CN116301009B - 一种变构型无人机的抗干扰安全控制方法 - Google Patents

一种变构型无人机的抗干扰安全控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种变构型无人机的抗干扰安全控制方法，涉及无人机控制领域，以解决变构型无人机大倾角飞行时，气动中心与质心的偏差诱导产生的力矩干扰的影响，以及发生碰撞时的柔顺控制问题。本发明能够实现位置与姿态运动的解耦飞行，包括根据无人机动力分布结构设计动态控制分配策略，并将舵机伺服作为控制分配的一部分，减少求解控制分配矩阵的难度；根据时域干扰观测器理论，设计力矩干扰观测器，将干扰估计补偿到控制器中提高控制精度；将导纳控制器的输出补偿到姿态指令中，引导无人机在碰撞时自适应地调整姿态。本发明实时性好，控制效率高，能够减小姿态跟踪误差，缓解飞行中的持续碰撞，适用于灾后狭小建筑物内搜救等任务。

Description

一种变构型无人机的抗干扰安全控制方法
技术领域
本发明属于飞行器控制领域，具体涉及一种变构型无人机的抗干扰安全控制方法，适用于变构型无人机安全控制系统。
背景技术
近年来，以四旋翼为飞行平台的小型无人机在灾后搜救、地质勘察、应急救、航拍等领域得到了广泛应用。然而传统四旋翼无人机是典型的欠驱动系统，位置和姿态运动存在耦合，使无人机在悬停时必须保持水平，飞行时必须保持倾斜，无法给定飞行姿态。为了增加多旋翼无人机的自由度，拓展四旋翼无人机的应用范围，近年来逐渐出现了变构型无人机的设计方案，随之而来的是更多的执行机构、更高的非线性特性以及更多的内部干扰。如何设计一种抗干扰安全控制方法，在保证变构型无人机稳定跟踪姿态、位置指令的同时，能够抑制干扰，缓解碰撞影响，实现更安全的飞行是一个很有挑战性的问题。
中国专利申请CN202210605548.3提出了一种基于控制理论的容错控制方法，考虑系统参数的不确定性、外部扰动以及执行器故障的影响，但存在两个问题：（1）未考虑到当变构型无人机在大倾角飞行时，由于气动中心和质心不重合而被放大的力矩干扰；（2）所提设计和构型和控制分配策略存在螺旋桨升力相互抵消的情况，降低了能量效率；中国专利申请CN02210605426.4提出了一种基于零空间的变构型控制分配方法，利用矩阵伪逆与零空间的性质得到虚拟推力向量的显式表达，采用非线性重分配方法得到执行器控制指令。但是约束下的二次规划问题时需要更多的计算资源，该方案无法在飞控芯片上完成；中国专利申请CN202210739442.2提出了一种对偶四元数的无人机一体化跟踪方法，但是所采用的模型过于理想和简化，没有考虑变构型无人机的自身干扰造成的影响。
因此，上述的方法都没有充分考虑变构型无人机大姿态飞行时，自身气动中心与质心偏差诱导产生的力矩干扰对姿态跟踪的影响；上述控制分配方法也存在升力效率降低的情况，不利于变构型无人机的续航，而当变构型无人机发生碰撞时，上述方法也缺乏柔顺安全的处理策略。
发明内容
为解决变构型无人机大倾角飞行时，气动中心与质心的偏差诱导产生的力矩干扰的影响，以及变构型无人机发生碰撞时的柔顺控制问题，本发明提供一种变构型无人机的抗干扰安全控制方法，采用舵机平行分布的结构，能够避免螺旋桨拉力相互抵消造成效率损失，根据无人机动力分布结构设计动态控制分配策略，将控制器的输出映射到输入，并将舵机伺服作为控制分配的一部分，减少求解控制分配矩阵的难度；根据时域干扰观测器理论，在姿态环内设计力矩干扰观测器，观测和估计无人机受到的内外部干扰，将干扰估计值补偿到控制器中实现控制精度的提高；同时利用导纳控制的柔顺特性，将外界碰撞带来的干扰的估计值作为导纳控制器的输入，将导纳控制器的输入补偿到姿态指令中，引导无人机在发生碰撞时自适应地调整到安全姿态，能够有效减少后续碰撞。本发明能够实现位置与姿态运动的解耦飞行，保证变构型无人机在狭小空间内的安全飞行和作业。
为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种变构型无人机的抗干扰安全控制方法，包括以下步骤：
第一步，建立变构型无人机的动力学与运动学模型；
第二步，分析无人机在倾转飞行过程中受到的内部力矩干扰和外部碰撞带来的干扰；
第三步，根据变构型的电机和舵机布局，设计动态控制分配策略；
第四步，设计干扰观测器和导纳控制器模型对干扰进行估计。
进一步地，所述第一步包括：
根据变构型无人机的结构，采用牛顿-欧拉方程建立变构型无人机的动力学模型为：
，
其中， 分别带表无人机的质量以及转动惯量矩阵，其中 为无人机三轴方向的转动惯量，/>使用对应变量作为对角矩阵的对角线元素；向量 />表示变构型无人机在惯性坐标系下的质心速度和机体坐标系下的机体角速度； />为惯性坐标系下变构型无人机受到的电机拉力和重力， />为无人机机体受到的干扰力矩和受到的控制力矩， />包括内部力矩干扰和为外部碰撞带来的干扰/> ； />分别为3×3的零矩阵和单位矩阵；
采用欧拉角描述机体姿态，无人机的运动学模型表示为：
，
其中， 为变构型无人机质心的位置向量， />为对应导数， />为欧拉角， />分别代表无人机的滚转角、俯仰角、偏航角， />为欧拉角对时间的导数； />矩阵为从机体角速度到欧拉角速度的映射矩阵：
。
进一步地，所述第二步包括：
所述内部力矩干扰为大倾角下气动中心与质心的偏差诱导产生，建模为：
，
其中， 为变构型无人机气动中心与质心的垂直距离， />为内部力矩干扰，为单位向量；
无人机在碰撞到障碍物后，外部碰撞带来的干扰建模为：
， />为外部碰撞带来的干扰， />表示干扰所持续的时间。
进一步地，所述第三步包括：
第一步中的惯性坐标系下变构型无人机受到的电机拉力表示为：
，
其中， 为机体坐标系下无人机受到的控制力；
其中旋转矩阵 由欧拉角表示：
，
其中， 分别为三角函数 />的简写；/>，分别为螺旋桨的拉力的大小和倾转的角度；
无人机受到的力矩用电机拉力和舵机角度来表示：
，
其中， 为螺旋桨拉力力臂的长度， />为螺旋桨升力系数与扭矩系数之比，为无人机受到的控制力矩； M为生成无人机控制力矩的分配矩阵；
对上式求解逆矩阵，得到相应的动态分配矩阵为：
。
进一步地，所述第四步包括：根据时域干扰观测器理论，干扰观测器设计为：
，
其中， 为辅助变量， />为观测器增益，/>分别为无人机的角速度和角加速度； />为无人机机体受到的干扰力矩的估计值； />为转动惯量矩阵；
导纳控制器设计为： ，
其中， 分别为惯性特性、阻尼特性、刚度特性的系数，对于利用外力引导无人机的场景，刚度系数 />取值为零，将干扰的估计值 />和初始期望姿态 />作为导纳控制器的输入，输出 />为自适应调整后的参考姿态，取 />；其中/> 分别表示导纳控制器输入和输出的二阶导数和一阶导数。
本发明与现有技术相比的有益效果在于：
本发明要面向平行轴的变构型无人机，相比于传统的四旋翼无人机，变构型务农热机能够实现位姿分离运动；相比于现有的变构型无人机，本发明的结构更加简洁，冗余的结构重量更小；在控制分配的策略上，本发明不存在升力相互抵消的现象，有效减少了能量的损失；在安全控制上，本发明考虑了变构型无人机大倾角飞行时自身产生的力矩干扰，同时，考虑到无人机发生碰撞的情况，本发明中的导纳控制回路能够实现“柔顺”控制，有效缓解持续碰撞带来的影响。
附图说明
图1为本发明的一种变构型无人机的抗干扰安全控制方法的流程框图；
图2为本发明的变构型无人机结构图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
以一类通用的变构型无人机系统为例来说明本发明的具体实现，对无人机的安全和姿态同时发送控制指令，并且要求无人机有较高的姿态控制精度，能够在发生碰撞时进行柔顺控制，保证穿越狭小空间时的安全。
如图1所示，本发明的一种变构型无人机的抗干扰安全控制方法包括如下步骤：
第一步，建立变构型无人机的动力学与运动学模型。
根据变构型无人机的结构，采用牛顿-欧拉方程建立变构型无人机的动力学模型为：
，
其中， 分别带表无人机的质量以及转动惯量矩阵，其中 为无人机三轴方向的转动惯量，/>使用对应变量作为对角矩阵的对角线元素。变构型无人机在惯性坐标系下的质心速度和机体坐标系下的机体角速度分别用向量 />来表示； />为变构型无人机受到的电机拉力和重力，为无人机机体受到的干扰力矩和受到控制力矩； />分别为3×3的零矩阵和单位矩阵。 />包括内部力矩干扰/> 和为外部碰撞带来的干扰 />。
采用欧拉角描述机体姿态，无人机的运动学模型表示为：
，
其中， 为变构型无人机质心的位置向量， />为对应导数， />为欧拉角， />分别代表无人机的滚转角、俯仰角、偏航角， />为欧拉角对时间的导数；/>矩阵为从机体角速度到欧拉角速度的映射矩阵：
。
第二步，分析无人机在倾转飞行过程中受到的内部力矩干扰和外部碰撞带来的干扰述，包括：
所述内部力矩干扰为大倾角下气动中心与质心的偏差诱导产生，建模为：
，
其中， 为变构型无人机气动中心与质心的垂直距离， />为内部力矩干扰，为单位向量；
无人机在碰撞到障碍物后，受到的反作用力矩持续时间较短，建模为：
， />为外部碰撞带来的干扰， />表示干扰所持续的时间。
第三步，根据倾转四旋翼的电机和舵机布局，设计动态控制分配策略，包括：
第一步中的惯性坐标系下无人机受到的拉力表示为：
，
其中， 为机体坐标系下无人机受到的控制力。
其中旋转矩阵 由欧拉角表示：
，
其中， 分别为三角函数 />的简写； />， 分别为螺旋桨的拉力的大小和倾转角度；
无人机受到的力矩用电机拉力和舵机角度来表示：
，
其中， 为螺旋桨拉力力臂的长度， />为螺旋桨升力系数与扭矩系数之比，为无人机受到的力矩；M为生成无人机控制力矩的分配矩阵；
对上式求解逆矩阵，可以得到相应的动态分配矩阵为：
。
第四步，设计干扰观测器和导纳控制器模型对干扰进行估计，包括：根据时域干扰观测器理论，姿态回路的力矩干扰观测器设计为：
，
其中， 为辅助变量，/> 为观测器增益， />分别为无人机的角速度和角加速度； />为内部干扰或外部干扰的估计值； />为转动惯量矩阵。
导纳控制器设计为：
，
其中， 分别为惯性特性、阻尼特性、刚度特性的系数。对于利用外力引导无人机的场景，一般刚度系数 />取值为零。将干扰的估计值 />和初始期望姿态 />作为导纳控制器的输入，输出 />为自适应调整后的参考姿态，取/> ；其中 分别表示导纳控制器输入和输出的二阶导数和一阶导数。图2为本发明设计的变构型无人机结构图，其中四个电机被安装在舵机上，能够绕着无人机倾转变构型。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (2)

1.一种变构型无人机的抗干扰安全控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
第一步，建立变构型无人机的动力学与运动学模型，包括：
根据变构型无人机的结构，采用牛顿-欧拉方程建立变构型无人机的动力学模型为：
,
其中，分别带表无人机的质量以及转动惯量矩阵，其中/> 为无人机三轴方向的转动惯量，/>使用对应变量作为对角矩阵的对角线元素；向量/>表示变构型无人机在惯性坐标系下的质心速度和机体坐标系下的机体角速度；/>为惯性坐标系下变构型无人机受到的电机拉力和重力，/>为无人机机体受到的干扰力矩和受到的控制力矩， />包括内部力矩干扰/>和为外部碰撞带来的干扰/>；/>分别为3×3的零矩阵和单位矩阵；
采用欧拉角描述机体姿态，无人机的运动学模型表示为：
,
其中，为变构型无人机质心的位置向量，/>为对应导数，/>为欧拉角，分别代表无人机的滚转角、俯仰角、偏航角， />为欧拉角对时间的导数；/>矩阵为从机体角速度到欧拉角速度的映射矩阵：
；
第二步，分析无人机在倾转飞行过程中受到的内部力矩干扰和外部碰撞带来的干扰，包括：
所述内部力矩干扰为大倾角下气动中心与质心的偏差诱导产生，建模为：,
其中为变构型无人机气动中心与质心的垂直距离，/>为内部力矩干扰，/>为单位向量；
无人机在碰撞到障碍物后，外部碰撞带来的干扰建模为：
，/>为外部碰撞带来的干扰，/>表示干扰所持续的时间；
第三步，根据变构型的电机和舵机布局，设计动态控制分配策略，包括：
第一步中的惯性坐标系下变构型无人机受到的电机拉力表示为：
,
其中，为机体坐标系下无人机受到的控制力；
其中旋转矩阵由欧拉角表示：
,
其中， 分别为三角函数/>的简写；/> ， 分别为螺旋桨的拉力的大小和倾转的角度；
无人机受到的力矩用电机拉力和舵机角度来表示：
,
其中，为螺旋桨拉力力臂的长度，/>为螺旋桨升力系数与扭矩系数之比，/>为无人机受到的控制力矩； M为生成无人机控制力矩的分配矩阵；
对上式求解逆矩阵，得到相应的动态分配矩阵为：
；
第四步，设计干扰观测器和导纳控制器模型对干扰进行估计。
2.根据权利要求1所述的一种变构型无人机的抗干扰安全控制方法，其特征在于，所述第四步包括：根据时域干扰观测器理论，干扰观测器设计为：
,
其中，为辅助变量，/>为观测器增益，/>分别为无人机的角速度和角加速度；为无人机机体受到的干扰力矩的估计值；/>为转动惯量矩阵；
导纳控制器设计为：
,
其中，分别为惯性特性、阻尼特性、刚度特性的系数，对于利用外力引导无人机的场景，刚度系数/>取值为零，将干扰的估计值/>和初始期望姿态/>作为导纳控制器的输入，输出/>为自适应调整后的参考姿态，取/>；其中/>分别表示导纳控制器输入和输出的二阶导数和一阶导数。
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