯量为
Figure DEST_PATH_IMAGE031
，在
Figure DEST_PATH_IMAGE032
轴平面中的转动惯量为
Figure DEST_PATH_IMAGE033
，即可建立三自由度机械臂的动力学模型。
7.根据权利要求2所述的四旋翼飞行器动力学模型，在牛顿-欧拉法中引入环境影响因子进行数学模型建立。其特征在于，考虑环境阻力、温湿度和地面效应的影响，使建立的四旋翼飞行器模型更加接近实际飞行场景，具体步骤为：
B1、首先定义
Figure 876197DEST_PATH_IMAGE003
为偏航角，
Figure 407539DEST_PATH_IMAGE004
为俯仰角，
Figure 673436DEST_PATH_IMAGE005
为横滚角，根据牛顿-欧拉方程建立四旋翼飞行器的动力学方程。
B2、由于四旋翼飞行器电机转速的平方与螺旋桨产生的升力成正比，所以有升力
Figure 16692DEST_PATH_IMAGE006
，四旋翼飞行器的总升力为:
Figure 783660DEST_PATH_IMAGE007
，式中，
Figure 528762DEST_PATH_IMAGE008
为四旋翼飞行器中第
Figure 90193DEST_PATH_IMAGE009
个旋翼的转速，
Figure 920746DEST_PATH_IMAGE010
，
Figure 101192DEST_PATH_IMAGE011
为升力系数。
Figure 825434DEST_PATH_IMAGE012
为环境影响因子，
Figure 433133DEST_PATH_IMAGE013
为温湿度因子，地效影响为
Figure 750982DEST_PATH_IMAGE014
，其中
Figure 95638DEST_PATH_IMAGE015
为地效比例因子，与高度成正相关。
B3、四旋翼飞行器在四通道的控制量表示如下:
Figure 815332DEST_PATH_IMAGE017
式中
Figure 718566DEST_PATH_IMAGE018
、
Figure 523711DEST_PATH_IMAGE019
、
Figure 45959DEST_PATH_IMAGE020
、
Figure 744794DEST_PATH_IMAGE021
分别表示油门和横滚、俯仰、偏航角的输入量，L表示机体中心到电机的距离，值得注意的是，考虑了空气阻力系数，所以在控制量中都加入了阻力系数
Figure 694295DEST_PATH_IMAGE022
，使得建模更加精确。
8.根据权利要求4中所述的机械臂运动对四旋翼飞行器造成的扰动量，需要对其进行估计，其特征在于，使用迭代运动学方法估计该干扰量，首先定义
Figure 213921DEST_PATH_IMAGE002
是连杆
Figure 642628DEST_PATH_IMAGE003
的质量，连杆
Figure 28610DEST_PATH_IMAGE003
相对连杆质心
Figure 168866DEST_PATH_IMAGE004
的惯性矩为
Figure 298496DEST_PATH_IMAGE005
，连杆
Figure 316131DEST_PATH_IMAGE003
对连杆
Figure 263227DEST_PATH_IMAGE006
的作用力表示为
Figure 999102DEST_PATH_IMAGE007
，同理可知
Figure 525898DEST_PATH_IMAGE008
为连杆
Figure 929198DEST_PATH_IMAGE003
受到连杆
Figure 656983DEST_PATH_IMAGE009
的作用力。由 于连杆上的作用力会产生作用力矩，所以连杆
Figure 4787DEST_PATH_IMAGE003
对杆
Figure 476220DEST_PATH_IMAGE006
的作用力矩表示为
Figure 734026DEST_PATH_IMAGE010
，同理可知
Figure 990301DEST_PATH_IMAGE011
是连杆
Figure 966348DEST_PATH_IMAGE009
对连杆
Figure 100526DEST_PATH_IMAGE003
的作用力矩。连杆
Figure 212838DEST_PATH_IMAGE003
上的坐标系原点
Figure 282426DEST_PATH_IMAGE012
到连杆质心
Figure 604822DEST_PATH_IMAGE004
的矢径定义为
Figure 418058DEST_PATH_IMAGE013
，通过A1，A2中的简化方法可以得到1，2，3号连杆的运动学参数。连杆
Figure 650456DEST_PATH_IMAGE014
的运动学方程即可定义为：
Figure 749999DEST_PATH_IMAGE016
Figure 700637DEST_PATH_IMAGE018
由数字舵机构成的关节驱动力矩公式可以得到1，2，3号关节的力与力矩的表达式，通过迭代的方法即可反向求解出基座处的力矩
Figure 678083DEST_PATH_IMAGE019
：
Figure 764988DEST_PATH_IMAGE021
该力矩影响了四旋翼飞行器的稳定飞行，被视作是外部扰动力矩。
9.根据权利要求4所述的力矩估计器，其特征在于，根据权利要求8中得到的干扰力矩
Figure 408730DEST_PATH_IMAGE002
，然后通过四旋翼飞行器动力学计算姿态角度的补偿量，即可完成从干扰力矩到姿态角度补偿量的映射。由于三自由度机械臂运动对四旋翼飞行器造成的扰动会直接影响四旋翼飞行器的姿态，导致姿态偏离期望目标，最终导致位置发生变化。快速补偿该变化最直接的方法是在姿态环进行补偿，三自由度机械臂仅在四旋翼飞行器的
Figure 661638DEST_PATH_IMAGE003
平面上运动，所以对俯仰角的影响最大。通过干扰力矩
Figure 868628DEST_PATH_IMAGE002
在俯仰方向与四旋翼飞行器的所受到的外力成正相关，可得到机械臂在运动状态下的姿态角度补偿量
Figure DEST_PATH_IMAGE005A
。
10.根据权利要求4所述的位姿控制器，其特征在于，考虑四旋翼飞行器在飞行过程中俯仰和横滚轴上的扭矩由相邻旋翼的速度差产生。四个旋翼的电机转子只需要轻微改变速度就可以得到足够的扭矩。但对于偏航控制，电机转子速度必须发生显著变化才能产生所需的转矩，因此四旋翼飞行器的俯仰角和横滚角控制响应周期比偏航角控制响应周期快。进一步，将俯仰横滚角和偏航角进行分别控制。首先采用串级PID控制方法控制俯仰横滚角，使四旋翼飞行器的当前z轴方向与期望的z轴方向重合，最后使用串级PID控制方法控制偏航角到期望的偏航角度。
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