一種利用矢量旋轉(zhuǎn)法來進行四旋翼飛機控制的方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種四旋翼飛機控制方法，尤其涉及一種利用矢量旋轉(zhuǎn)法來進行四旋 翼飛機控制的方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 四旋翼飛行器是一種能實現(xiàn)垂直起降的非共軸式多旋翼飛行器，結(jié)構(gòu)如圖1所 示，其可以只通過調(diào)節(jié)蝶形分布的四個旋翼的轉(zhuǎn)速，實現(xiàn)對四旋翼飛行器飛行姿態(tài)的控 制.其本身是一個具有六自由度和4個控制輸入的非線性欠驅(qū)動系統(tǒng)，具有對外界和自身 抗干擾敏感的特性控制的主要問題是解決強耦合性和不穩(wěn)定的動力特性。由于不需要尾 翼，四旋翼飛行器結(jié)構(gòu)更加緊湊，四個旋翼的提升力比單旋翼更加均勻，因而飛行姿態(tài)更加 穩(wěn)定。另外，四旋翼飛行器還具有起飛要求低、可懸停等特點。
[0003] 在四旋翼飛行器的前后運動和側(cè)向運動都是使飛行器在對應的方向上傾斜一定 的角度，即機體上水平角度檢測裝置測試出來的是沿X方向和Y方向的傾角，遙控器遙桿前 后左右的控制分別對應X型四旋翼Y和X方向上的傾角，在物理上的機頭、機尾、左側(cè)和右 偵防向的控制，參照圖1，即機頭對應電機1和電機4，機尾對應電機2和電機3，左側(cè)對應電 機1和電機2,右側(cè)對應電機3和電機4,對前后運動來說，當機頭正向朝前時，遙控器方向 遙桿前推，飛機遠離操控者，方向遙桿向回拉時，飛機朝操控者飛來，但是當機體旋轉(zhuǎn)一定 角度口，如圖8所示，遙控器遙桿前推，飛機會向左前方飛行，對于新手很難控制。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 為了克服現(xiàn)有技術(shù)的上述缺點，本發(fā)明提供了一種利用矢量旋轉(zhuǎn)法來進行四旋翼 飛機控制的方法。
[0005] 為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明通過下述技術(shù)方案得以解決：
[0006] -種利用矢量旋轉(zhuǎn)法來進行四旋翼飛機控制的方法，將四旋翼飛機接收到的遙控 器發(fā)來的Roll和Pitch方向的控制量轉(zhuǎn)換為矢量，對應在坐標系中分別是X方向和Y方向， 再根據(jù)機身旋轉(zhuǎn)角度對該矢量進行旋轉(zhuǎn)后重新映射到新的坐標系t 中上以控制整個 機身前進、后退、左飛、右飛。
[0007] -種利用矢量旋轉(zhuǎn)法來進行四旋翼飛機控制的方法，將接收到遙控X方向A控 制量和Y方向B控制量作用于四旋翼控制上，其作用力控制量為，大小為I I，和Pitch 方向的控制角度為在四旋翼空間坐標系中當機體旋轉(zhuǎn)Θ，則對整個機體的控制方向為 沒，再對I I根據(jù)機身控制角9_ 0重新映射在X'和Y'方向，以達到遙控矢量旋轉(zhuǎn)來 控制四旋翼飛行的目的。
[0008] 進一步地，四旋翼飛機帶有可檢測機體旋轉(zhuǎn)角度的陀螺裝置，能夠準確計算出旋 轉(zhuǎn)角Θ。
[0009] 進一步地，當四旋翼飛行器距離操控者較遠，操控者無法辨識機頭方向時，四旋翼 飛機可通過所述方法自由控制。
[0010] 進一步地，在遙控數(shù)據(jù)等效數(shù)學模型中，Roll控制參量在X方向為一個大小為A的 控制量，Pitch控制參量在Y方向是一個大小為B的控制量，作用在四旋翼上是一個大小為 CI，和機頭方向夾角為φ的矢量，其中
[0011] |C| = J A2+B2
[0012] φ = arctan(A/B)
[0013] 對四旋翼如果機體旋轉(zhuǎn)角Θ可通過飛行器陀螺儀裝置獲取，則遙控器控制飛機 機身整體向前則實際作用角度為（0)，控制量大小為|c|，所以轉(zhuǎn)換后的t方向控制 矢量Y和t方向的控制矢量V如下：
[0014] 義=|C|*cos (屮-沒）
[0015] B = |C|*sin ^)
[0016] 根據(jù)轉(zhuǎn)換后的A'和B'來控制電機的轉(zhuǎn)速即可實現(xiàn)四旋翼的控制。
[0017] 本發(fā)明的一種利用矢量旋轉(zhuǎn)法來進行四旋翼飛機控制的方法可以實現(xiàn)以下三種 控制模式：
[0018] 1.無頭控制模式，當四旋翼飛行器距離操控者較遠，操控者無法辨識機頭方向，可 啟動該模式自由控制；
[0019] 2.遠距離斷線返航，如果遠距離飛行器接收不到遙控數(shù)據(jù)后可根據(jù)運動軌跡自動 靠近操控者；
[0020] 3 -鍵返航，通過一個按鍵觸發(fā)讓飛行器靠近操控者。
【附圖說明】
[0021] 此處所說明的附圖用來提供對本發(fā)明的進一步理解，構(gòu)成本申請的一部分，本發(fā) 明的示意性實施例及其說明用于解釋本發(fā)明，并不構(gòu)成對本發(fā)明的不當限定。在附圖中：
[0022] 圖1為本發(fā)明的四旋翼飛行器結(jié)構(gòu)示意圖；
[0023] 圖2為本發(fā)明的四旋翼飛行器垂直運動原理示意圖；
[0024] 圖3為本發(fā)明的四旋翼飛行器滾動運動原理示意圖；
[0025] 圖4為本發(fā)明的四旋翼飛行器俯仰運動原理示意圖；
[0026] 圖5為本發(fā)明的四旋翼飛行器偏航運動原理示意圖；
[0027] 圖6為本發(fā)明的四旋翼飛行器前后運動原理示意圖；
[0028] 圖7為本發(fā)明的四旋翼飛行器側(cè)向運動原理示意圖；
[0029] 圖8為本發(fā)明的四旋翼飛行器傾斜角度前進飛行原理示意圖；
[0030] 圖9為本發(fā)明的四旋翼飛行器飛行姿態(tài)原理示意圖；
[0031] 圖10為本發(fā)明的四旋翼飛行器遙控數(shù)據(jù)等效數(shù)學模型原理示意圖；
[0032] 圖11為本發(fā)明的四旋翼飛行器的數(shù)學模型示意圖。
【具體實施方式】
[0033] 為使本發(fā)明實施例的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實施例 的附圖，對本發(fā)明實施例的技術(shù)方案進行清楚、完整地描述。顯然，所描述的實施例是本發(fā) 明的一部分實施例，而不是全部的實施例。基于所描述的本發(fā)明的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù) 人員在無需創(chuàng)造性勞動的前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。
[0034] 四旋翼飛行器結(jié)構(gòu)形式如圖1所示，電機1和電機3逆時針旋轉(zhuǎn)的同時，電機2和 電機4順時針旋轉(zhuǎn)，因此當飛行器平衡飛行時，陀螺效應和空氣動力扭矩效應均被抵消。四 旋翼飛行器在空間共有6個自由度（分別沿3個坐標軸作平移和旋轉(zhuǎn)動作），這6個自由度 的控制都可以通過調(diào)節(jié)不同電機的轉(zhuǎn)速來實現(xiàn)?；具\動狀態(tài)分別是：（1)垂直運動；（2) 俯仰運動；（3)滾轉(zhuǎn)運動；（4)偏航運動；（5)前后運動；（6)側(cè)向運動。
[0035] 在圖1中，電機1和電機3作逆時針旋轉(zhuǎn)，電機2和電機4作順時針旋轉(zhuǎn)，規(guī)定沿 X軸正方向運動稱為向前運動，箭頭在旋翼的運動平面上方表示此電機轉(zhuǎn)速提高，在下方表 示此電機轉(zhuǎn)速下降。其中各基本運動狀態(tài)：
[0036] (1)垂直運動：垂直運動相對來說比較容易。在圖2中，因有兩對電機轉(zhuǎn)向相反，可 以平衡其對機身的反扭矩，當同時增加四個電機的輸出功率，旋翼轉(zhuǎn)速增加使得總的拉力 增大，當總拉力足以克服整機的重量時，四旋翼飛行器便離地垂直上升；反之，同時減小四 個電機的輸出功率，四旋翼飛行器則垂直下降，直至平衡落地，實現(xiàn)了沿Z軸的垂直運動。 當外界擾動量為零時，在旋翼產(chǎn)生的