CN116039977A - 一种变结构四旋翼系统及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及旋翼飞行器技术领域，提供了一种变结构四旋翼系统及其控制方法，包括：机身，设置于机身上的舵机、机载电脑和若干种传感器，分别设置于机身四个角上的第一高位机臂、第二高位机臂、第一低位机臂和第二低位机臂，设置于每个机臂端部的电机；第一高位机臂和第一低位机臂之间存在高度差，对角线上的两个机臂位于同一高度；机载电脑根据若干种传感器上传的传感器数据和各个机臂的旋转角度，通过线性扩张状态观测器估计补偿各个机臂的旋转运动所带来的扰动，控制各个电机的转速。在保证四旋翼稳定飞行的同时，显著提高四旋翼的狭小空间通过能力，从而极大地提高了四旋翼的适应性。

Description

一种变结构四旋翼系统及其控制方法

技术领域

本发明涉及旋翼飞行器技术领域，特别涉及一种变结构四旋翼系统及其控制方法。

背景技术

本部分的陈述仅仅是提供了与本发明相关的背景技术，并不必然构成现有技术。

四旋翼是一种可执行航空飞行任务的飞行器，由于其机动灵活、方便携带存放、便于学习操纵、可垂直起降、自稳悬停等优点，被广泛应用于货物运输、航拍摄影、农业植保等诸多领域。

但，现有的四旋翼飞行器对飞行环境要求较高，同时其结构往往是单一固定的，尤其是一些体积较大、或者旋翼数量较多的多旋翼飞行器，当遇到小于其自身尺寸的空间及障碍物时，难以深入狭小空间内部或穿越障碍物，这些因素会影响信息的获取，影响任务的完成度。相对而言，变结构旋翼飞行器环境适应性更强，可通过驱动变形机构改变其机身结构和尺寸从而穿越狭小空间和障碍，或者贴近墙壁、管道等表面实现更细致的检查工作，亦可直接通过变形结构实现物体抓取、运输等其他功能。

基于此，对能灵活应用于复杂场景及任务环境下的变结构四旋翼飞行器进行设计和研究，具有较高的实际应用价值。

发明内容

为了解决现有技术的不足，本发明提供了一种变结构四旋翼系统及其控制方法，基于变形机械结构和变形态飞行控制策略等，在保证四旋翼稳定飞行的同时，显著提高四旋翼的狭小空间通过能力，从而极大地提高了四旋翼的适应性。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

本发明第一方面提供了一种变结构四旋翼系统。

一种变结构四旋翼系统，包括：机身，设置于机身上的舵机、机载电脑和若干种传感器，分别设置于机身四个角上的第一高位机臂、第二高位机臂、第一低位机臂和第二低位机臂，设置于每个机臂端部的电机，以及与电机连接的螺旋桨；

所述第一高位机臂和第二高位机臂位于同一对角线上，第一低位机臂和第二低位机臂位于同一对角线上，且第一高位机臂和第一低位机臂之间存在高度差，对角线上的两个机臂位于同一高度；

所述第一高位机臂、第二高位机臂、第一低位机臂和第二低位机臂通过不同的舵机与机身连接，并在舵机的驱动下实现水平方向的旋转运动；

所述机载电脑根据各个机臂的旋转角度和若干传感器上传的数据，通过线性扩张状态观测器估计补偿各个机臂的旋转运动所带来的扰动，控制各个电机的转速。

进一步地，所述传感器包括加速度计、磁力计、陀螺仪、气压计、GPS和摄像头；

所述传感器数据包括三轴角速度、姿态、高度、定位信息和环境信息。

进一步地，所述机载电脑通过舵机驱动板与各个舵机连接；

所述舵机驱动板接收机载电脑所发送的旋转角度，输出脉冲宽度调制信号至舵机，并将电源电压调整至舵机工作时的额定电压。

进一步地，所述机载电脑通过飞行控制器和电子调速器连接各个电机；

所述飞行控制器接受机载电脑的控制量，并转化为所述电子调速器的脉冲宽度调制信号。

进一步地，所述飞行控制器和机载电脑固定在机身的上层机架上；

所述电子调速器固定在机身的中层机架上。

进一步地，所述上层机架通过铝柱和螺丝与中层机架相固定。

进一步地，所述电子调速器接收飞行控制器的脉冲宽度调制信号，将电源电压转化为三相绕组电压，从而驱动电机产生相应的转速。

进一步地，所述电源通过尼龙绑带和机身的底层机架上的绑带槽，固定在底层机架上。

进一步地，所述第一高位机臂、第二高位机臂、第一低位机臂和第二低位机臂的下方均设有起落支架。

本发明第二方面提供了一种变结构四旋翼系统控制方法，应用于本发明第一方面所述的变结构四旋翼系统，包括如下步骤：

根据若干种传感器上传的传感器数据和各个机臂的旋转角度，通过线性扩张状态观测器估计补偿各个机臂的旋转运动所带来的扰动，控制各个电机的转速。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

1、本发明所述的一种变结构四旋翼系统，其基于变形机械结构、变形驱动硬件电路和变形态飞行控制策略等，在保证四旋翼稳定飞行的同时，显著提高四旋翼的狭小空间通过能力，从而极大地提高了四旋翼的适应性，具有广阔的应用前景。

2、本发明所述的一种变结构四旋翼系统，其通过所设计的线性扩张状态观测器估计补偿飞行过程中变形所带来的扰动，保证飞行的稳定性。

附图说明

构成本发明的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

图1(a)为本发明实施例1提供的变结构四旋翼系统的整体结构图；

图1(b)为本发明实施例1提供的变结构四旋翼系统的部分结构的第一视角图；

图1(c)为本发明实施例1提供的变结构四旋翼系统的部分结构的第二视角图；

图2为本发明实施例1提供的变结构四旋翼系统的变形示意图；

图3为本发明实施例1提供的软件结构示意图；

图4为本发明实施例1提供的变形硬件电路连接及通信示意图；

图5为本发明实施例2提供的变结构四旋翼系统的控制框图；

图6为本发明实施例2提供的第一变形功能示意图；

图7为本发明实施例2提供的第二变形功能示意图。

具体实施方式

下面结合附图与实施例对本发明作进一步说明。

应该指出，以下详细说明都是示例性的，旨在对本发明提供进一步的说明。除非另有指明，本文使用的所有技术和科学术语具有与本发明所属技术领域的普通技术人员通常理解的相同含义。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本发明的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

实施例1

如图1(a)、图1(b)和图1(c)所示，本发明实施例1提供了一种变结构四旋翼系统，包括机身、变形硬件电路和舵机驱动的可变形机臂。

舵机驱动的可变形机臂由第一高位机臂1、第二高位机臂2、第一低位机臂3、第二低位机臂4、转轴8、隔套9、十字臂10、舵机11等组成；机身由底层机架5、中层机架6和上层机架7组合而成。

底层机架5开有绑带槽16，电源通过尼龙绑带固定在底层机架5上。在有效保证电源供给的同时，显著降低四旋翼的质心，从而提高飞行的稳定性。

中层机架6通过铝柱和螺丝与底层机架5相固定，电调17与电源管理板放置于中层机架6上。电调用于接收飞行控制器所输出的脉冲宽度调制信号，并控制电机的转速。电源管理板与飞行控制器配套使用，其中设置了稳压和保护电路，为飞行控制器提供电源，并提供了飞行控制器与各模块硬件线路连接的端口，方便线路连接和布置。

上层机架7通过铝柱和螺丝与中层机架6相固定，飞行控制器与机载电脑通过铝柱和螺丝与上层机架7相固定。飞行控制器能够输出脉冲宽度调制信号给电子调速器，并能接受机载电脑的控制信号将其转换为电机的转速，另外其中集成了气压计、陀螺仪、磁力计、加速度计，并可外接GPS模块，能够读取并处理传感器的数据。机载电脑运算所提的控制方法，接收飞行控制器所传输的传感器数据，并分别向飞行控制器和舵机驱动板发送控制信号和舵机变角度指令，另外，其与摄像头连接，能够读取摄像头的图像数据。

第一高位机臂1、第二高位机臂2与第一低位机臂3、第二低位机臂4存在高度差，第一高位机臂1、第二高位机臂2、第一低位机臂3和第二低位机臂4分别安装于机身的四个角上，第一高位机臂1和第二高位机臂2位于同一对角线上，第一低位机臂3和第二低位机臂4位于同一对角线上，对角线上的两个机臂属于同一类型，且位于同一高度，防止因变形造成各机臂间的螺旋桨18相互干扰。

底层机架5的四角上均开设有舵机槽19，舵机11放置于底层机架5的舵机槽19内部；第一高位机臂1、第二高位机臂2、第一低位机臂3和第二低位机臂4均在一端设置电机座20，另一端设置有上安装座和下安装座，舵机槽19设置于上安装座和下安装座之间。十字臂10放置于第一高位机臂1、第二高位机臂2、第一低位机臂3、第二低位机臂4的上安装座的十字臂槽内，通过螺丝将各机臂与十字臂10、舵机11相连接；转轴8与隔套9位于各机臂的下方，下安装座上开设有孔洞，隔套9套于转轴8上，转轴8通过各机臂下方的孔洞插入底层机架5的舵机槽19的内部，通过螺丝螺母将转轴8、隔套9、第一高位机臂1、第二高位机臂2、第一低位机臂3、第二低位机臂4与底层机架5相连接。具体的，舵机槽下方设有孔洞，隔套9套于转轴8上；转轴8作为第一高位机臂1、第二高位机臂2、第一低位机臂3、第二低位机臂4下端的转轴，其上、下方均有螺丝；转轴8上方插入底层机架5的舵机槽19的内部通过螺母固定，当与第一高位机臂1、第二高位机臂2、第一低位机臂3、第二低位机臂4连接后，下方通过螺母固定。

可变形机臂在舵机的驱动下可实现水平方向的旋转运动，四个可变形机臂同时在舵机的驱动下进行运动，从而实现四旋翼的变形功能。

螺旋桨18通过螺母固定于第一电机12、第二电机13、第三电机14、第四电机15旋转轴上，第一电机12通过螺丝固定于第一高位机臂1的电机座20上，第二电机13通过螺丝固定于第二高位机臂2的电机座20上，第三电机14通过螺丝固定于第一低位机臂3的电机座20上，第四电机15通过螺丝固定于第二低位机臂4的电机座20上。

第一高位机臂1、第二高位机臂2、第一低位机臂3和第二低位机臂4的下方均设有起落支架21，起落支脚21用于保证四旋翼飞行器起落的稳定。

当控制电路给舵机11发送控制信号后，舵机即可发生转动从而驱动机臂在水平方向上旋转，实现四旋翼飞行器的结构变化。

如图2所示，各机臂的角度变化范围在-45°～45°之间，变结构四旋翼飞行器各机臂的初始位置位于0°，可看作X形态。四旋翼处于X形态时，轴距为280mm，即第一电机12中心至第二电机13中心距离为280mm，第三电机14中心至第四电机15中心距离为280mm，从起落支脚21到机体顶部的高度为180mm，整个四旋翼飞行器成中心对称结构。变结构四旋翼飞行器处于图2所示形态时，第一高位机臂1变化角度为45°、第二高位机臂2变化角度为45°、第一低位机臂3变化角度为45°、第二低位机臂4变化角度为45°。

如图3所示，本发明的变形硬件电路由电源、动力系统和控制系统组成。

电源是一块锂聚合物电池(航模锂电池)，安装在下层机架，为飞行器飞行提供所消耗的能量。

如图4所示，本发明的动力系统由舵机、舵机驱动板、电源管理板、四个电子调速器(电调17)、四个螺旋桨和四个无刷直流电机组成。舵机和舵机驱动板安装于底层机架，电源管理板和电子调速器安装于中层机架，螺旋桨安装在无刷直流电机上。其中，舵机驱动板接收机载电脑所发送的旋转角度指令，输出脉冲宽度调制信号至舵机，并将电源电压调整至舵机工作时的额定电压；舵机接收信号后带动机臂旋转至指定的角度；电源管理板是飞行器线路连接的枢纽，提供了飞行控制器的连接接口，并将这些接口连接到相应的模块，同时能够调整电源电压至飞行控制器的工作电压，从而为飞行控制器供电；电子调速器能够接收飞行控制器的脉冲宽度调制信号，将电池的直流电压转化为三相绕组电压，从而驱动无刷直流电机旋转；无刷直流电机转子旋转后，会带动螺旋桨同步旋转，螺旋桨推动空气从而产生升力。

本发明的控制系统由飞行控制器和机载电脑组成，飞行控制器和机载电脑安装在上层机架上方。其中，飞行控制器集成了主处理器和IO处理器，用于输入/输出数据以及底层控制系统的运行，当接收机载电脑的控制量时，将其转换为电子调速器的脉冲宽度调制信号。

另外，安装有加速度计、磁力计、陀螺仪、气压计、GPS。加速度计、磁力计和陀螺仪通过数据融合测量飞行器的三轴角速度和姿态；气压计能够测定飞行器飞行的高度信息；GPS能够实现飞行器的定位；飞行控制器通过USB连接机载电脑，机载电脑能够读取飞行器的传感器数据(包括三轴角速度、姿态、高度和定位信息)，运行本发明专利所提出的控制方法，输出控制量至飞行控制器，并实时调整控制分配策略，使变结构四旋翼能够稳定飞行。

飞行器可携带深度摄像头等传感器，并与机载电脑连接，由深度摄像头等传感器获取实时环境信息，传输至机载电脑，可通过智能图像算法进行空间体积、障碍物尺寸和距离实时检测，并利用所设计的控制算法进行飞行控制，亦可通过人工远程遥控，进行变形并穿越障碍。变结构四旋翼可在空间最小长度大于300mm、空间最小宽度大于300mm、空间最小高度大于1000mm的密闭空间或开阔环境执行任务。

在正常飞行时，四旋翼保持其原有传统X型结构不变，其电机带动螺旋桨旋转产生升力实现飞行运动，当遇到小于其自身尺寸的空间及障碍物时，可通过舵机驱动机臂水平旋转减小自身尺寸，并保持稳定飞行，穿越狭小空间及障碍。

本实施例提供的一种变结构四旋翼系统，基于变形机械结构、变形驱动硬件电路和变形态飞行控制策略等，在保证四旋翼稳定飞行的同时，显著提高四旋翼的狭小空间通过能力，从而极大地提高了四旋翼的适应性，具有广阔的应用前景。

实施例2

本发明实施例2提供了一种变结构四旋翼系统控制方法，应用于如实施例1所述的变结构四旋翼系统，通过所设计的线性扩张状态观测器(Linear Extended StateObserver，LESO)估计补偿飞行过程中变形所带来的扰动，能够对变形过程中各姿态通道的转动惯量等物理参数的变化(可将其视作系统的内部扰动)进行估计与补偿，从而保证变结构四旋翼在飞行及结构变化过程中的稳定性。

如图5所示，包括如下步骤：获取各个传感器上传的数据，计算飞行器的状态变量与参考输入之间的误差，并将控制量和系统状态输入至扩张状态观测器；将误差输入至PID控制器，并与扩张状态观测器的输出结合，得到控制器输出；根据各个机臂的旋转角度，将控制器输出通过控制分配矩阵，计算得到各个电机的转速。

四旋翼飞行过程中位置和姿态通道的动力学模型如下：

其中，x表示系统的状态，

表示系统状态的导数，w表示系统未建模动态与内部扰动，d表示外界扰动，f表示内部与外部的集总扰动，b为控制输入的参数，u为输入量。

根据上述的动力学模型，对其进行改写，加入扩张状态项，其具体表达形式如下：

其中，x₁代表系统状态，x₂代表系统状态一阶导数，x₃代表集总扰动，其中包含了四旋翼本体的结构变化产生的影响，

表示集总扰动的导数。

将公式改写为状态空间表达式，其具体表达形式如下：

其中，

C＝[1 0 0]。

根据龙伯格观测器的构造过程对加入扩张状态项的系统构造观测器，其具体表达形式如下：

其中，z为系统的状态x的估计，

将其展开，则对变结构四旋翼设计的线性扩张状态观测器(LESO)具体表达形式如下：

其中，z₁表示系统的状态估计，z₂表示系统状态一阶导数的估计值，z₃表示对系统受到的集总扰动的估计值，β₁，β₂，β₃为线性扩张状态观测器(LESO)的参数。

根据所建立的线性状态观测器(LESO)及其估计的集总扰动z₃，设计PID控制器的具体形式如下：

其中，e(t)代表当前状态与参考输入r之间的误差，

是误差的导数，

是误差的积分，k_p，k_i，k_d是控制器的参数。其中，状态分别为飞行器的姿态、位置、高度、角速度和速度，姿态和角速度由陀螺仪、磁力计、加速度计三者测量，通过信息融合算法将三者的测量值融合获取，高度通过气压计测量，位置通过GPS测量，速度通过GPS与加速度计结合测量。前文所提及的空间体积、障碍物尺寸和距离由摄像头和机载电脑识别获取，基于此可以在未来实现视觉定位和运动规划提升飞行器的自主运动能力。

如图5所示，得到控制量u＝[fτ_xτ_yτ_z]之后，其中，f是总升力，τ_x、τ_y、τ_z分别是四旋翼x轴、y轴、z轴所需的力矩，需要将得到的力与力矩层面的控制量u通过控制分配转变为实际的执行器转速，具体转换形式如下：

其中，上式中的4*4矩阵为控制分配矩阵，c_t、c_m是升力系数与扭矩系数，ω₁、ω₂、ω₃、ω₄分别是第一电机的转速、第二电机的转速、第三电机的转速、第四电机的转速。如图2所示，L_1x、L_1y是第一电机相对于机体坐标系x轴、y轴的力臂长度；L_2x、L_2y是第二电机相对于机体坐标系x轴、y轴的力臂长度；L_3x、L_3y是第三电机相对于机体坐标系x轴、y轴的力臂长度；L_4x、L_4y是第四电机相对于机体坐标系x轴、y轴的力臂长度，由于机臂旋转的原因，各电机到x轴、y轴的力臂长度是变化的，其可根据机臂旋转的角度及重心进行测算。舵机的控制量由机载电脑发送指令得到，其值取决于飞行器的操作人员或者自主的规划算法根据环境和障碍物在一定范围内灵活设置。

如图4所示，在计算出机臂旋转后各电机到x轴、y轴的力臂长度后，利用飞控自身的uORB通信机制将计算后的数值传输到飞行控制器中的控制分配中。在得到控制量u之后，将其输入控制分配，使得飞行控制器产生正确的脉冲宽度调制信号，通过电源管理板发送给电子调速器，电子调速器接收飞行控制器的脉冲宽度调制信号，驱动无刷直流电机产生正确的转速，保证变结构四旋翼飞行器变形过程的稳定。

例如，在悬停过程中，处于X形态的四旋翼需要保证四个电机的转速相同，即四个电机产生的力相同且与四旋翼所受其他外力和大小相等、方向相反时，才能保证稳定悬停。

如图6所示，当变结构四旋翼飞行器处于图6所示形态时，即第一高位机臂1变化角度为45°、第二高位机臂2变化角度为45°、第一低位机臂3变化角度为-45°、第二低位机臂4变化角度为-45°。由于机体依旧处于中心对称状态，根据所述控制过程及方法，四个电机的转速不需要发生变化，即四个电机产生的力相同且与四旋翼所受其他外力和大小相等、方向相反时，才能保证稳定悬停。这时变结构四旋翼飞行器可有效减少自身尺寸，从而深入狭小空间内部或穿越障碍物，完成信息获取工作。

如图7所示，当变结构四旋翼飞行器处于图7所示形态时，即第一高位机臂1变化角度为0°、第二高位机臂2变化角度为-45°、第一低位机臂3变化角度为0°、第二低位机臂4变化角度为45°。根据所述控制过程及方法，使第二电机、第三电机转速增大且转速相等，第一电机、第四电机转速减小且转速相等，且四个电机产生的力与四旋翼所受其他外力和大小相等、方向相反时，才能保证稳定悬停。这时，变结构四旋翼飞行器可有效减少机臂与待观测物体之间的距离，可携带摄像头等传感器，从而贴近墙壁、管道等完成更细致的检查工作。

对于变换到其他形态的变形过程，其控制思路与上述控制方法同理。

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 (10)

1.一种变结构四旋翼系统，其特征在于：包括：机身，设置于机身上的舵机、机载电脑和若干种传感器，分别设置于机身四个角上的第一高位机臂、第二高位机臂、第一低位机臂和第二低位机臂，设置于每个机臂端部的电机，以及与电机连接的螺旋桨；

所述第一高位机臂和第二高位机臂位于同一对角线上，第一低位机臂和第二低位机臂位于同一对角线上，且第一高位机臂和第一低位机臂之间存在高度差，对角线上的两个机臂位于同一高度；

所述第一高位机臂、第二高位机臂、第一低位机臂和第二低位机臂通过不同的舵机与机身连接，并在舵机的驱动下实现水平方向的旋转运动；

所述机载电脑根据若干种传感器上传的传感器数据和各个机臂的旋转角度，通过线性扩张状态观测器估计补偿各个机臂的旋转运动所带来的扰动，控制各个电机的转速。

2.如权利要求1所述的变结构四旋翼系统，其特征在于：所述传感器包括加速度计、磁力计、陀螺仪、气压计、GPS和摄像头；

所述传感器数据包括三轴角速度、姿态、高度、定位信息和环境信息。

3.如权利要求1所述的变结构四旋翼系统，其特征在于：所述机载电脑通过舵机驱动板与各个舵机连接；

所述舵机驱动板接收机载电脑所发送的旋转角度，输出脉冲宽度调制信号至舵机，并将电源电压调整至舵机工作时的额定电压。

4.如权利要求1所述的变结构四旋翼系统，其特征在于：所述机载电脑通过飞行控制器和电子调速器连接各个电机；

所述飞行控制器接受机载电脑的控制量，并转化为所述电子调速器的脉冲宽度调制信号。

5.如权利要求4所述的变结构四旋翼系统，其特征在于：所述飞行控制器和机载电脑固定在机身的上层机架上；

所述电子调速器固定在机身的中层机架上。

6.如权利要求5所述的变结构四旋翼系统，其特征在于：所述上层机架通过铝柱和螺丝与中层机架相固定。

7.如权利要求4所述的变结构四旋翼系统，其特征在于：所述电子调速器接收飞行控制器的脉冲宽度调制信号，将电源电压转化为三相绕组电压，从而驱动电机产生正确的转速。

8.如权利要求7所述的变结构四旋翼系统，其特征在于：所述电源通过尼龙绑带和机身的底层机架上的绑带槽，固定在底层机架上。

9.如权利要求1所述的变结构四旋翼系统，其特征在于：所述第一高位机臂、第二高位机臂、第一低位机臂和第二低位机臂的下方均设有起落支架。

10.一种变结构四旋翼系统控制方法，其特征在于：应用于如权利要求1-9任一项所述的变结构四旋翼系统，包括如下步骤：

根据若干种传感器上传的传感器数据和各个机臂的旋转角度，通过线性扩张状态观测器估计补偿各个机臂的旋转运动所带来的扰动，控制各个电机的转速。

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