[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

摘要

本发明所述的四旋翼飞行器携带不平衡负载稳定飞行的控制方法，主要对携带不平衡负载的飞行器进行重新建模，串级PID控制其稳定飞行，利用神经网络自适应来逼近负载晃动，当负载的重心位置严重偏离出机体之外时仍然能够稳定飞行。

主权项

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O(0，0，0)移至G(xg，yg，0)，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，ψ分别为飞行器绕x轴、y轴和z轴的旋转角度，M为飞行器加负载之后的总质量，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F＝Hω2，是螺旋桨参数式，F为螺旋桨产生的升力，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,ω1+ω3＝ω2+ω4＝ω  (3)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，由式(2)和式(4)，可以得出Δω13和Δω24分别为：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：根据以上论述，结合欧拉公式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的一阶导数表示角速度，二阶导数表示角加速度，Jx、Jy和Jz分别是飞行器三个轴的转动惯量；Sx、Sy和Sz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(xg,yg,0)在机体坐标原点的时候，即当xg＝0，yg＝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。