CN114510065A - 一种多旋翼无人机地面目标跟踪控制方法 - Google Patents

一种多旋翼无人机地面目标跟踪控制方法 Download PDF

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CN114510065A
CN114510065A CN202111600565.XA CN202111600565A CN114510065A CN 114510065 A CN114510065 A CN 114510065A CN 202111600565 A CN202111600565 A CN 202111600565A CN 114510065 A CN114510065 A CN 114510065A
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unmanned aerial
aerial vehicle
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rotor unmanned
angle
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潘芷纯
李康伟
张达
刘青
黄晓龙
许铠通
裴家涛
李钟谷
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Hubei Institute Of Aerospacecraft
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    • G—PHYSICS
    • 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
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
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    • G05D1/00—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
    • G05D1/106—Change initiated in response to external conditions, e.g. avoidance of elevated terrain or of no-fly zones

Abstract

本发明涉及多旋翼无人机地面目标跟踪控制方法，包括如下步骤：计算地面目标位置，利用摄像机的成像原理和无人机与地面目标的位置关系求解出地面目标的具体位置坐标；多旋翼无人机轨迹规划，利用基于几何约束的方法计算多旋翼无人机跟踪地面目标的期望飞行轨迹；多旋翼无人机轨迹跟踪，针对多旋翼无人机跟踪期望飞行轨迹，设计PID控制器，包括多旋翼无人机的位置、速度、姿态角、姿态角速度控制器；摄像机的姿态控制，利用抗扰动性能强的基于扩张状态观测器的滑模控制方法对摄像机的姿态角进行控制，使地面目标始终位于图像中心。该方法具有较优异的抗扰动性能，且其鲁棒性要比一般常规的控制系统强。

Description

一种多旋翼无人机地面目标跟踪控制方法
技术领域
本发明属于无人机自动控制技术领域，特别涉及一种多旋翼无人机地面目标跟踪控制方法、装置、电子设备及存储介质。
背景技术
目标识别、定位与跟踪是无人机最常用的一种应用方式，通过摄像设备获取环境的图像信息后，无人机可对图像中的目标进行识别，而对目标的定位、跟踪与逼近可以完成抵近侦察、信号干扰、精准打击等任务，这在趋于智能化作战的军事领域中是十分重要的智无人作战手段，因此多旋翼无人机的目标跟踪控制技术具有重要的实用和研究价值。目标跟踪包括目标识别后的目标定位、无人机轨迹规划、无人机轨迹跟踪控制、摄像机姿态控制这四个过程，由于实际环境下，目标多为动态移动的，无人机、摄像设备、目标都是非静止状态，且摄像设备的视角限制会导致无人机所跟踪的目标极易丢失，因此如何将动态目标始终保持在摄像设备的图像范围内是目标跟踪的研究难点之一。
发明内容
针对搭载摄像机的多旋翼无人机地面目标跟踪的问题，利用基于几何约束和对摄像机姿态调整的跟踪精度高的地面目标跟踪方法，同时利用一种抗扰动性能强的方法设计摄像机姿态控制算法，使多旋翼无人机机头方向始终朝向地面目标，并使得无人机跟踪过程中地面目标始终位于图像的中心。
本发明提供一种多旋翼无人机地面目标跟踪控制方法，包括如下步骤：
计算地面目标位置，利用摄像机的成像原理和无人机与地面目标的位置关系求解出地面目标的具体位置坐标；
多旋翼无人机轨迹规划，利用基于几何约束的方法计算多旋翼无人机跟踪地面目标的期望飞行轨迹；
多旋翼无人机轨迹跟踪，针对多旋翼无人机跟踪期望飞行轨迹，设计PID控制器，包括多旋翼无人机的位置、速度、姿态角、姿态角速度控制器；
摄像机的姿态控制，利用抗扰动性能强的基于扩张状态观测器的滑模控制方法对摄像机的姿态角进行控制，使地面目标始终位于图像中心。
进一步地，所述计算目标位置的具体方法如下：
建立无人机、摄像机、地面目标整个系统的运动学模型，
定义无人机坐标系：以多旋翼无人机重心位置为原点bO，bObX轴在无人机对称平面内指向机头方向，bObZ轴在无人机对称平面内垂直于bObX向下，然后按右手定则确定bObY轴；
定义摄像机坐标系：以摄像机重心位置为原点cO，cOcX轴在摄像机对称平面内指向镜头方向，cOcY轴在摄像机对称平面内垂直于cOcX向下，然后按右手定则确定cOcY轴；摄像机固连在多旋翼无人机下方；
定义地面目标坐标系：以地面任一固定点为原点sO，可选取无人机起飞位置为原点，让sOsX轴在水平面内指向某一方向，sOsZ轴垂直于地面向下，然后按右手定则确定sOsY轴；
由几何关系可知，动态目标在地面目标坐标系下的三维位置向量
Figure BDA0003432976930000021
可用下式表示
sp0＝sp1+sp2+sp3 (1)
其中，向量
Figure BDA0003432976930000031
为多旋翼无人机在地面目标坐标系下的位置向量，无人机的位置、姿态信息均由无人机的组合导航系统直接获得；向量
Figure BDA0003432976930000032
为无人机质心到摄像机光心的距离，可由下式表示
Figure BDA0003432976930000033
其中
Figure BDA0003432976930000034
为摄像机坐标系与无人机坐标系之间的偏移，由于摄像机固连在多旋翼无人机下方，因此bp2可以通过标定预先得到，为已知向量；
Figure BDA0003432976930000035
为无人机坐标系到地面目标坐标系之间的转换矩阵，表示为
Figure BDA0003432976930000036
其中θ、φ、ψ分别为多旋翼无人机的俯仰角、滚转角、偏航角；
向量
Figure BDA0003432976930000037
表示摄像机到目标的距离，可以表示为
Figure BDA0003432976930000038
其中
Figure BDA0003432976930000039
为地面目标在摄像机坐标系下的坐标表示，利用摄像机获得的图像信息进行计算得到，
Figure BDA00034329769300000310
为摄像机坐标系到无人机坐标系之间的转换矩阵，表示为
Figure BDA00034329769300000311
其中α为摄像机的水平旋转角，β为俯仰角，这两个角度信息由摄像机云台的码盘测量得到；将式(2)和式(4)带入到式(1)中得
Figure BDA00034329769300000312
根据摄像机的成像原理计算出目标在摄像机下的坐标cp3＝[cx3 cy3 cz3]T，其中坐标cx3、cy3、cz3满足以下关系
Figure BDA00034329769300000313
其中f为摄像机的焦距，[uc vc]T为地面目标在摄像机图像平面中的图像像素位置坐标，其中uc为横向坐标，vc为纵向坐标，根据摄像机的图像利用图像处理方法得到；将地面目标的位置设为sp0＝[x0 y0 0]T，则根据式(6)和式(7)可得
Figure BDA0003432976930000041
式(8)右侧均为由传感器测量或计算得到的已知量，左侧为三个未知量x0、y0、cz3，均通过解算方程(8)得到
Figure BDA0003432976930000042
Figure BDA0003432976930000043
Figure BDA0003432976930000044
其中Rij表示矩阵
Figure BDA0003432976930000045
的第i行第j列元素，pk表示向量
Figure BDA0003432976930000046
的第k个元素，式(10)和(11)可计算出地面目标的位置sp0＝[x0 y0 0]T。
进一步地，所述多旋翼无人机轨迹规划的具体方法如下：
首先设定多旋翼无人机轨迹规划的两个约束条件，
第一约束条件：多旋翼无人机在跟踪过程中，偏航角需不断调整，即使摄像机的水平旋转角α＝0，使机头实时朝向目标；
第二约束条件：多旋翼无人机与目标的水平距离应与飞行高度相近；
在这两个约束条件下，
设k-1时刻多旋翼无人机在地面坐标系下的位置向量sp1和偏航角为[xk-1 yk-1 zk-1ψk-1]T，其数值均由无人机上的惯性组合导航获取；假定目标在k时刻的位置为(x0,k y0,k)；
多旋翼无人机高度频繁变化的意义较小，同时为了便于无人机跟踪控制，设计无人机的飞行高度保持不变，因此在k时刻有
Figure BDA0003432976930000051
其中h为预先设定的无人机飞行高度；目标在k时刻的位置为(x0,k y0,k)，根据第二约束条件的要求多旋翼无人机与目标的水平距离应与飞行高度相近，即
Figure BDA0003432976930000052
因此在k时刻时，无人机应处于以目标位置(x0,k y0,k)为圆心，半径为h的圆周上；在该圆周上，与无人机当前时刻位置(xk-1yk-1)距离最近的点，应为(x0,k y0,k)和(xk-1yk-1)连线与圆周的交点，该交点即为无人机k时刻的期望位置
Figure BDA0003432976930000053
该点满足以下关系
Figure BDA0003432976930000054
由式(12)和式(13)解出无人机在k时刻的期望位置
Figure BDA0003432976930000055
为
Figure BDA0003432976930000056
Figure BDA0003432976930000057
根据第一约束条件，无人机的机头需要实时朝向目标，设计k时刻的期望偏航角为
Figure BDA0003432976930000058
综合式(12)、(15)、(16)、(17)便可得到k时刻多旋翼无人机的期望飞行轨迹lref＝[xr yr zr ψr]T。
进一步地，所述多旋翼无人机轨迹跟踪的具体方法如下：
得到无人机的期望飞行轨迹后，采用PID控制方法设计多旋翼无人机的控制器，包括位置、速度、姿态角、姿态角速度控制器，使多旋翼无人机按照期望的轨迹飞行；
首先建立多旋翼无人机的动力学方程
Figure BDA0003432976930000061
其中sp1＝[x y z]T为多旋翼无人机在地面坐标系下的位置向量；ωx、ωy、ωz分别为无人机的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；Ix、Iy、Iz分别是滚转轴、俯仰轴、偏航轴的转动惯量；K1、K2、K3为空气阻力相关系数；U1、U2、U3、U4分别为多旋翼无人机的油门、滚转角、俯仰角、偏航角的控制量，m为无人机总质量；
Figure BDA0003432976930000062
表示·的一阶导数，
Figure BDA0003432976930000063
表示·的二阶导数，黑点“·”代表公式中
Figure BDA0003432976930000069
或者
Figure BDA0003432976930000068
下方相应的符号；
Figure BDA0003432976930000064
表示·的观测值的一阶导数，
Figure BDA0003432976930000065
表示·的一阶导数的观测值，黑点“·”代表公式中
Figure BDA0003432976930000066
或者
Figure BDA0003432976930000067
下方相应的符号；位置控制器：采用PID的PI控制方法设计位置控制的控制律，如下式所示
Figure BDA0003432976930000071
其中
Figure BDA0003432976930000072
为位置控制器得到的无人机在北、东、地三个方向的期望速度。Kij(i＝P、I,j＝x、y、z)为位置控制器中三个方向的比例与积分参数，参数可调。
速度控制器：采用PID的P控制方法设计速度控制的控制律，如下式所示
Figure BDA0003432976930000073
其中
Figure BDA0003432976930000074
为速度控制器求得的无人机在北、东、地三个方向的期望加速度；vx、vy、vz为无人机在北、东、地三个方向的实际测量速度；KVx、KVy、KVz为速度控制器中三个方向的比例参数，参数可调。
然后根据期望加速度指令求解纵向的油门控制量U1和期望俯仰角、滚转角，无人机内部需要的三个方向的控制力如下
Figure BDA0003432976930000075
根据无人机动力学方程(23)可知
Figure BDA0003432976930000076
联立式(26)、(27)可得纵向的油门控制量U1和期望俯仰角、滚转角分别为
Figure BDA0003432976930000081
Figure BDA0003432976930000082
Figure BDA0003432976930000083
姿态角控制器：期望姿态角已有式(29)、(30)、(17)得到，采用PID的P控制方法设计姿态角控制的控制律如下
Figure BDA0003432976930000084
其中
Figure BDA0003432976930000085
为期望的滚转、俯仰、偏航角速度；Kωθ、Kωφ、Kωψ为姿态角控制器中三个姿态的比例参数。
姿态角速度控制器：采用PID控制方法设计姿态角速度控制的控制律，如下式所示
Figure BDA0003432976930000086
其中
Figure BDA0003432976930000087
为期望的滚转、俯仰、偏航角加速度；Ki,j(i＝P、I、D，j＝ωφ、ωθ、ωψ)为姿态角速度控制器中三个姿态的比例、积分、微分参数。
那么多旋翼无人机的油门、滚转角、俯仰角、偏航角的控制量U2、U3、U4分别为
Figure BDA0003432976930000088
综合式(28)、(32)、(33)即为多旋翼无人机的油门、滚转角、俯仰角、偏航角的控制量。
进一步地，所述摄像机的姿态控制的具体方法如下：
由于摄像机固连在无人机上时易发生抖动，采用抗扰动能力强的基于扩张状态观测器的滑模控制方法来控制电机的运动；摄像机固连在多旋翼无人机下方的云台上，由云台带动其做水平及俯仰转动，而云台的水平及俯仰旋转是由两台电机控制，因此摄像机的姿态控制转换为电机的角度控制；由于摄像机固连在无人机上易发生抖动，则采用抗扰动能力强的基于扩张状态观测器的滑模控制方法来控制电机的运动，
具体地，控制摄像机俯仰转动的电机，采用滑模控制方法来控制其运动的方法如下，
首先建立电机的动力学方程如下式所示
Figure BDA0003432976930000091
其中θβ、yβ为控制俯仰转动的电机轴转动的角度，由电机的编码器测得；ωβ为电机轴角速度，由电机的编码器测得；Jβ为负载与电机轴的等效转动惯量；dβ(t)为负载扭矩TL、电机轴上负载摩擦转矩Tf、内外部扰动Δ之和；Kβ为电机转矩系数；uβ为电机的控制量，符号头上的小黑点
Figure BDA0003432976930000092
表示求一阶导数；将扰动dβ(t)扩张为第三个状态，设状态向量xβ＝[xβ1xβ2 xβ3]T＝[θβ ωβ dβ(t)]T，式(34)扩张为
Figure BDA0003432976930000101
其中bβ＝Kβ/Jβ为已知参数；扩张状态观测器设计为
Figure BDA0003432976930000102
其中
Figure BDA0003432976930000103
代表状态·的观测值，黑点“·”代表公式中“^”下方相应的符号；
Figure BDA0003432976930000104
代表状态观测值的一阶导数；σβi(i＝1、2、3)为观测参数，εβ为高增益参数，参数均可调，且为正实数。采用该观测器可实现在多项式s3+σβ1s2+σβ2s+σβ3满足Hurwitz条件的情况下，当时间t→∞情况时，
Figure BDA0003432976930000105
即观测值可以逐渐逼近真实值；
然后设计滑模控制器，设控制误差
Figure BDA0003432976930000106
其中
Figure BDA0003432976930000107
为期望的摄像机俯仰角(45°)转换成为的期望的电机轴转角。针对被控对象式(34)，设计滑模面为
Figure BDA0003432976930000108
其中c＞0；基于扩张状态观测器的滑模控制器设计为
Figure BDA0003432976930000109
其中kβ为反馈参数，为正实数；取滑模控制的李亚普诺夫函数为
Figure BDA00034329769300001010
联立式(35)-(38)，求得其微分为
Figure BDA0003432976930000111
Figure BDA0003432976930000112
其中Δmax为正实数且满足
Figure BDA0003432976930000113
Figure BDA0003432976930000114
代表状态观测误差，即
Figure BDA0003432976930000115
黑点“·”代表公式中“～”下方相应的符号，符号头上的小黑点
Figure BDA00034329769300001111
表示求一阶导数，符号头上的两个小黑点
Figure BDA00034329769300001112
表示求二阶导数；由式(39)可得出，取
Figure BDA0003432976930000116
则有
Figure BDA0003432976930000117
故t→∞时，
Figure BDA0003432976930000118
收敛速度取决于反馈参数kβ和高增益参数εβ；式(36)和式(38)为最终的扩张状态观测器及控制律；
同理，控制摄像机水平旋转的电机，采用滑模控制方法来控制其运动的方法同控制摄像机俯仰转动的电机，其扩张状态观测器及控制律设计如下
Figure BDA0003432976930000119
Figure BDA00034329769300001110
其中xα＝[xα1 xα2 xα3]T＝[θα ωα dα(t)]T为状态向量，θα、yα为控制水平旋转的电机轴转动的角度，可由电机的编码器测得；dβ(t)为负载扭矩、电机轴上负载摩擦转矩、内外部扰动之和；bα＝Kα/Jα为电机转动系数与转动惯量之比，是已知量；uα为电机的控制量；σαi(i＝1、2、3)为观测参数，εα为高增益参数，参数均可调，且为正实数；kα为反馈参数，为正实数；
Figure BDA0003432976930000121
为期望的摄像机水平旋转角(0°)转换成为的期望的电机轴转角；可调参数cα＞0；控制误差
Figure BDA0003432976930000122
滑模面
Figure BDA0003432976930000123
Figure BDA0003432976930000124
表示·的一阶导数，
Figure BDA0003432976930000125
表示·的二阶导数，黑点“·”代表公式中
Figure BDA00034329769300001210
或者
Figure BDA00034329769300001211
下方相应的符号；
Figure BDA0003432976930000126
表示·的观测值的一阶导数，
Figure BDA0003432976930000127
表示·的一阶导数的观测值，黑点“·”代表公式中
Figure BDA0003432976930000128
或者
Figure BDA0003432976930000129
下方相应的符号，符号头上的小黑点
Figure BDA00034329769300001212
表示求一阶导数，符号头上的两个小黑点
Figure BDA00034329769300001213
表示求二阶导数。
本发明还提供一种多旋翼无人机地面目标跟踪控制装置，包括：
计算地面目标位置模块，用于利用摄像机的成像原理和无人机与地面目标的位置关系求解出地面目标的具体位置坐标；
多旋翼无人机轨迹规划模块，用于利用基于几何约束的方法计算多旋翼无人机跟踪地面目标的期望飞行轨迹；
多旋翼无人机轨迹跟踪模块，用于针对多旋翼无人机跟踪期望飞行轨迹，设计PID控制器，包括多旋翼无人机的位置、速度、姿态角、姿态角速度控制器；
摄像机的姿态控制模块，用于利用抗扰动性能强的基于扩张状态观测器的滑模控制方法对摄像机的姿态角进行控制，使地面目标始终位于图像中心。
本发明还提供一种电子设备，包括：处理器；
存储器，与所述处理器通信连接；
至少一个程序，被存储在所述存储器中并被配置为由所述处理器执行，所述至少一个程序被配置用于：实现所述的多旋翼无人机地面目标跟踪控制方法。
本发明还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被电子设备执行时实现所述的多旋翼无人机地面目标跟踪控制方法。
本发明的多旋翼无人机地面目标跟踪控制方法、装置，针对搭载摄像机的多旋翼无人机对地面目标进行跟踪时，目标极易丢失的问题，首先利用摄像机的成像原理和无人机与目标的位置关系求解出地面目标的具体位置坐标，然后利用一种基于几何约束的方法来计算多旋翼无人机跟踪地面目标的期望飞行轨迹。随后针对四旋翼无人机跟踪期望飞行轨迹的问题，设计了PID控制器，包括位置、速度、姿态角、姿态角速度控制器。最后利用一种抗扰动性能强的基于扩张状态观测器的滑模控制方法对摄像机的姿态角进行控制，使目标始终位于图像中心，提升了系统的稳定性和鲁棒性。
总之，与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
(1)本发明利用摄像机的成像原理和无人机与目标的位置关系求解出地面目标的具体位置坐标，无需搭载其他仪器设备来测定目标位置坐标；
(2)本发明利用一种基于几何约束的方法来计算四旋翼无人机跟踪地面目标的期望飞行轨迹，计算方法简单易操作，实时性高；
(3)本发明利用PID方法，设计了四旋翼无人机的位置、速度、姿态角、姿态角速度控制器，可使无人机精确跟踪期望飞行轨迹，确保无人机不会跟丢目标；
(4)本发明设计了一种基于扩张状态观测器的滑模控制器来控制摄像机的姿态，该方法通过观测扰动值来设计控制律，以此来弥补扰动对系统产生的影响，因此该方法具有较优异的抗扰动性能，且其鲁棒性要比一般常规的控制系统强。
(5)用李亚普诺夫方法证明了摄像机控制系统的收敛性和稳定性，不会产生震荡或发散的现象。
附图说明
图1为本发明方法的流程示意图；
图2为本发明的四旋翼飞行器、摄像机、地面目标的坐标关系图；
图3为本发明的俯视视角下四旋翼飞行器与目标的方位关系图；
图4为本发明的侧视视角下四旋翼飞行器与目标的方位关系图；
图5为本发明的无人机期望轨迹规划示意图；
图6为本发明的四旋翼无人机的期望轨迹跟踪框图。。
具体实施方式
如图1所示，本发明提供一种多旋翼无人机地面目标跟踪控制方法，具体为四旋翼无人机，包括如下步骤：
计算地面目标位置，利用摄像机的成像原理和无人机与地面目标的位置关系求解出地面目标的具体位置坐标；
在对四旋翼无人机进行轨迹规划与跟踪、摄像机姿态控制之前，必须确定地面目标的位置信息。首先建立无人机、摄像机、地面目标整个系统的运动学模型，
定义无人机坐标系：以多旋翼无人机重心位置为原点bO，bObX轴在无人机对称平面内指向机头方向，bObZ轴在无人机对称平面内垂直于bObX向下，然后按右手定则确定bObY轴；
定义摄像机坐标系：以摄像机重心位置为原点cO，cOcX轴在摄像机对称平面内指向镜头方向，cOcY轴在摄像机对称平面内垂直于cOcX向下，然后按右手定则确定cOcY轴；摄像机固连在多旋翼无人机下方；
定义地面目标坐标系：以地面任一固定点为原点sO，可选取无人机起飞位置为原点，让sOsX轴在水平面内指向某一方向，sOsZ轴垂直于地面向下，然后按右手定则确定sOsY轴；
无人机、摄像机、地面目标的坐标系如图2所示，其中左上角标有s的为地面坐标系，左上角标有b的为无人机机身坐标系，左上角标有c的为摄像机坐标系，摄像机固连在四旋翼无人机下方。
由几何关系可知，动态目标在地面目标坐标系下的三维位置向量
Figure BDA0003432976930000151
可用下式表示
sp0＝sp1+sp2+sp3 (1)
其中，向量
Figure BDA0003432976930000152
为多旋翼无人机在地面目标坐标系下的位置向量，无人机的位置、姿态信息均由无人机的组合导航系统直接获得；向量
Figure BDA0003432976930000153
为无人机质心到摄像机光心的距离，可由下式表示
Figure BDA0003432976930000154
其中
Figure BDA0003432976930000155
为摄像机坐标系与无人机坐标系之间的偏移，由于摄像机固连在多旋翼无人机下方，因此bp2可以通过标定预先得到，为已知向量；
Figure BDA0003432976930000156
为无人机坐标系到地面目标坐标系之间的转换矩阵，表示为
Figure BDA0003432976930000157
其中θ、φ、ψ分别为多旋翼无人机的俯仰角、滚转角、偏航角；
向量
Figure BDA0003432976930000158
表示摄像机到目标的距离，可以表示为
Figure BDA0003432976930000159
其中
Figure BDA00034329769300001510
为地面目标在摄像机坐标系下的坐标表示，利用摄像机获得的图像信息进行计算得到，
Figure BDA0003432976930000161
为摄像机坐标系到无人机坐标系之间的转换矩阵，表示为
Figure BDA0003432976930000162
其中α为摄像机的水平旋转角，β为俯仰角，这两个角度信息由摄像机云台的码盘测量得到；将式(2)和式(4)带入到式(1)中得
Figure BDA0003432976930000163
根据摄像机的成像原理计算出目标在摄像机下的坐标cp3＝[cx3 cy3 cz3]T，其中坐标cx3、cy3、cz3满足以下关系
Figure BDA0003432976930000164
其中f为摄像机的焦距，[uc vc]T为地面目标在摄像机图像平面中的图像像素位置坐标，其中uc为横向坐标，vc为纵向坐标，根据摄像机的图像利用图像处理方法得到；将地面目标的位置设为sp0＝[x0 y0 0]T，则根据式(6)和式(7)可得
Figure BDA0003432976930000165
式(8)右侧均为由传感器测量或计算得到的已知量，左侧为三个未知量x0、y0、cz3，均通过解算方程(8)得到
Figure BDA0003432976930000166
Figure BDA0003432976930000167
Figure BDA0003432976930000171
其中Rij表示矩阵
Figure BDA0003432976930000172
的第i行第j列元素，pk表示向量
Figure BDA0003432976930000173
的第k个元素，式(10)和(11)可计算出地面目标的位置sp0＝[x0 y0 0]T。
多旋翼无人机轨迹规划，利用基于几何约束的方法计算多旋翼无人机跟踪地面目标的期望飞行轨迹；
首先以俯视角度分析无人机、摄像机、目标之间的角度和位置关系，简化后的俯视图如图3所示。偏航角ψ为无人机机头朝向与地面坐标系sX轴的夹角，水平旋转角α为摄像机光轴与无人机机头朝向的夹角。将无人机在地面坐标系sX-O-sY平面上的投影(x,y)与目标坐标(x0,y0)之间的线段表示为d，那么d与sX轴的夹角ψd为
Figure BDA0003432976930000174
线段d的长度即为无人机与地面目标的水平距离
Figure BDA0003432976930000175
由图3可知，摄像机正对地面目标时，无人机的偏航角ψ、摄像机的水平旋转角α、ψd有如下关系
ψd＝ψ+α (14-1)
当无人机的偏航角ψ＝ψd即摄像机的水平旋转角α＝0时，此时无人机机头和摄像机均可以正对目标。由于水平旋转角α的范围在-180°到180°之间，当无人机机头和摄像机正对目标，即α＝0时，若动态的地面目标突然偏离图像中心，摄像机便有足够的角度裕度调整水平旋转角，使动态目标重新回到图像中心，避免动态目标丢失。
然后以侧视的角度分析无人机、摄像机、目标之间的角度和位置关系，简化后的侧视图如图4所示。摄像机的俯仰角β为摄像机的光轴与sX-O-sY平面的夹角，z为无人机的飞行高度。当摄像机正对目标时，俯仰角β与水平距离||d||的关系为
Figure BDA0003432976930000181
俯仰角β的范围在0-90°之间，当β＝45°时，若动态的地面目标突然偏离图像中心，摄像机便有足够的角度裕度调整俯仰角，使动态目标重新回到图像中心，避免动态目标丢失。为了使β＝45°，水平距离||d||和飞行高度z需满足
||d||＝z (16-1)
综合以上分析可得如下两个约束条件：
第一约束条件：四旋翼无人机在跟踪过程中，偏航角需不断调整，即使摄像机的水平旋转角α＝0，使机头实时朝向目标；
第二约束条件：四旋翼无人机与目标的水平距离应与飞行高度相近。
得到约束条件后，即可使用一种基于几何约束的方法来计算四旋翼无人机的期望飞行轨迹lref＝[xr yr zr ψr]T。
在这两个约束条件下，
设k-1时刻多旋翼无人机在地面坐标系下的位置向量sp1和偏航角为[xk-1 yk-1 zk-1ψk-1]T，其数值均由无人机上的惯性组合导航获取；假定目标在k时刻的位置为(x0,k y0,k)；
多旋翼无人机高度频繁变化的意义较小，同时为了便于无人机跟踪控制，设计无人机的飞行高度保持不变，因此在k时刻有
Figure BDA0003432976930000182
其中h为预先设定的无人机飞行高度；目标在k时刻的位置为(x0,k y0,k)，根据第二约束条件的要求多旋翼无人机与目标的水平距离应与飞行高度相近，即
Figure BDA0003432976930000191
因此在k时刻时，无人机应处于以目标位置(x0,k y0,k)为圆心，半径为h的圆周上；在该圆周上，与无人机当前时刻位置(xk-1 yk-1)距离最近的点，应为(x0,k y0,k)和(xk-1 yk-1)连线与圆周的交点，该交点即为无人机k时刻的期望位置
Figure BDA0003432976930000192
该点满足以下关系
Figure BDA0003432976930000193
由式(12)和式(13)解出无人机在k时刻的期望位置
Figure BDA0003432976930000194
为
Figure BDA0003432976930000195
Figure BDA0003432976930000196
根据第一约束条件，无人机的机头需要实时朝向目标，设计k时刻的期望偏航角为
Figure BDA0003432976930000197
综合式(12)、(15)、(16)、(17)便可得到k时刻多旋翼无人机的期望飞行轨迹lref＝[xr yr zr ψr]T。
多旋翼无人机轨迹跟踪，针对多旋翼无人机跟踪期望飞行轨迹，设计PID控制器，包括多旋翼无人机的位置、速度、姿态角、姿态角速度控制器；
所述多旋翼无人机轨迹跟踪的具体方法如下：
得到无人机的期望飞行轨迹后，采用PID控制方法设计多旋翼无人机的控制器，包括位置、速度、姿态角、姿态角速度控制器，使多旋翼无人机按照期望的轨迹飞行；
首先建立多旋翼无人机的动力学方程
Figure BDA0003432976930000201
其中sp1＝[x y z]T为多旋翼无人机在地面坐标系下的位置向量；ωx、ωy、ωz分别为无人机的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；Ix、Iy、Iz分别是滚转轴、俯仰轴、偏航轴的转动惯量；K1、K2、K3为空气阻力相关系数；U1、U2、U3、U4分别为多旋翼无人机的油门、滚转角、俯仰角、偏航角的控制量，m为无人机总质量；
Figure BDA0003432976930000202
表示·的一阶导数，
Figure BDA0003432976930000203
表示·的二阶导数，黑点“·”代表公式中
Figure BDA0003432976930000209
或者
Figure BDA00034329769300002010
下方相应的符号；
Figure BDA0003432976930000204
表示·的观测值的一阶导数，
Figure BDA0003432976930000205
表示·的一阶导数的观测值，黑点“·”代表公式中
Figure BDA0003432976930000206
或者
Figure BDA0003432976930000207
下方相应的符号；
位置控制器：采用PID的PI控制方法设计位置控制的控制律，如下式所示
Figure BDA0003432976930000208
其中
Figure BDA0003432976930000211
为位置控制器得到的无人机在北、东、地三个方向的期望速度。Kij(i＝P、I,j＝x、y、z)为位置控制器中三个方向的比例与积分参数，参数可调。
速度控制器：采用PID的P控制方法设计速度控制的控制律，如下式所示
Figure BDA0003432976930000212
其中
Figure BDA0003432976930000213
为速度控制器求得的无人机在北、东、地三个方向的期望加速度；vx、vy、vz为无人机在北、东、地三个方向的实际测量速度；KVx、KVy、KVz为速度控制器中三个方向的比例参数，参数可调。
然后根据期望加速度指令求解纵向的油门控制量U1和期望俯仰角、滚转角，无人机内部需要的三个方向的控制力如下
Figure BDA0003432976930000214
根据无人机动力学方程(23)可知
Figure BDA0003432976930000215
联立式(26)、(27)可得纵向的油门控制量U1和期望俯仰角、滚转角分别为
Figure BDA0003432976930000216
Figure BDA0003432976930000217
Figure BDA0003432976930000221
姿态角控制器：期望姿态角已有式(29)、(30)、(17)得到，采用PID的P控制方法设计姿态角控制的控制律如下
Figure BDA0003432976930000222
其中
Figure BDA0003432976930000223
为期望的滚转、俯仰、偏航角速度；Kωθ、Kωφ、Kωψ为姿态角控制器中三个姿态的比例参数。
姿态角速度控制器：采用PID控制方法设计姿态角速度控制的控制律，如下式所示
Figure BDA0003432976930000224
其中
Figure BDA0003432976930000225
为期望的滚转、俯仰、偏航角加速度；Ki,j(i＝P、I、D，j＝ωφ、ωθ、ωψ)为姿态角速度控制器中三个姿态的比例、积分、微分参数。
那么多旋翼无人机的油门、滚转角、俯仰角、偏航角的控制量U2、U3、U4分别为
Figure BDA0003432976930000226
综合式(28)、(32)、(33)即为多旋翼无人机的油门、滚转角、俯仰角、偏航角的控制量。
摄像机的姿态控制，利用抗扰动性能强的基于扩张状态观测器的滑模控制方法对摄像机的姿态角进行控制，使地面目标始终位于图像中心；
所述摄像机的姿态控制的具体方法如下：
由多旋翼无人机轨迹规划步骤的分析可知，摄像机的水平旋转角α需控制在0°，俯仰角β需控制在45°左右，才能使无人机在跟踪动态目标时，目标可以始终位于图像中心。由于摄像机固连在无人机上时易发生抖动，采用抗扰动能力强的基于扩张状态观测器的滑模控制方法来控制电机的运动；摄像机固连在多旋翼无人机下方的云台上，由云台带动其做水平及俯仰转动，而云台的水平及俯仰旋转是由两台电机控制，因此摄像机的姿态控制转换为电机的角度控制；由于摄像机固连在无人机上易发生抖动，则采用抗扰动能力强的基于扩张状态观测器的滑模控制方法来控制电机的运动，
具体地，控制摄像机俯仰转动的电机，采用滑模控制方法来控制其运动的方法如下，
首先建立电机的动力学方程如下式所示
Figure BDA0003432976930000231
其中θβ、yβ为控制俯仰转动的电机轴转动的角度，由电机的编码器测得；ωβ为电机轴角速度，由电机的编码器测得；Jβ为负载与电机轴的等效转动惯量；dβ(t)为负载扭矩TL、电机轴上负载摩擦转矩Tf、内外部扰动Δ之和；Kβ为电机转矩系数；uβ为电机的控制量，符号头上的小黑点
Figure BDA0003432976930000232
表示求一阶导数；将扰动dβ(t)扩张为第三个状态，设状态向量xβ＝[xβ1xβ2 xβ3]T＝[θβ ωβ dβ(t)]T，式(34)扩张为
Figure BDA0003432976930000241
其中bβ＝Kβ/Jβ为已知参数；扩张状态观测器设计为
Figure BDA0003432976930000242
其中
Figure BDA0003432976930000243
代表状态·的观测值，黑点“·”代表公式中“^”下方相应的符号；
Figure BDA0003432976930000244
代表状态观测值的一阶导数；σβi(i＝1、2、3)为观测参数，εβ为高增益参数，参数均可调，且为正实数。采用该观测器可实现在多项式s3+σβ1s2+σβ2s+σβ3满足Hurwitz条件的情况下，当时间t→∞情况时，
Figure BDA0003432976930000245
即观测值可以逐渐逼近真实值；
然后设计滑模控制器，设控制误差
Figure BDA0003432976930000246
其中
Figure BDA0003432976930000247
为期望的摄像机俯仰角(45°)转换成为的期望的电机轴转角。针对被控对象式(34)，设计滑模面为
Figure BDA0003432976930000248
其中c＞0；基于扩张状态观测器的滑模控制器设计为
Figure BDA0003432976930000249
其中kβ为反馈参数，为正实数；取滑模控制的李亚普诺夫函数为
Figure BDA00034329769300002410
联立式(35)-(38)，求得其微分为
Figure BDA0003432976930000251
Figure BDA0003432976930000252
其中Δmax为正实数且满足
Figure BDA0003432976930000253
Figure BDA0003432976930000254
代表状态观测误差，即
Figure BDA0003432976930000255
黑点“·”代表公式中“～”下方相应的符号，符号头上的小黑点
Figure BDA00034329769300002511
表示求一阶导数，符号头上的两个小黑点
Figure BDA00034329769300002512
表示求二阶导数；由式(39)可得出，取
Figure BDA0003432976930000256
则有
Figure BDA0003432976930000257
故t→∞时，
Figure BDA0003432976930000258
收敛速度取决于反馈参数kβ和高增益参数εβ；式(36)和式(38)为最终的扩张状态观测器及控制律；
同理，控制摄像机水平旋转的电机，采用滑模控制方法来控制其运动的方法同控制摄像机俯仰转动的电机，其扩张状态观测器及控制律设计如下
Figure BDA0003432976930000259
Figure BDA00034329769300002510
其中xα＝[xα1 xα2 xα3]T＝[θα ωα dα(t)]T为状态向量，θα、yα为控制水平旋转的电机轴转动的角度，可由电机的编码器测得；dβ(t)为负载扭矩、电机轴上负载摩擦转矩、内外部扰动之和；bα＝Kα/Jα为电机转动系数与转动惯量之比，是已知量；uα为电机的控制量；σαi(i＝1、2、3)为观测参数，εα为高增益参数，参数均可调，且为正实数；kα为反馈参数，为正实数；
Figure BDA0003432976930000261
为期望的摄像机水平旋转角(0°)转换成为的期望的电机轴转角；可调参数cα＞0；控制误差
Figure BDA0003432976930000262
滑模面
Figure BDA0003432976930000263
设计过程与俯仰角控制的设计过程相同，因此不再赘述。按照摄像机的姿态控制步骤对摄像机的两个姿态角进行控制，即可使目标始终位于图像中心。
Figure BDA0003432976930000264
表示·的一阶导数，
Figure BDA0003432976930000265
表示·的二阶导数，黑点“·”代表公式中
Figure BDA00034329769300002610
或者
Figure BDA00034329769300002611
下方相应的符号；
Figure BDA0003432976930000266
表示·的观测值的一阶导数，
Figure BDA0003432976930000267
表示·的一阶导数的观测值，黑点“·”代表公式中
Figure BDA0003432976930000268
或者
Figure BDA0003432976930000269
下方相应的符号，符号头上的小黑点
Figure BDA00034329769300002612
表示求一阶导数，符号头上的两个小黑点
Figure BDA00034329769300002613
表示求二阶导数。
本发明的实施例还提供一种多旋翼无人机地面目标跟踪控制装置，包括：
计算地面目标位置模块，用于利用摄像机的成像原理和无人机与地面目标的位置关系求解出地面目标的具体位置坐标；
多旋翼无人机轨迹规划模块，用于利用基于几何约束的方法计算多旋翼无人机跟踪地面目标的期望飞行轨迹；
多旋翼无人机轨迹跟踪模块，用于针对多旋翼无人机跟踪期望飞行轨迹，设计PID控制器，包括多旋翼无人机的位置、速度、姿态角、姿态角速度控制器；
摄像机的姿态控制模块，用于利用抗扰动性能强的基于扩张状态观测器的滑模控制方法对摄像机的姿态角进行控制，使地面目标始终位于图像中心。
本发明的实施例还提供一种电子设备，包括：处理器；
存储器，与所述处理器通信连接；
至少一个程序，被存储在所述存储器中并被配置为由所述处理器执行，所述至少一个程序被配置用于：实现所述的多旋翼无人机地面目标跟踪控制方法。
本发明的实施例还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被电子设备执行时实现所述的多旋翼无人机地面目标跟踪控制方法。

Claims (8)

1.一种多旋翼无人机地面目标跟踪控制方法，其特征在于包括如下步骤：
计算地面目标位置，利用摄像机的成像原理和无人机与地面目标的位置关系求解出地面目标的具体位置坐标；
多旋翼无人机轨迹规划，利用基于几何约束的方法计算多旋翼无人机跟踪地面目标的期望飞行轨迹；
多旋翼无人机轨迹跟踪，针对多旋翼无人机跟踪期望飞行轨迹，设计PID控制器，包括多旋翼无人机的位置、速度、姿态角、姿态角速度控制器；
摄像机的姿态控制，利用抗扰动性能强的基于扩张状态观测器的滑模控制方法对摄像机的姿态角进行控制，使地面目标始终位于图像中心。
2.根据权利要求1所述的多旋翼无人机地面目标跟踪控制方法，其特征在于，所述计算目标位置的具体方法如下：
建立无人机、摄像机、地面目标整个系统的运动学模型，
定义无人机坐标系：以多旋翼无人机重心位置为原点bO，bObX轴在无人机对称平面内指向机头方向，bObZ轴在无人机对称平面内垂直于bObX向下，然后按右手定则确定bObY轴；
定义摄像机坐标系：以摄像机重心位置为原点cO，cOcX轴在摄像机对称平面内指向镜头方向，cOcY轴在摄像机对称平面内垂直于cOcX向下，然后按右手定则确定cOcY轴；摄像机固连在多旋翼无人机下方；
定义地面目标坐标系：以地面任一固定点为原点sO，可选取无人机起飞位置为原点，让sOsX轴在水平面内指向某一方向，sOsZ轴垂直于地面向下，然后按右手定则确定sOsY轴；
由几何关系可知，动态目标在地面目标坐标系下的三维位置向量
Figure FDA0003432976920000011
可用下式表示
sp0＝sp1+sp2+sp3 (1)
其中，向量
Figure FDA0003432976920000012
为多旋翼无人机在地面目标坐标系下的位置向量，无人机的位置、姿态信息均由无人机的组合导航系统直接获得；向量
Figure FDA0003432976920000013
为无人机质心到摄像机光心的距离，可由下式表示
Figure FDA0003432976920000021
其中
Figure FDA0003432976920000022
为摄像机坐标系与无人机坐标系之间的偏移，由于摄像机固连在多旋翼无人机下方，因此bp2可以通过标定预先得到，为已知向量；
Figure FDA0003432976920000023
为无人机坐标系到地面目标坐标系之间的转换矩阵，表示为
Figure FDA0003432976920000024
其中θ、φ、ψ分别为多旋翼无人机的俯仰角、滚转角、偏航角；
向量
Figure FDA0003432976920000025
表示摄像机到目标的距离，可以表示为
Figure FDA0003432976920000026
其中
Figure FDA0003432976920000027
为地面目标在摄像机坐标系下的坐标表示，利用摄像机获得的图像信息进行计算得到，
Figure FDA0003432976920000028
为摄像机坐标系到无人机坐标系之间的转换矩阵，表示为
Figure FDA0003432976920000029
其中α为摄像机的水平旋转角，β为俯仰角，这两个角度信息由摄像机云台的码盘测量得到；将式(2)和式(4)带入到式(1)中得
Figure FDA00034329769200000210
根据摄像机的成像原理计算出目标在摄像机下的坐标cp3＝[cx3 cy3 cz3]T，其中坐标cx3、cy3、cz3满足以下关系
Figure FDA00034329769200000211
其中f为摄像机的焦距，[uc vc]T为地面目标在摄像机图像平面中的图像像素位置坐标，其中uc为横向坐标，vc为纵向坐标，根据摄像机的图像利用图像处理方法得到；将地面目标的位置设为sp0＝[x0 y0 0]T，则根据式(6)和式(7)可得
Figure FDA0003432976920000031
式(8)右侧均为由传感器测量或计算得到的已知量，左侧为三个未知量x0、y0、cz3，均通过解算方程(8)得到
Figure FDA0003432976920000032
Figure FDA0003432976920000033
Figure FDA0003432976920000034
其中Rij表示矩阵
Figure FDA0003432976920000035
的第i行第j列元素，pk表示向量
Figure FDA0003432976920000036
的第k个元素，式(10)和(11)可计算出地面目标的位置sp0＝[x0 y0 0]T。
3.根据权利要求1所述的多旋翼无人机地面目标跟踪控制方法，其特征在于，所述多旋翼无人机轨迹规划的具体方法如下：
首先设定多旋翼无人机轨迹规划的两个约束条件，
第一约束条件：多旋翼无人机在跟踪过程中，偏航角需不断调整，即使摄像机的水平旋转角α＝0，使机头实时朝向目标；
第二约束条件：多旋翼无人机与目标的水平距离应与飞行高度相近；
在这两个约束条件下，
设k-1时刻多旋翼无人机在地面坐标系下的位置向量sp1和偏航角为[xk-1 yk-1 zk-1ψk-1]T，其数值均由无人机上的惯性组合导航获取；假定目标在k时刻的位置为(x0,k y0,k)；
多旋翼无人机高度频繁变化的意义较小，同时为了便于无人机跟踪控制，设计无人机的飞行高度保持不变，因此在k时刻有
Figure FDA0003432976920000037
其中h为预先设定的无人机飞行高度；目标在k时刻的位置为(x0,k y0,k)，根据第二约束条件的要求多旋翼无人机与目标的水平距离应与飞行高度相近，即
Figure FDA0003432976920000041
因此在k时刻时，无人机应处于以目标位置(x0,k y0,k)为圆心，半径为h的圆周上；在该圆周上，与无人机当前时刻位置(xk-1 yk-1)距离最近的点，应为(x0,k y0,k)和(xk-1 yk-1)连线与圆周的交点，该交点即为无人机k时刻的期望位置
Figure FDA0003432976920000042
该点满足以下关系
Figure FDA0003432976920000043
由式(12)和式(13)解出无人机在k时刻的期望位置
Figure FDA0003432976920000044
为
Figure FDA0003432976920000046
Figure FDA0003432976920000047
根据第一约束条件，无人机的机头需要实时朝向目标，设计k时刻的期望偏航角为
Figure FDA0003432976920000048
综合式(12)、(15)、(16)、(17)便可得到k时刻多旋翼无人机的期望飞行轨迹lref＝[xryr zr ψr]T。
4.根据权利要求1所述的多旋翼无人机地面目标跟踪控制方法，其特征在于，所述多旋翼无人机轨迹跟踪的具体方法如下：
得到无人机的期望飞行轨迹后，采用PID控制方法设计多旋翼无人机的控制器，包括位置、速度、姿态角、姿态角速度控制器，使多旋翼无人机按照期望的轨迹飞行；
首先建立多旋翼无人机的动力学方程
Figure FDA0003432976920000051
其中sp1＝[x y z]T为多旋翼无人机在地面坐标系下的位置向量；ωx、ωy、ωz分别为无人机的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；Ix、Iy、Iz分别是滚转轴、俯仰轴、偏航轴的转动惯量；K1、K2、K3为空气阻力相关系数；U1、U2、U3、U4分别为多旋翼无人机的油门、滚转角、俯仰角、偏航角的控制量，m为无人机总质量；
Figure FDA0003432976920000052
表示·的一阶导数，
Figure FDA0003432976920000053
表示·的二阶导数，黑点“·”代表公式中“.”或者“..”下方相应的符号；
Figure FDA0003432976920000054
表示·的观测值的一阶导数，
Figure FDA0003432976920000055
表示·的一阶导数的观测值，黑点“·”代表公式中
Figure FDA0003432976920000056
或者
Figure FDA0003432976920000057
下方相应的符号；
位置控制器：采用PI控制方法设计位置控制的控制律，如下式所示
Figure FDA0003432976920000058
其中
Figure FDA0003432976920000059
为位置控制器得到的无人机在北、东、地三个方向的期望速度。Kij(i＝P、I,j＝x、y、z)为位置控制器中三个方向的比例与积分参数，参数可调。
速度控制器：采用P控制方法设计速度控制的控制律，如下式所示
Figure FDA0003432976920000061
其中
Figure FDA0003432976920000062
为速度控制器求得的无人机在北、东、地三个方向的期望加速度；vx、vy、vz为无人机在北、东、地三个方向的实际测量速度；KVx、KVy、KVz为速度控制器中三个方向的比例参数，参数可调。
然后根据期望加速度指令求解纵向的油门控制量U1和期望俯仰角、滚转角，无人机内部需要的三个方向的控制力如下
Figure FDA0003432976920000063
根据无人机动力学方程(23)可知
Figure FDA0003432976920000064
联立式(26)、(27)可得纵向的油门控制量U1和期望俯仰角、滚转角分别为
Figure FDA0003432976920000065
Figure FDA0003432976920000066
Figure FDA0003432976920000067
姿态角控制器：期望姿态角已由式(29)、(30)、(17)得到，采用P控制方法设计姿态角控制的控制律如下
Figure FDA0003432976920000068
其中
Figure FDA0003432976920000069
为期望的滚转、俯仰、偏航角速度；Kωθ、Kωφ、Kωψ为姿态角控制器中三个姿态的比例参数。
姿态角速度控制器：采用PID控制方法设计姿态角速度控制的控制律，如下式所示
Figure FDA0003432976920000071
其中
Figure FDA0003432976920000072
为期望的滚转、俯仰、偏航角加速度；Ki,j(i＝P、I、D，j＝ωφ、ωθ、ωψ)为姿态角速度控制器中三个姿态的比例、积分、微分参数。
那么多旋翼无人机的油门、滚转角、俯仰角、偏航角的控制量U2、U3、U4分别为
Figure FDA0003432976920000073
综合式(28)、(32)、(33)即为多旋翼无人机的油门、滚转角、俯仰角、偏航角的控制量。
5.根据权利要求1所述的多旋翼无人机地面目标跟踪控制方法，其特征在于，所述摄像机的姿态控制的具体方法如下：
由于摄像机固连在无人机上时易发生抖动，采用抗扰动能力强的基于扩张状态观测器的滑模控制方法来控制电机的运动；摄像机固连在多旋翼无人机下方的云台上，由云台带动其做水平及俯仰转动，而云台的水平及俯仰旋转是由两台电机控制，因此摄像机的姿态控制转换为电机的角度控制；由于摄像机固连在无人机上易发生抖动，则采用抗扰动能力强的基于扩张状态观测器的滑模控制方法来控制电机的运动，
具体地，控制摄像机俯仰转动的电机，采用滑模控制方法来控制其运动的方法如下，
首先建立电机的动力学方程如下式所示
Figure FDA0003432976920000081
其中θβ、yβ为控制俯仰转动的电机轴转动的角度，由电机的编码器测得；ωβ为电机轴角速度，由电机的编码器测得；Jβ为负载与电机轴的等效转动惯量；dβ(t)为负载扭矩TL、电机轴上负载摩擦转矩Tf、内外部扰动Δ之和；Kβ为电机转矩系数；uβ为电机的控制量，符号头上的小黑点“.”表示求一阶导数；将扰动dβ(t)扩张为第三个状态，设状态向量xβ＝[xβ1 xβ2xβ3]T＝[θβ ωβ dβ(t)]T，式(34)扩张为
Figure FDA0003432976920000082
其中bβ＝Kβ/Jβ为已知参数；扩张状态观测器设计为
Figure FDA0003432976920000083
其中
Figure FDA0003432976920000084
代表状态·的观测值，黑点“·”代表公式中“^”下方相应的符号；
Figure FDA0003432976920000085
代表状态观测值的一阶导数；σβi(i＝1、2、3)为观测参数，εβ为高增益参数，参数均可调，且为正实数。采用该观测器可实现在多项式s3+σβ1s2+σβ2s+σβ3满足Hurwitz条件的情况下，当时间t→∞情况时，
Figure FDA0003432976920000086
Figure FDA0003432976920000087
即观测值可以逐渐逼近真实值；
然后设计滑模控制器，设控制误差
Figure FDA0003432976920000088
其中
Figure FDA0003432976920000089
为期望的摄像机俯仰角(45°)转换成为的期望的电机轴转角。针对被控对象式(34)，设计滑模面为
Figure FDA0003432976920000091
其中c＞0；基于扩张状态观测器的滑模控制器设计为
Figure FDA0003432976920000092
其中kβ为反馈参数，为正实数；取滑模控制的李亚普诺夫函数为
Figure FDA0003432976920000093
联立式(35)-(38)，求得其微分为
Figure FDA0003432976920000094
其中Δmax为正实数且满足
Figure FDA0003432976920000095
Figure FDA0003432976920000096
代表状态观测误差，即
Figure FDA0003432976920000097
黑点“·”代表公式中“～”下方相应的符号，符号头上的小黑点“.”表示求一阶导数，符号头上的两个小黑点“..”表示求二阶导数；由式(39)可得出，取
Figure FDA0003432976920000098
则有
Figure FDA0003432976920000099
故t→∞时，
Figure FDA00034329769200000910
收敛速度取决于反馈参数kβ和高增益参数εβ；式(36)和式(38)为最终的扩张状态观测器及控制律；
同理，控制摄像机水平旋转的电机，采用滑模控制方法来控制其运动的方法同控制摄像机俯仰转动的电机，其扩张状态观测器及控制律设计如下
Figure FDA0003432976920000101
Figure FDA0003432976920000102
其中xα＝[xα1 xα2 xα3]T＝[θα ωα dα(t)]T为状态向量，θα、yα为控制水平旋转的电机轴转动的角度，可由电机的编码器测得；dβ(t)为负载扭矩、电机轴上负载摩擦转矩、内外部扰动之和；bα＝Kα/Jα为电机转动系数与转动惯量之比，是已知量；uα为电机的控制量；σαi(i＝1、2、3)为观测参数，εα为高增益参数，参数均可调，且为正实数；kα为反馈参数，为正实数；
Figure FDA0003432976920000103
为期望的摄像机水平旋转角(0°)转换成为的期望的电机轴转角；可调参数cα＞0；控制误差
Figure FDA0003432976920000104
滑模面
Figure FDA0003432976920000105
Figure FDA0003432976920000106
表示·的一阶导数，
Figure FDA0003432976920000107
表示·的二阶导数，黑点“·”代表公式中“.”或者“..”下方相应的符号；
Figure FDA0003432976920000108
表示·的观测值的一阶导数，
Figure FDA0003432976920000109
表示·的一阶导数的观测值，黑点“·”代表公式中
Figure FDA00034329769200001010
或者
Figure FDA00034329769200001011
下方相应的符号，符号头上的小黑点“.”表示求一阶导数，符号头上的两个小黑点“..”表示求二阶导数。
6.一种多旋翼无人机地面目标跟踪控制装置，其特征在于，包括：
计算地面目标位置模块，用于利用摄像机的成像原理和无人机与地面目标的位置关系求解出地面目标的具体位置坐标；
多旋翼无人机轨迹规划模块，用于利用基于几何约束的方法计算多旋翼无人机跟踪地面目标的期望飞行轨迹；
多旋翼无人机轨迹跟踪模块，用于针对多旋翼无人机跟踪期望飞行轨迹，设计PID控制器，包括多旋翼无人机的位置、速度、姿态角、姿态角速度控制器；
摄像机的姿态控制模块，用于利用抗扰动性能强的基于扩张状态观测器的滑模控制方法对摄像机的姿态角进行控制，使地面目标始终位于图像中心。
7.一种电子设备，其特征在于，包括：处理器；
存储器，与所述处理器通信连接；
至少一个程序，被存储在所述存储器中并被配置为由所述处理器执行，所述至少一个程序被配置用于：实现如权利要求1-5中任一项所述的多旋翼无人机地面目标跟踪控制方法。
8.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该计算机程序被电子设备执行时实现如权利要求1-5中任一项所述的多旋翼无人机地面目标跟踪控制方法。
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