[发明专利]一种四旋翼飞行器携带不平衡负载稳定飞行的控制方法

权利要求书

1.一种四旋翼飞行器携带不平衡负载稳定飞行的控制方法，其特征在于，包含以下步骤：

(1)根据起飞姿态信息，重新计算不平衡负载下飞行器重心位置

在不平衡负载下，以机体坐标系下，飞行器的重心位置由之前的0(0，0，0)移至G(x_g，y_g，0)，其中，x_g,y_g分别为重心在x轴和y轴上的位移；重心位置通过从开机到离地这段时间的飞行参数来估计，因此，起飞时根据MPU6050传感器采集到的姿态信息推导出飞行器的姿态角和重心坐标之间存在如下的关系：

其中，θ_g分别为飞行器绕x轴和y轴的姿态变化角度，M为飞行器加负载之后的总质量,g为重力加速度，最终可以得到重心位置的坐标，根据重心坐标对系统模型进行修正；

(2)力学平衡方程的建立

根据四旋翼飞行器在空间的悬停状态时，升力与重力大小相等，反扭矩和为0以及绕x轴和y轴的力矩平衡方程，得到在不平衡负载下，飞行器在空中悬停的受力平衡方程组；

其中，M₁、M₂、M₃和M₄分别为四只螺旋桨对飞行器产生的反扭矩，四只电机到机身中心的距离均为l，F₁～F₄分别为四只螺旋桨产生的升力；

(3)角速度平衡方程的建立

ω₁+ω₃＝ω₂+ω₄＝ω (3)

其中，ω₁,ω₂,ω₃,ω₄分别表示四只螺旋桨在悬停状态下的转速，ω表示1号和3号或者2号和4号螺旋桨的转速和；

为了同时保证式(2)和式(3)同时成立，可以对式(3)做如下修改：

(ω₀+Δω₁₃)+(ω₀-Δω₁₃)＝(ω₀+Δω₂₄)+(ω₀-Δω₂₄) (4)

其中，ω₀是飞行器在平衡负载下每只螺旋桨的平均转速，Δω₁₃和Δω₂₄分别表示1、3号螺旋桨和2、4号螺旋桨的角速度变化量；由式(2)和式(4)，可以得出Δω₁₃和Δω₂₄分别为：

其中，是螺旋桨参数式，C为升力系数，只和螺旋桨的几何参数有关，S为螺旋桨在地面的投影面积，ρ是空气密度；

那么在不平衡负载下，四只螺旋桨的转速做下面的修正，达到预期位置和姿态；

4)不平衡负载下飞行器的运动学分析

在不平衡负载下飞行器的动力学模型为：

式(7)中，J_x,J_y和J_z分别表示飞行器沿x轴、y轴和z轴方向上的转动惯量；根据以上论述，结合欧拉公式其中M＝(M₁,M₂,M₃,M₄)，J＝(J_x,J_y,J_z)，ω＝(ω₁,ω₂,ω₃,ω₄)分别表示扭矩向量、转动惯量向量和转速向量， 得到不平衡负载下的四旋翼飞行器的整体动力学模型：

θ，ψ分别表示飞行器沿x轴、y轴和z轴方向的姿态变化角度，其一阶导数均表示对应的角速度，二阶导数表示角加速度，J_x、J_y和J_z分别是飞行器三个轴的转动惯量；S_x、S_y和S_z分别为飞行器沿x、y和z轴方向上的位移，其一阶导数表示速度，二阶导数表示加速度；可以发现，当重心位置G(x_g,y_g,0)在机体坐标原点的时候，即当x_g＝0，y_g＝0，时，该系统模型就和一般的平衡负载模型一致；

5)姿态解算

四旋翼飞行器飞行过程中期望的姿态角为0，应用欧拉角方法将四旋翼飞行器在空中飞行的姿态信息反馈到主控制器中，根据期望输出与实际输出的误差设计串级PID控制器控制，计算出控制量，转化为相应的控制信号经驱动电路后驱动四个电机工作，保持四旋翼飞行器稳定飞行。

2.根据权利要求1所述的一种四旋翼飞行器携带不平衡负载稳定飞行的控制方法，其特征在于，所述串级PID控制器考虑到四旋翼飞行器在工作过程中受到非线性的因素的影响，在串级PID的基础设计了神经网络自适应控制算法逼近系统的非线性部分，算法设计如下：

假设：不确定性为连续的且有界，满足有ρ_i为一正常数；

将公式(8)所描述的四旋翼飞行器方写成如下形式：

y＝x

其中，x表示四旋翼飞行器的状态向量，表示状态向量的一阶导数，表示状态向量的二阶导数，u表示控制量，表示状态转移函数，b(x)表示偏置函数，表示非线性环节，y表示输出量；

将RBF神经网络的输出代替未知函数可得控制律为：

其中，u^*表示最优控制量，表示输出误差的二阶导数，表示非线性环节的估计值，K表示RBF神经网络的聚类中心，K^T表示K的转置，E表示误差矩阵。