本發(fā)明屬于飛行機(jī)器人控制領(lǐng)域，具體涉及一種針對(duì)場(chǎng)景理解的在線升力補(bǔ)償方法，適用于需要處于大機(jī)動(dòng)飛行或長時(shí)間飛行場(chǎng)景且需要實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定安全控制的無人機(jī)控制系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

1、近年來，以多旋翼作為驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的小型無人機(jī)在災(zāi)害預(yù)警、地質(zhì)勘察、應(yīng)急救援等國防、電力、航拍等領(lǐng)域得到了深入廣泛的應(yīng)用。無人機(jī)處于大機(jī)動(dòng)飛行或長時(shí)間飛行等類似場(chǎng)景時(shí)，由于機(jī)載電池電壓降低，其各個(gè)電機(jī)實(shí)際產(chǎn)生升力難以達(dá)到期望值，致使旋翼無人機(jī)安全性和穩(wěn)定性發(fā)生顯著降低。

2、無人機(jī)抗干擾相關(guān)的控制理論已較為成熟，目前針對(duì)于電池電壓降低所導(dǎo)致的干擾影響已經(jīng)得到實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證的控制方法很少。中國專利申請(qǐng)cn202010249028.4提出了一種用于小型旋轉(zhuǎn)翼純電動(dòng)無人機(jī)的鋰電池狀態(tài)估計(jì)方法，但未涉及電池狀態(tài)變化從而導(dǎo)致的無人機(jī)升力變化影響，中國專利申請(qǐng)cn202211373979.8提出了一種基于升力反饋動(dòng)力裝置的旋翼無人機(jī)控制方法，但需要在硬件層面借助力傳感器進(jìn)行升力實(shí)時(shí)測(cè)量，增加了無人機(jī)負(fù)重。其余也有部分科研工作者從控制算法領(lǐng)域研究了風(fēng)、雨等類型的干擾對(duì)旋翼無人機(jī)的影響或從旋翼無人機(jī)電池長續(xù)航設(shè)計(jì)方面做出了貢獻(xiàn)，但是這些工作均未能針對(duì)電池電壓降低影響設(shè)計(jì)相應(yīng)的旋翼無人機(jī)抗干擾控制律。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、為克服現(xiàn)有研究內(nèi)容及方法的不足，對(duì)于以多旋翼無人機(jī)為基礎(chǔ)的飛行機(jī)器人系統(tǒng)，本發(fā)明提供一種針對(duì)場(chǎng)景理解的在線升力補(bǔ)償方法，解決無人機(jī)在執(zhí)行大機(jī)動(dòng)飛行或長時(shí)間飛行任務(wù)時(shí)，電池電壓降低導(dǎo)致的升力不足以及軌跡飛行精度降低的問題。本發(fā)明首先針對(duì)無人機(jī)電池電壓降低所產(chǎn)生部分影響進(jìn)行理論分析；然后在此基礎(chǔ)上，結(jié)合無人機(jī)的基本動(dòng)力學(xué)模型構(gòu)建考慮電池電壓降低影響的無人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型。其次在無人機(jī)控制方面，利用干擾觀測(cè)器、pid控制相關(guān)理念與經(jīng)驗(yàn)，設(shè)計(jì)與無人機(jī)姿態(tài)相解耦的電壓降低觀測(cè)器且合理地選取觀測(cè)器的參數(shù)，并在此基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)針對(duì)電壓降低的抗干擾控制律。

2、本發(fā)明所提供的方案能夠在軟件層面借助控制算法實(shí)現(xiàn)無人機(jī)升力損失的實(shí)時(shí)補(bǔ)償，并通過借助升力損失模型實(shí)現(xiàn)無人機(jī)升力損失估計(jì)值與無人機(jī)狀態(tài)之間的解耦合。在不增加無人機(jī)負(fù)載的情況下保證旋翼無人機(jī)在電池電壓降低情況下的高精度飛行與穩(wěn)定，以完成各類作業(yè)任務(wù)。

3、為達(dá)到上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：

4、一種針對(duì)場(chǎng)景理解的在線升力補(bǔ)償方法，包括如下步驟：

5、第一步，理論層面分析電池電壓降低對(duì)無人機(jī)位姿控制的影響；

6、第二步，構(gòu)建考慮電池電壓降低影響的無人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型；

7、第三步，根據(jù)霍普夫纖維化方法生成無人機(jī)能夠?qū)崿F(xiàn)的平滑姿態(tài)控制信號(hào)；

8、第四步，根據(jù)建立的無人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型設(shè)計(jì)位置環(huán)電壓降低干擾觀測(cè)器；

9、第五步，基于觀測(cè)出的干擾值設(shè)計(jì)位置環(huán)控制律抑制擾動(dòng)。

10、進(jìn)一步地，所述第一步中，針對(duì)電機(jī)所產(chǎn)生升力、電機(jī)轉(zhuǎn)速與電池電壓的關(guān)系，進(jìn)行以下理論分析：

11、在旋翼無飛行器飛行過程中，控制器對(duì)期望信號(hào)以及無人機(jī)實(shí)時(shí)狀態(tài)信息進(jìn)行計(jì)算處理得到所期望的電調(diào)輸入信號(hào)，電調(diào)根據(jù)其輸入信號(hào)的大小調(diào)節(jié)輸出電壓或電流的大小，從而實(shí)現(xiàn)電機(jī)的轉(zhuǎn)速控制。然而，電調(diào)輸入信號(hào)與輸出信號(hào)大小的定量關(guān)系需要進(jìn)行標(biāo)定，從而實(shí)現(xiàn)電機(jī)轉(zhuǎn)速的精準(zhǔn)控制。一般情況下該定量關(guān)系并不隨著無人機(jī)控制系統(tǒng)信號(hào)發(fā)生改變。

12、由于機(jī)載鋰電池驅(qū)動(dòng)電機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)并產(chǎn)生電路熱損耗，其電池電量會(huì)逐漸降低。隨著機(jī)載鋰電池電量的減少，相應(yīng)地其輸出電壓降低，進(jìn)而在電調(diào)指令信號(hào)不變的情況下其輸出的電機(jī)工作電壓降低。針對(duì)無刷電機(jī)，其每分鐘旋轉(zhuǎn)次數(shù)與電機(jī)輸入電壓相關(guān)，相關(guān)參數(shù)為kv值。電機(jī)參數(shù)kv值描述該電機(jī)在空載條件下的峰值電壓與轉(zhuǎn)速之間的關(guān)系，單位：rpm/v，其中rpm是revolutions?per?minute的縮寫，表示電機(jī)每分鐘的旋轉(zhuǎn)次數(shù)，v表示電機(jī)的輸入電壓。

13、可知，隨著電機(jī)輸入電壓降低，相應(yīng)地電機(jī)轉(zhuǎn)速降低，無法實(shí)現(xiàn)控制器所期望的無人機(jī)控制效果。電壓降低最為顯著的影響之一為無人機(jī)總升力的降低，具體對(duì)應(yīng)著各電機(jī)升力的減小，導(dǎo)致無人機(jī)位置控制及姿態(tài)控制效果不佳，增加無人機(jī)空中飛行的安全風(fēng)險(xiǎn)。

14、本發(fā)明中，認(rèn)為電壓降低最直接影響的是旋翼無人機(jī)各個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，進(jìn)而影響各個(gè)電機(jī)所產(chǎn)生的升力，該干擾影響主要位于無人機(jī)位置控制環(huán)，即為位置環(huán)升力損失干擾。不考慮由于各個(gè)電機(jī)升力不同所產(chǎn)生的姿態(tài)環(huán)影響。

15、進(jìn)一步地，所述第二步包括：

16、已知旋翼無人機(jī)動(dòng)力學(xué)方程為：

17、，

18、其中，為機(jī)體坐標(biāo)系，為地理坐標(biāo)系，表示機(jī)體坐標(biāo)系坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成地理坐標(biāo)系坐標(biāo)所對(duì)應(yīng)的旋轉(zhuǎn)矩陣，表示無人機(jī)總升力，表示無人機(jī)所有電機(jī)產(chǎn)生的推力，表示無人機(jī)所受到的重力，表示無人機(jī)的質(zhì)量，表示重力加速度，表示無人機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，表示無人機(jī)的旋轉(zhuǎn)角速度，上標(biāo)表示一階導(dǎo)數(shù)，例如表示的一階導(dǎo)數(shù)，表示無人機(jī)的控制力矩。上標(biāo)符號(hào)表示向量或矩陣的轉(zhuǎn)置。具體可表示為：

19、。

20、由此，得到考慮電池電壓降低影響的無人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型：

21、，

22、其中，表示旋翼無人機(jī)升力損失矢量。

23、進(jìn)一步地，所述第三步包括：

24、利用霍普夫纖維化方法生成無人機(jī)能夠?qū)崿F(xiàn)的平滑姿態(tài)控制信號(hào)。已知所需輔助變量及，，，其中定義如下：

25、，

26、進(jìn)一步地，可得，，及其一階導(dǎo)數(shù)為：

27、，

28、。

29、由此可得旋翼無人機(jī)期望的角速度信號(hào)為：

30、，

31、其中，，表示，。

32、為獲得期望姿態(tài)角信息，可借助輔助變量，計(jì)算四元數(shù)，進(jìn)而獲得旋轉(zhuǎn)矩陣，輔助變量表達(dá)式及其與四元數(shù)的關(guān)系如下：

33、，

34、，

35、。

36、四元數(shù)與旋轉(zhuǎn)矩陣轉(zhuǎn)換的數(shù)學(xué)細(xì)節(jié)如下：

37、。

38、進(jìn)一步地，由旋轉(zhuǎn)矩陣元素結(jié)構(gòu)可得：

39、。

40、由于actan函數(shù)值域范圍限制，使用atan2函數(shù)代替atan作為求解反正切值的函數(shù)：

41、。

42、至此，得到了旋翼無人機(jī)姿態(tài)環(huán)控制期望信號(hào)。

43、進(jìn)一步地，所述第四步包括：

44、構(gòu)建與旋翼無人機(jī)姿態(tài)信息相解耦合的升力損失模型，如下：

45、，

46、其中，表示無人機(jī)升力損失值，可認(rèn)為其由電池電壓降低以及其他因素共同導(dǎo)致。

47、首先進(jìn)行電壓降低觀測(cè)器的設(shè)計(jì)，通過借助輔助變量，可設(shè)計(jì)觀測(cè)器增益矩陣，即生成以為對(duì)角線元素的3×3方陣，最終得到觀測(cè)器結(jié)構(gòu)：

48、，

49、其中，表示無人機(jī)在地理坐標(biāo)系下的速度，，表示觀測(cè)器所輸出的的觀測(cè)值。

50、進(jìn)一步地，所述第五步包括：進(jìn)行位置環(huán)抗干擾控制律設(shè)計(jì)：

51、令表示位置控制誤差，其中下標(biāo)表示期望信號(hào)，表示位置信息，表示速度控制誤差，表示位置信息，位置環(huán)抗干擾控制律可設(shè)計(jì)為如下形式：

52、，

53、其中，和表示控制器增益，表示旋翼無人機(jī)升力損失矢量的估計(jì)量，由電壓降低觀測(cè)器提供。表示旋翼無人機(jī)期望軌跡的二階導(dǎo)數(shù)，即期望軌跡所對(duì)應(yīng)的期望加速度，表示在地理坐標(biāo)系下旋翼無人機(jī)的期望升力。

54、本發(fā)明的有益效果在于：

55、本發(fā)明能夠?qū)崿F(xiàn)旋翼無人機(jī)在遭遇電池電壓降低問題時(shí)，實(shí)現(xiàn)升力的實(shí)時(shí)補(bǔ)償，保證其空中安全穩(wěn)定飛行的控制能力。相比于傳統(tǒng)的抗干擾控制方法，本發(fā)明首先針對(duì)電池電壓降低對(duì)旋翼無人機(jī)位姿控制的影響進(jìn)行理論分析，構(gòu)建考慮電池電壓降低影響的無人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型。在此基礎(chǔ)上，將旋翼無人機(jī)升力損失量與其自身狀態(tài)相解耦合，設(shè)計(jì)了電池電壓降低觀測(cè)器。最后提供了一種抗電池電壓降低干擾的旋翼無人機(jī)控制律。本發(fā)明可以應(yīng)用于現(xiàn)有大多數(shù)的旋翼無人機(jī)，以真正賦予其大機(jī)動(dòng)且高精度飛行或長時(shí)間飛行的能力，保證無人機(jī)在執(zhí)行大機(jī)動(dòng)飛行或長時(shí)間飛行任務(wù)時(shí)具有較高的飛行品質(zhì)。