CN113253753B - 一种模块化可变形飞行器的控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种模块化可变形飞行器的控制方法。本发明应用于模块化分布式无人机飞行控制系统，采用无人机各单旋翼模块独立控制的方式，利用虚构的等效控制器，实现各单旋翼模块的飞行控制器之间的协调控制，从而实现整机的飞行控制稳定。采用本发明控制方式，可使用一套控制代码实现四、六、八旋翼等多种状态的无人机控制，在无人机变形时，无需重新设计代码。

Description

一种模块化可变形飞行器的控制方法

技术领域

本发明涉及多旋翼无人机技术领域，具体涉及一种模块化可变形飞行器的控制方法。

背景技术

当前旋翼无人机在物流、农业等行业应用较广，而传统的多旋翼无人机的结构多为机身一体化设计，体积较大不易于携带，功能单一，且一旦损坏不易修复。

目前国内外有少部分将旋翼无人机模块化的实例，如专利CN206171808U，包括电池模块、机架模块、中央控制模块、飞控模块，以及动力模块，通过接插件连接各个主要模块，插接件同时实现数据传输和结构连接的功能，从而实现方便存放与携带。但均为单一模块进行主控制，并未为实现控制系统的模块化，其在进行四轴与六轴、八轴旋翼无人机状态切换时，需要重新设计控制代码。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种模块化可变形飞行器的控制方法，能够解决多模块飞行器不同拼装方式的控制协调问题，控制精度高，且多旋翼拼接状态变更时，无需重新设计控制代码。

本发明的模块化可变形飞行器的控制方法，模块化可变形飞行器由多个单旋翼模块组成；

每个单旋翼模块由各自的传感器获取模块姿态信息及高度信息，由各自的模块飞行控制器独立控制；

虚拟一个等效控制器，所述模块化可变形飞行器由等效控制器统一控制，获取等效控制器的控制参数、输入(E,h)及输出u^*；E为模块化可变形飞行器的欧拉角，h为模块化可变形飞行器的高度；

模块飞行控制器的控制参数与等效控制器的控制参数一致；模块飞行控制器的输入为单旋翼模块的姿态信息和高度信息，输出

为

其中，u^*为等效控制器的输出；

表示模块化可变形飞行器机体坐标系{B}到单旋翼模块的模块坐标系{M_i}的变换矩阵。

较优的，所述等效控制器采用PD控制律。

较优的，所述单旋翼模块包括：长方体主体、连接板、限位杆、电机座滑轨、电机座、起落架；

其中，电机座滑轨固定在长方体主体的前端，电机座套接在电机座滑轨上，并沿电机座滑轨移动；连接板位于长方体主体的两个侧面，连接板的一端与长方体主体连接，另一端与限位杆的一端连接，限位杆的另一端与电机座连接；起落架安装在长方体主体的底面；电源安装在长方体主体内，电机及旋翼安装在电机座上；

多个单旋翼模块通过固定相邻单旋翼模块的相邻连接板，组装成无人机。

较优的，所述连接板通过合页I与长方体主体连接，通过合页II、板杆连接件与限位杆连接。

较优的，限位杆通过轴套与电机座连接。

较优的，电机座滑轨通过管夹套件与长方体主体固定连接。

较优的，所述长方体主体由碳板拼接制作而成。

较优的，所述碳板上设有减重孔。

较优的，所述电机座滑轨为方碳管，连接板为碳板。

有益效果：

本发明应用于模块化分布式无人机飞行控制系统，采用无人机各单旋翼模块独立控制的方式，利用虚构的等效控制器，实现各单旋翼模块的飞行控制器之间的协调控制，从而实现整机的飞行控制稳定。采用本发明控制方式，可使用一套控制代码实现四、六、八旋翼等多种状态的无人机控制，在无人机变形时，无需重新设计代码。

本发明提供的单旋翼模块中，长方体主体、连接板、限位杆、电机座滑轨及电机座呈“弓”型布局，因而可实现结构的变形。变形结构使其既可拼装出传统构型无人机，也可附着在载荷上构成特殊构型无人机，因而满足多样化的任务需求，提高了无人机的灵活机动性能和冗余度。单旋翼模块可以折叠收纳，便于携带，极大地减少了运输所占用的空间和成本。单旋翼模块间的连接结构简单可靠，减免了繁琐的螺栓紧固连接方式，一旦某一模块损坏，可以实现即拆即装，快速更换和复飞。

附图说明

图1是四旋翼分布式控制示意图；

图2是机体坐标系示意图；

图3是模块坐标系定义；

图4是分布式控制流程；

图5是本发明的单旋翼模块结构示意图；

图6是单旋翼模块三种展开状态示意图；

图7是本发明单旋翼模块的各种组装方式。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本发明提供了一种模块化可变形飞行器的控制方法，所述飞行器由多个单旋翼模块拼接组成，每个单旋翼模块均有自己的获取模块姿态信息及高度信息的传感器以及本模块单独控制的飞行控制器。采用分布式控制方式，即模块化可变形飞行器中的各单旋翼模块，由其自身携带的传感器获取模块的姿态信息及高度信息等，由各自的模块飞行控制器独立飞行控制，整体上实现对模块化可变形飞行器的飞行控制。

本发明的分布式控制算法的基本思路为，假设由多个单旋翼模块组成的飞行器的所有旋翼由某一控制器统一控制，称这一控制器为等效控制器；在相同的状态以及命令下，某一旋翼在等效控制器下的输出拉力与该旋翼在其独立的模块控制器下的输出拉力相似，由此实现多模块分布式控制。本发明对等效控制器的控制方式并无特殊要求，常用常规控制方式，如PD控制，或自定义控制方式均可。下面以普通四旋翼为例说明这一控制思路。

如图1所示，四旋翼飞行器由四个单旋翼模块组成，每一单旋翼模块都配有独立的模块飞行控制器，并控制对应旋翼输出拉力。当飞行器接收到低头指令时模块1控制器控制旋翼1降低输出拉力，而与此同时模块3控制器控制旋翼3提高输出拉力，从而使飞行器获得低头力矩。与此同时，模块2与模块4控制器保持原有输出拉力。其整体控制效果类似于一个控制器对所有旋翼的控制，但实际上这一控制是由多个控制器共同作用完成的。而分布式控制设计的关键就在于保持所有模块控制器输出协调、统一化。

具体的，首先对整体建立飞行器坐标系(如图2)，在惯性坐标系{A}以及机体坐标系{B}中建立多旋翼无人机模型，惯性系坐标轴有{x_a,y_a,z_a}，即飞行器初速度方向在水平面内的投影方向为x_a正方向，竖直向上为z_a正方向，通过右手坐标系法则确定y_a。机体系中坐标轴有{x_b,y_b,z_b}，即飞行器正方向为x_b正方向，垂直飞行器平面向上为z_b正方向，通过右手坐标系法则确定y_b。多旋翼姿态使用Z-Y-X格式的欧拉角表示。由{A}获得{B}，首先将机体沿z轴正方向旋转偏航角ψ，之后沿机体系y轴旋转俯仰角θ，最后沿当前机体坐标系x轴旋转滚转角φ，从而获得机体坐标系{B}。机体坐标系到惯性坐标系的变换矩阵

其与欧拉角之间满足如下关系：

对某一模块i而言(如图3)，定义旋翼中心(即O_b)到旋翼位置得射线与x_b轴夹角为模块旋翼偏角，记为α_i。定义O_b到旋翼位置得距离为旋翼距离，记为r_i。定义模块飞行控制器与无人机正方向之间的夹角为模块飞行控制器偏角，简称飞控偏角，记为

模块系{M_i}表示以飞行器中心指向改模块旋翼方向为x轴正方向，从机体系正上方看将x轴逆时针旋转90°获得y轴，x轴到y轴右旋获得z轴所构建的坐标系。这一坐标系是模块飞行控制器获得飞行状态信息，计算输出，并且控制旋翼拉力的基础。与之相对应的机体坐标系{B}则用来衡量飞行器整体控制与飞行状态。

分布式控制算法的整体流程如图4，大体上由四个部分组成，指令解算、高度、姿态控制器、输出融合以及输出解算。相比于普通旋翼控制，分布式控制中加入了指令解算、输出融合以及输出解算三个部分，并在传感器信息处理方面增加了与其他传感器的信息融合。

机体系中欧拉角记作E＝(φ,θ,ψ)^T，高度记作h，欧拉角指令记作E^*＝(φ^*,θ^*,ψ^*)^T，高度指令记作h^*。模块i中欧拉角记作E_i＝(φ_i,θ_i,ψ_i)^T，高度记作h_i。可得模块系{M_i}到惯性系{A}的变换矩阵

有：

与此同时还可以通过机体坐标系，通过绕z轴旋转获得{M_i}系，由此可以获得：

已知，

表示{M_i}系到{B}系的变换矩阵，可有：

将式(1)与式(4)带入式(3)可得：

由式(5)获得的

与式(2)相同，二者求得的矩阵第三行三个元素相同因此有：

由上式可得：

二者求得的矩阵中最后一列前两个元素相同，由此可得：

由上式可得：

进而可以求得ψ_i。综上可得模块欧拉角与飞行器欧拉角之间的转换关系，如下：

由E＝(φ,θ,ψ)^T获得模块欧拉角E_i＝(φ_i,θ_i,ψ_i)^T，将模块欧拉角替换为模块欧拉角指令，即可获得模块指令

高度方面，由于模块间高度差可以忽略，且大致为飞行器高度，因此有h_i＝h，相对应模块高度指令则有

以X型四旋翼为例，其控制原理如下：发射机发出增大油门指令时，四个旋翼均加速，飞行器上升；发射机发出减小油门指令时，四个旋翼均减速，飞行器下降；发射机发出向前俯仰指令时，前两个旋翼减速，后两个旋翼加速，飞行器向前飞行；发射机发出向后俯仰指令时，前两个旋翼加速，后两个旋翼减速，飞行器向后飞行；发射机发出向左滚转指令时，右两个旋翼加速，左两个旋翼减速，飞行器向左飞行；发射机发出向右滚转指令时，右两个旋翼减速，左两个旋翼加速，飞行器向右飞行；发射机发出向左偏航指令时，两个对角正转旋翼加速，两个对角反转旋翼减速，飞行器向左偏航；发射机发出向右偏航指令时，两个对角正转旋翼减速，两个对角反转旋翼加速，飞行器向右偏航。

此例中等效控制器采用PD控制，其他控制方法可同理套用。等效控制器理想输出u^*＝(T^*,τ^*T)^T，其中理想拉力输出有：

k_hP代表高度控制比例系数，k_hD代表高度控制微分系数。理想力矩输出有：

K_EP为姿态控制比例系数矩阵，K_ED为姿态控制微分系数矩阵，二者同为对角矩阵，K_EP＝diag(k_EPx,k_EPy,k_EPz)^T，K_DP＝diag(k_EDx,k_EDy,k_EDz)^T，且在取值上因为滚转与俯仰的相似性，因此取：

为使模块控制器可以模拟等效控制器，模块控制器的选择应与等效控制器相似，在此处模块控制器与等效控制器的选择完全一致，且具有相同的控制参数，即具有相同的k_hP，k_hD，K_EP以及K_ED。

对于每一个模块而言，其自身携带的传感器获得模块姿态E_i＝(φ_i,θ_i,ψ_i)^T以及高度h_i，进而获得模块姿态偏差

以及模块高度偏差

记模块理想输出

根据模块姿态控制器可以获得模块理想输出拉力

同理根据模块姿态控制律，可以获得模块理想输出力矩

在小角度倾斜状况下，模块系欧拉角与飞行器欧拉角之间可以近似有以下关系：

其中

表示{B}到{M_i}系的变换矩阵，

取：

与此同时模块指令与飞行器指令也近似存在以下关系：

综合式(18)与式(20)，可得：

带入式(17)可得：

根据式(15)中系数矩阵的特殊性质，可得：

综合式(18)与式(20)，可得：

带入式(16)可有：

由此可知等效理想输出值u^*与模块理想输出

之间满足以下关系：

不同模块理想输出经过变换得到的机体理想输出应满足以下关系：

根据常规多旋翼飞行器输出特点，总结出旋翼i(即模块i的旋翼)输出拉力T_i与飞行器等效理想输出u^*之间满足下式：

r为一固定参数表示特征长度，k为阻力矩诱导参数，表示旋翼诱导阻力矩与旋翼拉力之间的比值，c_i为模块附加系数，是本文中特意加入的系数用于拓展旋翼排布，一般情况下取1，N表示旋翼数量(即模块数量)，σ_i＝{-1,1}用以表示旋翼转向，-1表示旋翼反转，+1表示旋翼正转。

由式(26)可得：

带入式(28)，可以获得旋翼i与旋翼理想输出

之间的关系：

由此，可通过虚拟的等效控制器，将模块飞行控制器的控制参数与等效控制器的控制参数一致，将模块飞行控制器的输入为单旋翼模块的姿态信息和高度信息，输出

为

从而实现各单旋翼模块的飞行控制器的统一协调，实现整体的控制效果。

此外，本发明还给出了一种单旋翼模块的具体实现方式，如图5所示，单旋翼模块包括：长方体主体1、连接板3、限位杆6、电机座滑轨8、电机座9、起落架5；

其中，电机座滑轨8固定在长方体主体1的前端，电机座9套接在电机座滑轨8上，并沿电机座滑轨8移动；连接板3位于长方体主体1的两个侧面，连接板3的一端与长方体主体1连接，另一端与限位杆6的一端连接，限位杆6的另一端与电机座9连接；起落架5安装在长方体主体1的底面；电源安装在长方体主体1内，电机及旋翼安装在电机座9上；

多个单旋翼模块通过固定相邻单旋翼模块的相邻连接板，组装成无人机。

该方式中，长方体主体、连接板、限位杆、电机座滑轨及电机座呈“弓”型布局，通过移动电机座，改变连接板与长方体主体之间的夹角，从而实现无人机结构的变形，如图6所示，进而可拼装成普通布局的四、六、八旋翼无人机，或者构成特殊构型的多旋翼无人机，如图7所示。该飞行器结构具体可参见本申请人同日申请的“一种模块化可变形无人机的结构”。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种模块化可变形飞行器的控制方法，其特征在于，模块化可变形飞行器由多个单旋翼模块组成；

每个单旋翼模块由各自的传感器获取模块姿态信息及高度信息，由各自的模块飞行控制器独立控制；

虚拟一个等效控制器，所述模块化可变形飞行器由等效控制器统一控制，获取等效控制器的控制参数、输入(E,h)及输出u^*；E为模块化可变形飞行器的欧拉角，h为模块化可变形飞行器的高度；

其中，T^*为理想拉力输出，τ^*为理想力矩输出；

模块飞行控制器的控制参数与等效控制器的控制参数一致；模块飞行控制器的输入为单旋翼模块的姿态信息和高度信息，输出

为

其中，u^*为等效控制器的输出；

表示模块化可变形飞行器机体坐标系{B}到单旋翼模块i的模块坐标系{M_i}的变换矩阵；其中，机体坐标系{B}是以模块化可变形飞行器正方向为x_b轴正方向，垂直飞行器平面向上为z_b轴正方向，通过右手坐标系法则确定y_b轴；模块坐标系{M_i}是以模块化可变形飞行器中心指向该单旋翼模块i旋翼方向为x轴正方向，从机体坐标系正上方看将x轴逆时针旋转90°获得y轴，x轴到y轴右旋获得z轴；

单旋翼模块i的姿态信息(φ_i,θ_i,ψ_i)根据模块化可变形飞行器的欧拉角(φ,θ,ψ)，以及公式(11)确定：

单旋翼模块i的高度信息即为模块化可变形飞行器的高度信息，φ,θ,ψ分别为模块化可变形飞行器的滚转角、俯仰角和偏航角。

2.如权利要求1所述的模块化可变形飞行器的控制方法，其特征在于，所述等效控制器采用PD控制律。

3.如权利要求1所述的模块化可变形飞行器的控制方法，其特征在于，所述单旋翼模块包括：长方体主体(1)、连接板(3)、限位杆(6)、电机座滑轨(8)、电机座(9)、起落架(5)；

其中，电机座滑轨(8)固定在长方体主体(1)的前端，电机座(9)套接在电机座滑轨(8)上，并沿电机座滑轨(8)移动；连接板(3)位于长方体主体(1)的两个侧面，连接板(3)的一端与长方体主体(1)连接，另一端与限位杆(6)的一端连接，限位杆(6)的另一端与电机座(9)连接；起落架(5)安装在长方体主体(1)的底面；电源安装在长方体主体(1)内，电机及旋翼安装在电机座(9)上；

多个单旋翼模块通过固定相邻单旋翼模块的相邻连接板，组装成无人机。

4.如权利要求3所述的模块化可变形飞行器的控制方法，其特征在于，所述连接板(3)通过合页I(2)与长方体主体(1)连接，通过合页II(10)、板杆连接件(4)与限位杆(6)连接。

5.如权利要求3所述的模块化可变形飞行器的控制方法，其特征在于，限位杆(6)通过轴套(7)与电机座(9)连接。

6.如权利要求3所述的模块化可变形飞行器的控制方法，其特征在于，电机座滑轨(8)通过管夹套件与长方体主体(1)固定连接。

7.如权利要求3所述的模块化可变形飞行器的控制方法，其特征在于，所述长方体主体(1)由碳板拼接制作而成。

8.如权利要求7所述的模块化可变形飞行器的控制方法，其特征在于，所述碳板上设有减重孔。

9.如权利要求3所述的模块化可变形飞行器的控制方法，其特征在于，所述电机座滑轨(8)为方碳管，连接板(3)为碳板。

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