CN113485400B - 一种垂直发射无人机滚转控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种垂直发射无人机滚转控制方法，包括：步骤1，定义机体坐标系一，以及该机体坐标系一下的欧拉角一；步骤2，定义机体坐标系二，以及该机体坐标系二下的欧拉角二；步骤3，获取机体坐标系一和机体坐标系二的四元数，并解算欧拉角一和欧拉角二；步骤4，通过判断解算的欧拉角一与阀值的大小，来确定滚转控制反馈量的数据源是来自解算的欧拉角一或欧拉角二；步骤5，将确定的滚转控制反馈量以及滚转角控制目标送入机载控制算法，得到滚转控制指令进行滚转控制。本发明通过定义两个机体坐标系及其欧拉角，并通过其中一个欧拉角的条件判断，来确定滚转控制反馈量的数据源，从而能够实现全姿态域内的滚转角精确控制。
Description
技术领域
本发明涉及无人机飞行控制技术领域，具体而言，涉及一种垂直发射无人机滚转控制方法。
背景技术
无人机在垂直飞行过程中，俯仰角在±90度左右。如果俯仰角等于±90度，就会导致欧拉角解算过程中存在奇异性，即方程解算过程中存在除零现象，由此导致传统欧拉角定义的滚转角信号失去物理意义；如果俯仰角在90度附近，那么很小的滚转角速率也会使得滚转角出现急剧跳变，飞行控制系统则无法根据此滚转角信号进行滚转控制。
传统的使用单坐标系欧拉角的无人机在垂直状态时，滚转角与偏航角均无物理意义，进而无法控制。
发明内容
本发明旨在提供一种垂直发射无人机滚转控制方法，以解决上述技术问题。
本发明提供的一种垂直发射无人机滚转控制方法，包括如下步骤：
步骤1，定义机体坐标系一，以及该机体坐标系一下的欧拉角一；
步骤2，定义机体坐标系二，以及该机体坐标系二下的欧拉角二；
步骤3，获取机体坐标系一和机体坐标系二的四元数，并解算欧拉角一和欧拉角二；
步骤4，通过判断解算的欧拉角一与阀值的大小，来确定滚转控制反馈量的数据源是来自解算的欧拉角一或欧拉角二；
步骤5，将确定的滚转控制反馈量以及滚转角控制目标送入机载控制算法，得到滚转控制指令进行滚转控制。
进一步的，步骤1中，定义机体坐标系一为常规机体坐标系，并定义该常规机体坐标系下的欧拉角一分别为俯仰角一、滚转角一和偏航角一。
进一步的，所述常规机体坐标系的坐标原点O1位于飞机重心处，O1X轴位于飞机参考平面内平行于机身轴线并指向飞机前方，O1Y轴垂直于飞机参考平面并指向飞机右方，O1Z轴在参考面内垂直于XO1Y平面，指向飞机下方；
俯仰角一为O1X轴与地平面的夹角，以飞机抬头为正；滚转角一为O1Z轴与包含O1X轴的铅垂面之间的夹角，以飞机向右倾斜为正；偏航角一为O1X轴在水平面的投影与北向的夹角，以机头右偏航为正。
进一步的，定义机体坐标系二为特殊机体坐标系，该特殊机体坐标系由机体坐标系一绕其O1Y轴正向旋转90度得到，并定义该特殊机体坐标系下的欧拉角二分别为俯仰角二、滚转角二、偏航角二。
进一步的，所述特殊机体坐标系的坐标原点O2位于飞机重心处；机体坐标系二O2X轴指向机体坐标系一O1Z轴负方向，机体坐标系二O2Y轴与机体坐标系一O1Y轴重合，机体坐标系二O2Z轴指向机体坐标系一O1X轴正方向；
机体坐标系二O2X轴与水平面夹角即为俯仰角二，以飞机抬头为正；机体坐标系二O2Z轴与包含O2X轴铅垂面之间的夹角为偏航角二，机头右偏为正；机体坐标系二O2X轴在水平面的投影与发射初始状态的机体坐标系二O2X轴在水平面投影的夹角即为滚转角二，以飞机右倾斜为正。
进一步的，步骤3包括：
(1)在水平状态对准惯导，获取机体坐标系一四元数及相应的欧拉角一；
(2)根据机体坐标系一与机体坐标系二的关系，由机体坐标系一四元数换算得到机体坐标系二四元数，并根据机体坐标系二四元数解算相应的欧拉角二。
进一步的，步骤4包括：
判断解算的欧拉角一中的俯仰角一绝对值与阈值的大小：
(1)如果解算的欧拉角一中的俯仰角一绝对值大于阈值，则采用解算的欧拉二中的滚转角二作为滚转控制反馈量的数据源；
(2)如果解算的欧拉角一中的俯仰角一绝对值小于阈值，则采用解算的欧拉一中的滚转角一作为滚转控制反馈量的数据源。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
1、本发明通过定义机体坐标系一和机体坐标系二，通过机体坐标系一的欧拉角一(俯仰角一)的条件判断，来确定滚转控制反馈量的数据源，从而能够实现全姿态域内的滚转角精确控制，仿真及飞行试验表明，该方法起到了很好的滚转控制效果。
2、本发明的滚转控制方法可使得无人机垂直飞行过程中能够精确的进行滚转控制，滚转控制具有优异的操纵性及稳定性，满足使用要求。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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相关的附图。
图1为本发明实施例的垂直发射无人机滚转控制方法的流程图。
图2为本发明实施例定义的机体坐标系一和机体坐标系二的示意图。
图3为本发明实施例的步骤5中机载控制的原理图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例
如图1所示，本实施例提出一种垂直发射无人机滚转控制方法，包括如下步骤：
步骤1，定义机体坐标系一，以及该机体坐标系一下的欧拉角一；具体地：
定义机体坐标系一为常规机体坐标系，并定义该常规机体坐标系下的欧拉角一分别为俯仰角一、滚转角一和偏航角一；其中：
如图2所示，所述常规机体坐标系的坐标原点O1位于飞机重心处，O1X轴位于飞机参考平面内平行于机身轴线并指向飞机前方，O1Y轴垂直于飞机参考平面并指向飞机右方，O1Z轴在参考面内垂直于XO1Y平面，指向飞机下方；
俯仰角一为O1X轴与地平面的夹角，以飞机抬头为正；滚转角一为O1Z轴与包含O1X轴的铅垂面之间的夹角，以飞机向右倾斜为正；偏航角一为O1X轴在水平面的投影与北向的夹角，以机头右偏航为正。
步骤2，定义机体坐标系二，以及该机体坐标系二下的欧拉角二；具体地：
定义机体坐标系二为特殊机体坐标系，该特殊机体坐标系由机体坐标系一绕其O1Y轴正向旋转90度得到，并定义该特殊机体坐标系下的欧拉角二分别为俯仰角二、滚转角二、偏航角二。其中：
如图2所示，所述特殊机体坐标系的坐标原点O2位于飞机重心处；机体坐标系二O2X轴指向机体坐标系一O1Z轴负方向，机体坐标系二O2Y轴与机体坐标系一O1Y轴重合，机体坐标系二O2Z轴指向机体坐标系一O1X轴正方向；
机体坐标系二O2X轴与水平面夹角即为俯仰角二，以飞机抬头为正；机体坐标系二O2Z轴与包含O2X轴铅垂面之间的夹角为偏航角二，该偏航角二等效为机体坐标系一定义的滚转角一，机头右偏为正；机体坐标系二O2X轴在水平面的投影与发射初始状态的机体坐标系二O2X轴在水平面投影的夹角即为滚转角二，以飞机右倾斜为正。
步骤3，获取机体坐标系一和机体坐标系二的四元数，并解算欧拉角一和欧拉角二；具体地：
(1)在水平状态对准惯导，获取机体坐标系一四元数以及相应欧拉角一；所述机体坐标系一四元数p为：
由此，所述机体坐标系一相应欧拉角一表示为：
其中，θ1,/>分别表示俯仰角一、滚转角一及偏航角一。
(2)根据机体坐标系一与机体坐标系二的关系，由机体坐标系一四元数换算得到机体坐标系二四元数，并根据机体坐标系二四元数解算相应的欧拉角二。
根据前述可知，机体坐标系二由机体坐标系一绕其O1Y轴正向旋转90度得到，因此可以将机体坐标一四元数通过绕其O1Y轴旋转90度得到机体坐标系二四元数。机体坐标系二四元数Q表示为：
解算所述机体坐标系二相应欧拉角二表示为：
其中，θ2,/>分别表示俯仰角二、滚转角二及偏航角二。
步骤4，通过判断解算的欧拉角一与阀值的大小，来确定滚转控制反馈量的数据源是来自解算的欧拉角一或欧拉角二。具体地：
判断解算的欧拉角一中的俯仰角一绝对值与阈值(如45°，需保证机体坐标系二的偏航角二正常解算)的大小：
(1)如果解算的欧拉角一中的俯仰角一绝对值大于阈值，则采用解算的欧拉二中的滚转角二作为滚转控制反馈量的数据源；
(2)如果解算的欧拉角一中的俯仰角一绝对值小于阈值，则采用解算的欧拉一中的滚转角一作为滚转控制反馈量的数据源。
步骤5，如图3所示，将确定的滚转控制反馈量(滚转角一或滚转角二)以及滚转角控制目标送入机载控制算法，得到滚转控制指令进行滚转控制。其中，滚转角控制目标根据需求设定。机载控制算法可以是PID算法或者其它可以满足使用要求的算法。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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 (2)
1.一种垂直发射无人机滚转控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1，定义机体坐标系一，以及该机体坐标系一下的欧拉角一；
步骤2，定义机体坐标系二，以及该机体坐标系二下的欧拉角二；
步骤3，获取机体坐标系一和机体坐标系二的四元数，并解算欧拉角一和欧拉角二；
步骤4，通过判断解算的欧拉角一与阀值的大小，来确定滚转控制反馈量的数据源是来自解算的欧拉角一或欧拉角二；
步骤5，将确定的滚转控制反馈量以及滚转角控制目标送入机载控制算法，得到滚转控制指令进行滚转控制；
定义机体坐标系一为常规机体坐标系，并定义该常规机体坐标系下的欧拉角一分别为俯仰角一、滚转角一和偏航角一；所述常规机体坐标系的坐标原点O1位于飞机重心处，O1X轴位于飞机参考平面内平行于机身轴线并指向飞机前方，O1Y轴垂直于飞机参考平面并指向飞机右方，O1Z轴在参考面内垂直于XO1Y平面，指向飞机下方；俯仰角一为O1X轴与地平面的夹角，以飞机抬头为正；滚转角一为O1Z轴与包含O1X轴的铅垂面之间的夹角，以飞机向右倾斜为正；偏航角一为O1X轴在水平面的投影与北向的夹角，以机头右偏航为正；
定义机体坐标系二为特殊机体坐标系，该特殊机体坐标系由机体坐标系一绕其O1Y轴正向旋转90度得到，并定义该特殊机体坐标系下的欧拉角二分别为俯仰角二、滚转角二、偏航角二；所述特殊机体坐标系的坐标原点O2位于飞机重心处；机体坐标系二O2X轴指向机体坐标系一O1Z轴负方向，机体坐标系二O2Y轴与机体坐标系一O1Y轴重合，机体坐标系二O2Z轴指向机体坐标系一O1X轴正方向；机体坐标系二O2X轴与水平面夹角即为俯仰角二，以飞机抬头为正；机体坐标系二O2Z轴与包含O2X轴铅垂面之间的夹角为偏航角二，等效为机体坐标系一中定义的滚转角一，机头右偏为正；机体坐标系二O2X轴在水平面的投影与发射初始状态的机体坐标系二O2X轴在水平面投影的夹角即为滚转角二，以飞机右倾斜为正；
步骤3包括：
(1)在水平状态对准惯导，获取机体坐标系一四元数及相应的欧拉角一；所述机体坐标系一四元数p为：
由此，所述机体坐标系一相应欧拉角一表示为：
其中，θ1,/>分别表示俯仰角一、滚转角一及偏航角一；
(2)根据机体坐标系一与机体坐标系二的关系，由机体坐标系一四元数换算得到机体坐标系二四元数，并根据机体坐标系二四元数解算相应的欧拉角二；机体坐标系二由机体坐标系一绕其O1Y轴正向旋转90度得到，因此将机体坐标一四元数通过绕其O1Y轴旋转90度得到机体坐标系二四元数；机体坐标系二四元数Q表示为：
解算所述机体坐标系二相应欧拉角二表示为：
其中，θ2,/>分别表示俯仰角二、滚转角二及偏航角二。
2.根据权利要求1所述的垂直发射无人机滚转控制方法，其特征在于，步骤4包括：
判断解算的欧拉角一中的俯仰角一绝对值与阈值的大小：
(1)如果解算的欧拉角一中的俯仰角一绝对值大于阈值，则采用解算的欧拉二中的滚转角二作为滚转控制反馈量的数据源；
(2)如果解算的欧拉角一中的俯仰角一绝对值小于阈值，则采用解算的欧拉一中的滚转角一作为滚转控制反馈量的数据源。
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Citations (1)
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Family Cites Families (5)
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|---|---|---|---|---|
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| CN109634293B (zh) * | 2018-12-05 | 2019-10-22 | 浙江大学 | 一种固定翼无人机翻滚机动控制方法 |
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Patent Citations (1)
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|---|---|---|---|---|
| CN111707268A (zh) * | 2020-06-19 | 2020-09-25 | 中国人民解放军国防科技大学 | 基于双欧法和四元数混合编排的无人机导航方法和系统 |
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