本發(fā)明涉及飛行器控制方法
技術領域：
，特別是涉及一種抗飽和多旋翼飛行器控制方法。
背景技術：
：多旋翼飛行器以及具有多旋翼組件的復合翼飛行器是具有多變量、非線性、中立穩(wěn)定等特點的動力學系統(tǒng)，對控制系統(tǒng)要求較高。而這類飛行器通過改變多個定槳距螺旋槳的轉速協(xié)調(diào)控制滾轉、俯仰和偏航控制力矩以及豎直方向力，控制執(zhí)行系統(tǒng)強耦合，在這個系統(tǒng)中，滾轉和俯仰力矩由多個螺旋槳拉力偏差與相應力臂的乘積提供，而偏航方向的控制力矩通過螺旋槳轉動阻力矩，這種空氣動力學特性導致飛行器本體的偏航控制能力遠遠低于滾轉和俯仰控制能力，通?？蛇_偏航方向的5至10倍。因此，一旦上述四個方向的廣義力飽和，會對控制輸出分配產(chǎn)生影響，讓另外三個方向的控制能力下降直至飛行器失穩(wěn)。目前常用的一種抑制控制輸出飽和的方法是偽控制對沖(pseudo-controlhedging)，該方法是在模型參考自適應控制框架中添加作動器動力學模型，讓實測或估計的作動器動力學特性進入?yún)⒖寄Ｐ偷膹V義加速度計算過程中，提高參考模型與理想動力學模型的契合度，避免控制功率(幅度與頻率)超過飛行器作動器可用功率導致的控制輸出飽和問題。該方法用于多旋翼飛行器時能夠減緩作動力系統(tǒng)飽和導致的飛行器失穩(wěn)問題，但由于該方法本質上是一種基于線性模型的抗飽和機制，一旦外擾動或傳感器偏差超過設計的閉環(huán)控制系統(tǒng)裕度，依然會導致系統(tǒng)失穩(wěn)。技術實現(xiàn)要素：針對上述提出的現(xiàn)有技術在嚴苛條件下無法避免多旋翼飛行器動力系統(tǒng)輸出飽和導致系統(tǒng)失穩(wěn)的問題，本發(fā)明提供了一種抗飽和多旋翼飛行器控制方法，該方法為一種可避免外擾動和傳感器故障導致控制輸出飽和而危及飛行安全的抗飽和多旋翼飛行器控制方法。本發(fā)明提供的一種抗飽和多旋翼飛行器控制方法通過以下技術要點來解決問題：一種抗飽和多旋翼飛行器控制方法，包括順序進行的以下步驟：s1、獲取多旋翼飛行器動力系統(tǒng)的最大控制力矩、獲取當前時刻多旋翼飛行器動力系統(tǒng)的實時控制力矩；以上最大控制力矩包括以下類型：最大滾轉控制力矩、最大俯仰控制力矩及最大偏航控制力矩；以上實時控制力矩包括以下類型：實時滾轉控制力矩、實時俯仰控制力矩及實時偏航控制力矩；s2、判定最大控制力矩與實時控制力矩之間的關系；判定方法為：最大滾轉控制力矩與實時滾轉控制力矩對比、最大俯仰控制力矩與實時俯仰控制力矩對比、最大偏航控制力矩與實時偏航控制力矩對比；若實時控制力矩中的各類型均小于最大控制力矩中的對應類型，則飛行器采用的偏航歐拉角指令值為飛行器控制器計算的結果；若實時控制力矩中有任意一個類型大于或等于最大控制力矩中的對應類型，則飛行器采用的偏航歐拉角指令值為實時偏航歐拉角測量值。更進一步的技術方案為：所述步驟s2中，所采用的用于對比的最大控制力矩的各類型值分別為多旋翼飛行器動力系統(tǒng)的滾轉、俯仰、偏航最大控制力矩乘以80％至95％的安全系數(shù)后的所得值?，F(xiàn)有技術中，大部分多旋翼飛行器需要使用動力系統(tǒng)75％左右的控制力矩才能完成航線飛行，以上觸發(fā)控制力矩飽和的下限設置為80％保證正常飛行不受影響，控制精度達到控制器預設范圍；而最大控制力矩的上限為95％是為了在觸發(fā)控制力矩飽和模式的情況下仍然具有至少5％的控制力矩余量，以便在瞬時極端外擾動力矩或傳感器瞬時失效的情況下具有一定的恢復正常狀態(tài)的可能性。步驟s1中，獲取當前時刻多旋翼飛行器動力系統(tǒng)的實時控制力矩通過以下方式實現(xiàn)：由飛行器控制器控制分配得出的每個電子調(diào)速器控制信號結合動力系統(tǒng)模型獲得。獲取當前時刻多旋翼飛行器動力系統(tǒng)的實時控制力矩通過順序進行的以下步驟實現(xiàn)：e1、獲取多旋翼飛行器布局形式信息和動力系統(tǒng)信息，布局形式信息包括動力系統(tǒng)的數(shù)量、動力系統(tǒng)相對飛行器重心的位置和距離、螺旋槳轉動方向，動力系統(tǒng)信息包括pwm脈寬值、拉力、轉速和功率；e2、將e1獲取的pwm脈寬值作為自變量，其他信息作為因變量進行二次多項式擬合；e3、獲取當前時刻控制器發(fā)送給電子調(diào)速器的pwm脈寬值，利用e2的擬合結果計算pwm脈寬值相對應的拉力、轉速和功率，使用拉力和動力系統(tǒng)對應的滾轉軸和俯仰軸相對重心的位置獲取滾轉力矩和俯仰力矩，使用功率和轉速做商獲取動力系統(tǒng)轉動阻力矩；e4將所有動力系統(tǒng)產(chǎn)生的滾轉力矩、俯仰力矩和偏航力矩分別求和，獲得當前時刻多旋翼飛行器的滾轉力矩、俯仰力矩和偏航力矩。步驟s1中，獲取當前時刻多旋翼飛行器動力系統(tǒng)的實時控制力矩通過以下方式實現(xiàn)：采用動態(tài)逆方法的控制器通過角加速度指令和動態(tài)逆增益獲得。飛行器控制器計算得到偏航歐拉角指令值通過如下方式實現(xiàn)：由制導速度指令值與導航速度測量值之間的誤差乘比例增益獲得。本發(fā)明具有以下有益效果：本方案提供的方法為一種可避免外擾動和傳感器故障導致控制輸出飽和而危及飛行安全的抗飽和多旋翼飛行器控制方法，本方法具有以下優(yōu)勢：1、實現(xiàn)方式簡單，只需要了解多旋翼飛行器平臺最大控制力矩以及實時監(jiān)控控制力矩并進行比較，通過比較結果切換飛行器的偏航歐拉角指令值來源即可；2、適用范圍廣，大部分采用串級結構的姿態(tài)控制器均適用此控制方法；3、保護能力強，在外擾動力矩達到飛行器平臺最大控制力矩的情況下以及航向傳感器瞬間失效的情況下通過犧牲航向控制精度，保證飛行器飛行安全。附圖說明圖1為本發(fā)明所述的一種抗飽和多旋翼飛行器控制方法一個具體實施例的實現(xiàn)步驟示意圖；圖2為實施例1高度數(shù)據(jù)示意圖；圖3為實施例1偏航歐拉角數(shù)據(jù)示意圖；圖4為實施例1偏航歐拉角數(shù)據(jù)在外擾動開啟時刻示意圖；圖5為實施例1偏航歐拉角數(shù)據(jù)在歐拉角指令切換瞬間示意圖；圖6為實施例1偏航出舵數(shù)據(jù)示意圖；圖7為實施例2高度數(shù)據(jù)示意圖；圖8為實施例2滾轉歐拉角數(shù)據(jù)示意圖；圖9為實施例2俯仰歐拉角數(shù)據(jù)示意圖；圖10為實施例2偏航歐拉角數(shù)據(jù)示意圖；圖11為實施例2滾轉出舵數(shù)據(jù)示意圖；圖12為實施例2俯仰出舵數(shù)據(jù)示意圖；圖13為實施例2偏航出舵數(shù)據(jù)示意圖；圖14為實施例2北向位置數(shù)據(jù)示意圖；圖15為實施例2東向位置數(shù)據(jù)示意圖。具體實施方式為充分說明本發(fā)明的技術方案，下面提供本發(fā)明涉及的抗飽和多旋翼飛行器控制方法的兩個具體實施例。其中實施例1主要體現(xiàn)采用動力系統(tǒng)獲取多旋翼控飛行器的實施控制力矩，即由飛行器控制器控制分配得出的每個電子調(diào)速器控制信號結合動力系統(tǒng)模型獲得，且已知飛行器動力系統(tǒng)的最大控制力矩，即用于與實時控制力矩進行對比的飛行器最大控制力矩設置為多旋翼飛行器最大控制力矩的80％，極端情況為三軸外擾動力矩；實施例2主要體現(xiàn)采用動態(tài)逆方法的控制器通過角加速度指令和動態(tài)逆增益獲取多旋翼控制力矩，已知飛行器動力系統(tǒng)的最大控制力矩設置為多旋翼飛行器最大控制力矩的95％，極端情況為電子磁羅盤瞬時跳變。實施例1：一種抗飽和多旋翼飛行器控制方法，包括順序進行的以下步驟：s1、獲取多旋翼飛行器動力系統(tǒng)的最大控制力矩、獲取當前時刻多旋翼飛行器動力系統(tǒng)的實時控制力矩；以上最大控制力矩包括以下類型：最大滾轉控制力矩、最大俯仰控制力矩及最大偏航控制力矩；以上實時控制力矩包括以下類型：實時滾轉控制力矩、實時俯仰控制力矩及實時偏航控制力矩；s2、判定最大控制力矩與實時控制力矩之間的關系；判定方法為：最大滾轉控制力矩與實時滾轉控制力矩對比、最大俯仰控制力矩與實時俯仰控制力矩對比、最大偏航控制力矩與實時偏航控制力矩對比；若實時控制力矩中的各類型均小于最大控制力矩中的對應類型，則飛行器采用的偏航歐拉角指令值為飛行器控制器計算的結果；若實時控制力矩中有任意一個類型大于或等于最大控制力矩中的對應類型，則飛行器采用的偏航歐拉角指令值為實時偏航歐拉角測量值；所述步驟s2中，所采用的用于對比的最大控制力矩的各類型值分別為多旋翼飛行器動力系統(tǒng)的滾轉、俯仰、偏航最大控制力矩乘以80％的安全系數(shù)后的所得值。步驟s1中，獲取當前時刻多旋翼飛行器動力系統(tǒng)的實時控制力矩通過以下方式實現(xiàn)：由飛行器控制器控制分配得出的每個電子調(diào)速器控制信號結合動力系統(tǒng)模型獲得，具體實現(xiàn)方法為：e1、獲取多旋翼飛行器布局形式信息和動力系統(tǒng)信息，布局形式信息包括動力系統(tǒng)的數(shù)量、動力系統(tǒng)相對飛行器重心的位置和距離、螺旋槳轉動方向，動力系統(tǒng)信息包括pwm脈寬值、拉力、轉速和功率；e2、將e1獲取的pwm脈寬值作為自變量，其他信息作為因變量進行二次多項式擬合；e3、獲取當前時刻控制器發(fā)送給電子調(diào)速器的pwm脈寬值，利用e2的擬合結果計算pwm脈寬值相對應的拉力、轉速和功率，使用拉力和動力系統(tǒng)對應的滾轉軸和俯仰軸相對重心的位置獲取滾轉力矩和俯仰力矩，使用功率和轉速做商獲取動力系統(tǒng)轉動阻力矩；e4、將所有動力系統(tǒng)產(chǎn)生的滾轉力矩、俯仰力矩和偏航力矩分別求和，獲得當前時刻多旋翼飛行器的滾轉力矩、俯仰力矩和偏航力矩。以上e3中的轉動阻力矩即為偏航力矩。具體的：e1：獲取多旋翼飛行器布局形式信息和動力系統(tǒng)信息布局形式：x形六旋翼動力系統(tǒng)距重心距離：0.7m動力系統(tǒng)信息電機kv值100供電電壓44.4v螺旋槳20*6英寸pwm拉力(kg)轉速(rpm)功率(w)15000.8224206716501.23293010917501.55326014718501.92375019320002.434070260e2：二次項擬合結果tpwm＝0.00001pwm2-0.005pwm-8.3682wpwm＝0.0003pwm2-0.4858pwm+231ωpwm＝-0.0001pwm2+0.7461pwm-618分別三個值分別為拉力、功率和轉速獲取當時控制器發(fā)送給電子調(diào)速器的pwm脈寬值，利用e2的擬合結果計算pwm脈寬值相對應的拉力、轉速和功率，使用拉力和動力系統(tǒng)對應的滾轉軸和俯仰軸相對重心的位置獲取滾轉力矩和俯仰力矩，使用功率和轉速做商獲取動力系統(tǒng)轉動阻力矩也就是偏航力矩。例如左前電機順時針轉動pwm脈寬值1630則拉力11.705n，功率1027.7w，轉速332.42rad/s滾轉力臂0.35m，俯仰力臂0.6062m，滾轉力矩4.095nm，俯仰力矩7.096nm，偏航力矩3.0746nm。所有電機力矩均采用以上方式進行計算即可得到當時多旋翼飛行器滾轉、俯仰和偏航力矩，同時將各個動力系統(tǒng)脈寬值分別配置為最有利于提供三軸控制力矩的方式可獲得多旋翼飛行器三軸最大控制力矩分別為5.67nm，5.83nm以及0.71nm，已知最大控制力矩為4.54nm，4.66nm以及0.568nm。外擾動在第128s開啟，三軸幅度分別為1.0nm，1.1nm，7nm，信號形式為方波，周期分別為10s，8s，6s，占空比0.9，0.9，0.5。根據(jù)附圖2可知，飛行過程持續(xù)時間220s，整個飛行過程中，特別是第128s以后，高度控制誤差不超過2m，可見本發(fā)明提供的方法能夠在三軸較大幅度外擾動力矩情況下保持安全飛行。根據(jù)附圖3可知，整個飛行過程中，偏航歐拉角跟隨偏航歐拉角指令的誤差較小。根據(jù)附圖4和附圖5可知，在外擾動開啟之后，本發(fā)明提供的方法開始發(fā)揮作用，偏航歐拉角指令與當前測量的歐拉角保持一致，通過附圖6可知，偏航歐拉角指令與測量值一致保證了偏航出舵幅度小于已知最大控制力矩，達到了抗飽和，保證飛行安全的目的。實施例2：一種抗飽和多旋翼飛行器控制方法，包括順序進行的以下步驟：s1、獲取多旋翼飛行器動力系統(tǒng)的最大控制力矩、獲取當前時刻多旋翼飛行器動力系統(tǒng)的實時控制力矩；以上最大控制力矩包括以下類型：最大滾轉控制力矩、最大俯仰控制力矩及最大偏航控制力矩；以上實時控制力矩包括以下類型：實時滾轉控制力矩、實時俯仰控制力矩及實時偏航控制力矩；s2、判定最大控制力矩與實時控制力矩之間的關系；判定方法為：最大滾轉控制力矩與實時滾轉控制力矩對比、最大俯仰控制力矩與實時俯仰控制力矩對比、最大偏航控制力矩與實時偏航控制力矩對比；若實時控制力矩中的各類型均小于最大控制力矩中的對應類型，則飛行器采用的偏航歐拉角指令值為飛行器控制器計算的結果；若實時控制力矩中有任意一個類型大于或等于最大控制力矩中的對應類型，則飛行器采用的偏航歐拉角指令值為實時偏航歐拉角測量值；所述步驟s2中，所采用的用于對比的最大控制力矩的各類型值分別為多旋翼飛行器動力系統(tǒng)的滾轉、俯仰、偏航最大控制力矩乘以95％的安全系數(shù)后的所得值。步驟s1中，獲取當前時刻多旋翼飛行器動力系統(tǒng)的實時控制力矩通過以下方式實現(xiàn)：采用動態(tài)逆方法獲得，具體獲取方式來源于角加速度指令與動態(tài)逆增益這兩個控制器參數(shù)。具體的：e1、獲取多旋翼飛行器布局形式信息和動力系統(tǒng)信息布局形式：i形四旋翼動力系統(tǒng)距重心距離：0.35m動力系統(tǒng)信息電機kv值600供電電壓14.8v螺旋槳13*4英寸pwm拉力(kg)轉速(rpm)功率(w)15000.4400031.816500.63503460.6817500.946038103.618501.196730145.0420001.297058170.2e2：二次項擬合結果tpwm＝-0.0000134pwm2-0.0659pwm-65.01wpwm＝-0.0000384pwm2+0.4311pwm-533.52ωpwm＝-0.0007745pwm2+3.385pwm-2.9253分別為三個值分別為拉力、功率和轉速；通過最大pwm脈寬值范圍，利用e2的擬合結果計算pwm脈寬值相對應的拉力、轉速和功率，使用拉力和動力系統(tǒng)對應的滾轉軸和俯仰軸相對重心的位置獲取滾轉力矩和俯仰力矩，使用功率和轉速做商獲取動力系統(tǒng)轉動阻力矩也就是偏航力矩。將所有電機力矩均進行計算即可得到最大多旋翼飛行器滾轉、俯仰和偏航力矩，同時將各個動力系統(tǒng)脈寬值分別配置為最有利于提供三軸控制力矩的方式可獲得多旋翼飛行器三軸最大控制力矩分別為0.31nm，0.31nm以及0.15nm，已知最大控制力矩為0.2945nm，0.2945nm以及0.1425nm。通過動態(tài)逆方法獲得實時控制力矩，即通過動態(tài)逆方法估算實時控制力矩。由于本實施例的多旋翼飛行器體量小于實施例1中描述的多旋翼飛行器，因此本實施例的飛行器響應頻率更高。航向傳感器采用電子磁羅盤，在整個飛行過程中通過電子磁羅盤基座上安裝的作動器認為改變電子磁羅盤與機體的航向安裝角度，讓電子磁羅盤測量的航向歐拉角出現(xiàn)錯誤，最大錯誤幅度達到55deg。根據(jù)附圖7，整個飛行過程中高度指令與高度測量的偏差不超過0.7m，表明整個飛行過程中沒有安全隱患。根據(jù)附圖8、附圖9以及附圖10所示，采用本發(fā)明提供的方法，雖然航向測量偏差較大，但滾轉、俯仰、偏航歐拉角的控制精度均小于2deg。而相應的三軸出舵的歸一化范圍不超過60％，也就是本發(fā)明提供的方法能夠在航向傳感器錯誤的情況下避免多旋翼控制輸出飽和導致的系統(tǒng)失穩(wěn)，保持一定的姿態(tài)控制精度。根據(jù)附圖14和附圖15所示，100s至180s，290s至365s，460s至500s三個時段由于航向測量偏差較大(55deg)，三軸歐拉角偏差小于2deg，三軸出舵歸一化范圍不超過60％，僅僅因為航向測量值是地軸系與體軸系轉換的唯一紐帶而導致位置控制精度降低，出現(xiàn)位置控制偏差周期性改變，本實施例體現(xiàn)了本發(fā)明所提供的多旋翼飛行器控制方法以犧牲控制精度保證飛行安全的有益效果。以上內(nèi)容是結合具體的優(yōu)選實施方式對本發(fā)明作的進一步詳細說明，不能認定本發(fā)明的具體實施方式只局限于這些說明。對于本發(fā)明所屬
技術領域：
的普通技術人員來說，在不脫離本發(fā)明的技術方案下得出的其他實施方式，均應包含在本發(fā)明的保護范圍內(nèi)。當前第1頁12