CN107908193B - 一种非平面式八旋翼全向飞行器及控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种非平面式八旋翼全向飞行器及控制方法，飞行器包括机身、一端安装在机身上的八根支撑臂、分别设置在支撑臂中部的八个转子和安装于机身中与各转子连接的控制系统，八根支撑臂的另一端空间位置位于一以机身为中心的正方体的顶点，所述控制系统包括位置控制器和姿态控制器。本发明能够实现任何期望的推力和扭矩组合，并且能够以任何姿态在任何方向上悬停和加速，具有高度姿态可控性和稳定性，实现了运动和姿态的完全解耦。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，特别涉及一种非平面式八旋翼全向飞行器及控制方法。
背景技术
无人机正在迅速成为一种成熟的技术，已经成功应用于各种工作，包括监视，检查，制图和搜救。由于其灵活性和机械简单性，使用诸如四旋翼无人机来执行这些任务。然而，这些传统的平面式多旋翼无人机是欠驱动的，即不能在六个自由度上独立地控制它们的推力和扭矩。传统的多旋翼无人机无力在任何方向上独立地控制其推力和扭矩向量，这限制了组合它们的可行位置和姿态轨迹，以及限制了它们与飞行环境相互作用和执行复杂的操纵任务的能力，因此要求无人机能够瞬时抵抗任意的力和扭矩干扰。
发明内容
针对上述现有技术的不足，本发明提出一种非平面式八旋翼全向飞行器及控制方法，能够实现任何期望的升力和扭矩组合，并且能够以任何姿态在任何方向上悬停和加速，具有高度姿态可控性和稳定性飞行器的合力及合力矩在空间六个自由度分别可控，因此可以实现对运动方向和姿态进行单独调节，实现运动和姿态的完全解耦。
为实现上述目的，本发明的技术方案是：一种非平面式八旋翼全向飞行器，包括机身、一端安装在机身上的八根支撑臂、分别设置在支撑臂中部的八个转子和安装于机身中与各转子连接的控制系统，八根支撑臂的另一端空间位置位于一以机身为中心的正方体的顶点，所述控制系统包括位置控制器和姿态控制器。
进一步地，所述转子包括旋翼和直接驱动旋翼的可逆电机。
进一步地，所述旋翼的方向垂直于它的位置向量排列。
进一步地，每个旋翼执行器质心与机身中心距离相等。
进一步地，所述支撑臂采用碳纤维材质。
进一步地，所述支撑臂能在六个平面上组成起落架。
进一步地，八个旋翼的位置矩阵P和方向矩阵X如下：
其中，
基于上述的非平面式旋翼全向飞行器的控制方法，飞行器通过位置控制器计算所需的力为：
其中，m为飞行器质量，R(q)为合力矩阵，g为重力加速度，为理论上质心加速度，perr为位置误差，perr＝pdes-p，pdes为飞行器的位置，p为飞行器的实际位置，/>为位置误差的变化率，/> τ为时间常数，ζ为阻尼比，ki是为减少干扰稳态所设定的增益系数；
飞行器通过姿态控制器计算所需的力矩为：
其中，τω为时间常数，J为飞行器转动惯量，ω为实际机身角速度，ωdes为理论机身角速度，qerr为姿态误差，τatt为时间常数，ωff为反馈的机身角速度，/>姿态误差qerr＝q-1·qdes，qdes为理论姿态误差，/>是其变化率。
飞行器所需合力和合力矩分配到各个旋翼上的升力采用如下算法得出：其中M+＝MT(MMT)-1，M是将旋翼fprop映射到力矩和矩阵y＝(f,t)的矩阵。
进一步地，飞行器转子产生的力和力矩分别为：
其中，fprop,i为第i个旋翼上的升力，xi为第i个旋翼产生升力的方向单位向量,pi为第i个旋翼的位置,κ为由气动干扰引起的阻力系数，κfprop,ixi为旋翼的气动阻力产生的力矩。
与现有技术相比，本发明具有有益效果：非平面的八个旋翼配置，可以单独控制其转速使机身合力扭矩为零，旋翼平面方向与机身的夹角使八个旋翼对飞行器的合力及合力矩在空间六个自由度分别可控，可以实现对运动方向和姿态进行单独调节，实现了运动和姿态的完全解耦。
附图说明
图1是本发明一种非平面式八旋翼全向飞行器的结构示意图；
图2是本发明一种非平面式八旋翼全向飞行器的旋翼执行器位置图；
图3是本发明一种非平面式八旋翼全向飞行器的控制框图；
图4是本发明一种非平面式八旋翼全向飞行器各旋翼产生的升力模型。
具体实施方式
下面结合附图及实施例对本发明做进一步说明。
一般飞行器在自主飞行过程中轨迹跟踪控制算法通过改变飞行器的姿态角将旋翼总升力在期望的方向上产生分量，进而实现沿期望的轨迹飞行，轨迹跟踪控制将自身的飞行位置不段更新虚拟目标点，保持飞行器实际飞行路径与期望路径一致，减少偏航角误差带来的轨迹跟踪误差，在悬停时采用悬停外环控制器即位置控制器，在轨迹跟踪保持运动状态时采用恒速外环控制，据惯性坐标下的位置误差分配对应的期望速度。
飞行器执行单元中发生增益性故障时，自重构控制通过增加旋翼转速来补偿升力因子下降的影响，在发生失效性故障时自重构控制放弃对偏航角的控制，仅控制俯仰角θ、滚转角φ和飞行高度来保证安全。
如图1所示，一种非平面式八旋翼全向飞行器，包括机身、一端安装在机身上的八根支撑臂、分别设置在支撑臂中部的八个转子和安装于机身中与各转子连接的控制系统，八根支撑臂的另一端空间位置位于一以机身为中心的正方体的顶点，在六个视图方向完全相同，所述控制系统包括位置控制器和姿态控制器。
八根支撑臂呈正方体顶点与中心连接式安装于机身并且长度相等，在六个视图方向完全相同，支撑臂采用碳纤维构造，因为其刚度较强，重量轻。
转子包括旋翼和直接驱动旋翼的可逆电机，并且八个转子位置正组成正方体的八个顶点。
所述支撑臂可以在六个平面上均可组成起落架，并对机体起到保护作用。
如图2所示，旋翼执行器质心距离机身中心是等距的，决定了机体的惯性张量。支撑臂为四对，旋翼为八个，八个旋翼的位置矩阵P和方向矩阵X如下：
其中
如图1和图4所示，所述的每个转子由电动机直接驱动，完全避免了传统机械传动的能量损耗。非平面的八个旋翼配置，可以单独控制其转速使机身合力扭矩为零，旋翼平面方向与机身的夹角使八个旋翼对飞行器的合力及合力矩在空间六个自由度分别可控，因此可以实现对运动方向和姿态进行单独调节，实现了运动和姿态的完全解耦。
如图3-4所示，所述的非平面八旋翼全向飞行器，飞行器通过机身内的位置和姿态控制器分别计算所需的力和所期望力矩，从而选择各个旋翼的升力。
飞行器转子产生的力和力矩：
其中，fprop,i为第i个旋翼上的升力，xi为第i个旋翼产生升力的方向单位向量,pi为第i个旋翼的位置,κ为由气动干扰引起的阻力系数，力矩的第二项κfprop,ixi为旋翼的气动阻力产生的力矩。
飞行器平移运动和旋转运动动力学由牛顿-欧拉方程表示为和/>
飞行器通过机身内的位置控制器计算所需的力:
其中，m为飞行器质量，R(q)为合力矩阵，g为重力加速度，为理论上质心加速度，perr为位置误差，perr＝pdes-p，pdes为飞行器的位置，p为飞行器的实际位置，/>为位置误差的变化率，/> τ为时间常数，ζ为阻尼比，ki是为减少干扰稳态所设定的增益系数；
飞行器通过机身内的姿态控制器计算所需的力矩其中τω为时间常数，J为飞行器转动惯量，ω为实际机身角速度，ωdes为理论机身角速度，qerr为姿态误差，τatt为时间常数，ωff为反馈的机身角速度，/>姿态误差qerr＝q-1·qdes，qdes为理论姿态误差，是其变化率。
飞行器所需合力和合力矩分配到各个旋翼上的升力采用如下算法得出：
其中M+＝MT(MMT)-1
其中M是将旋翼fprop映射到力矩和矩阵y＝(f,t)的矩阵。
以上所述的仅是本发明的优选实施方式，本发明不限于以上实施方式。可以理解，本领域技术人员在不脱离本发明的构思和前提下直接导出或联想到的其他改进和变化，均应认为包含在本发明的保护范围之内。
Claims (5)
1.一种非平面八旋翼全向飞行器控制方法，其特征在于：包括机身(1)、连接在机身(1)的外侧安装八根支撑臂(2)、分别设置在支撑臂(2)中间的八个转子(3)和安装于机体中的飞行器控制器，所述八个转子的位置空间对称于机体(1)中心，所述支撑臂(2)内端安装于机体(1)上并整臂完全对称于机体(1)中心，所述八个转子(3)位置组成正方体的八个顶点，所述旋翼方向垂直于它们的位置向量排列；
八根支撑臂(2)呈正方体顶点与中心连接式安装于机身(1)；
所述转子(3)由旋翼和直接驱动旋翼的可逆电机组成；
执行器质心距离机体(1)中心是等距的，由此决定飞行器的惯量张量；支撑臂(2)采用碳纤维构造，因为其刚度较强和重量轻；
所述支撑臂(2)可以在六个平面上均可组成起落架，并对机体(1)起到保护作用；
支撑臂为四对，旋翼为八个，八个旋翼的位置矩阵P和方向矩阵X如下：
其中
飞行器在自主飞行过程中轨迹跟踪控制算法通过改变飞行器的姿态角将旋翼总升力在期望的方向上产生分量，进而实现沿期望的轨迹飞行，轨迹跟踪控制器将自身的飞行位置不段更新虚拟目标点，保持飞行器实际飞行路径与期望路径一致，减少偏航角误差带来的轨迹跟踪误差，在悬停时采用悬停外环控制器即位置控制器，在轨迹跟踪保持运动状态时采用恒速外环控制器，恒速外环控制器依据惯性坐标下的位置误差分配对应的期望速度；所述飞行器执行单元中的发生增益性故障时，自重构控制器通过增加旋翼转速来补偿升力因子下降的影响，在发生失效性故障时自重构控制器放弃对偏航角的控制，仅控制俯仰角θ、滚转角φ和飞行高度来保证安全；
飞行器转子产生的力和力矩：
其中力矩的第二项为旋翼的气动阻力产生的力矩。
2.根据权利要求1所述的一种非平面八旋翼全向飞行器控制方法，其特征在于：飞行器平移运动和旋转运动动力学由牛顿-欧拉方程为和/>
3.根据权利要求1所述的一种非平面八旋翼全向飞行器控制方法，其特征在于：飞行器通过机体(1)内的位置控制器计算所需的力为其中定义位置误差为perr＝pdes-p，增加ki项为减少气动干扰的影响，τ时间常数，ζ为阻尼比。
4.根据权利要求1所述的一种非平面八旋翼全向飞行器控制方法，其特征在于：飞行器通过机体(1)内的姿态控制器计算所需的力矩其中分别定义姿态误差为perr＝p-1·pdes，机体角速率为/>其中
5.根据权利要求1-4中任意一项所述的一种非平面八旋翼全向飞行器控制方法，其特征在于：飞行器所需合力和合力矩分配到各个旋翼上的升力采用如下算法得出：其中M+＝MT(MMT)-1。
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