CN107943089B - 多规格动力系统控制分配方法及相关装置 - Google Patents

Abstract

本发明实施例涉及飞行器控制技术领域，提供一种多规格动力系统控制分配方法及相关装置，应用于包括多个不同规格的动力系统的多旋翼飞行器，其过程包括：通过获取每个动力系统对应的系统参数和位置参数，并将每个动力系统对应的系统参数和位置参数均输入预设的动力系统估算模型，得到考虑了不同规格动力系统的静态拉力和动态响应特性的控制分配矩阵；再获取多旋翼飞行器的期望控制力矩输入控制分配矩阵，得到每个动力系统的控制指令，从而在保持动力系统整体响应精度的同时，避免了响应速度较快的动力系统过早饱和或过大幅度输出的问题，提高了动力系统整体的鲁棒性。

Description

多规格动力系统控制分配方法及相关装置

技术领域

本发明涉及飞行器控制技术领域，具体而言，涉及一种多规格动力系统控制分配方法及相关装置。

背景技术

多旋翼飞行器是一种通过安装在机体不同位置的多个动力系统协调分配产生飞行所需的拉力、滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩的飞行器，其由于具有结构简单、成本低的特点而成为应用最为广泛的飞行器。大部分多旋翼飞行器的所有动力系统均使用统一规格，这些规格包括螺旋桨直径、螺距、桨形、以及电机功率和KV值等等。

针对一些特殊的应用场景，多旋翼布局会采用不同规格的动力系统，例如，以色列IAI集团的“悬停灯(HoverLite)”采用中心两组大型涵道动力系统、四周四组小型动力系统的布局形式，其在一定总体尺寸的前提下产生足够拉力，在车辆、传播等搭载平台上收纳尺寸小，具有很强的实用价值。但是，这一类布局特殊、动力系统规格不同的多旋翼飞行器在控制分配环节必须考虑不同动力系统的静拉力和动态响应特性，而现有技术中对于不同规格动力系统的动态响应没有进行专门处理，存在响应速度较快的动力系统过早饱和或过大幅度的输出的问题。

发明内容

本发明实施例的目的在于提供一种多规格动力系统控制分配方法及相关装置，用以改善上述问题。

为了实现上述目的，本发明实施例采用的技术方案如下：

第一方面，本发明实施例提供了一种多规格动力系统控制分配方法，应用于多旋翼飞行器，所述多旋翼飞行器包括多个不同规格的动力系统，所述方法包括：获取每个动力系统对应的系统参数和位置参数；将每个动力系统对应的系统参数和位置参数均输入预设的动力系统估算模型，得到控制分配矩阵；获取所述多旋翼飞行器的期望控制力矩；将所述期望控制力矩输入所述控制分配矩阵，得到每个动力系统的控制指令。

第二方面，本发明实施例提供了一种多规格动力系统控制分配装置，应用于多旋翼飞行器，所述多旋翼飞行器包括多个不同规格的动力系统，所述装置包括参数获取模块、控制分配矩阵获得模块、期望控制力矩获取模块及控制指令获得模块。其中，参数获取模块用于获取每个动力系统对应的系统参数和位置参数；控制分配矩阵获得模块用于将每个动力系统对应的系统参数和位置参数均输入预设的动力系统估算模型，得到控制分配矩阵；期望控制力矩获取模块用于获取所述多旋翼飞行器的期望控制力矩；控制指令获得模块用于将所述期望控制力矩输入所述控制分配矩阵，得到每个动力系统的控制指令。

第三方面，本发明实施例提供了一种多旋翼飞行器，所述多旋翼飞行器包括多个不同规格的动力系统，所述多旋翼飞行器还包括：一个或多个处理器；存储器，用于存储一个或多个程序，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，使得所述一个或多个处理器实现如上述的多规格动力系统控制分配方法。

第四方面，本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现如上述的多规格动力系统控制分配方法。

相对现有技术，本发明实施例提供的一种多规格动力系统控制分配方法及相关装置，通过获取每个动力系统对应的系统参数和位置参数，并将每个动力系统对应的系统参数和位置参数均输入预设的动力系统估算模型，得到考虑了不同规格动力系统的静态拉力和动态响应特性的控制分配矩阵；再获取多旋翼飞行器的期望控制力矩输入控制分配矩阵，得到每个动力系统的控制指令，从而在保持动力系统整体响应精度的同时，避免了响应速度较快的动力系统过早饱和或过大幅度输出的问题，提高了动力系统整体的鲁棒性。

为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1示出了本发明实施例提供的多旋翼飞行器的方框示意图。

图2示出了本发明第一实施例提供的多规格动力系统控制分配方法流程图。

图3为图2示出的步骤S102的子步骤流程图。

图4为图2示出的步骤S104的子步骤流程图。

图5示出了本发明第二实施例提供的多规格动力系统控制分配装置的方框示意图。

图标：100-多旋翼飞行器；110-存储器；120-存储控制器；130-处理器；200-多规格动力系统控制分配装置；210-参数获取模块；220-控制分配矩阵获得模块；230-期望控制力矩获取模块；240-控制指令获得模块。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。同时，在本发明的描述中，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

请参照图1，图1示出了本发明实施例提供的多旋翼飞行器100的方框示意图。多旋翼飞行器100可以是，但不限于四旋翼飞行器、六旋翼飞行器、八旋翼飞行器等等。所述多旋翼飞行器100包括多规格动力系统控制分配装置200、存储器110、存储控制器120及处理器130。

所述存储器110、存储控制器120及处理器130各元件相互之间直接或间接地电性连接，以实现数据的传输或交互。例如，这些元件相互之间可通过一条或多条通讯总线或信号线实现电性连接。所述多规格动力系统控制分配装置200包括至少一个可以软件或固件(firmware)的形式存储于所述存储器110中或固化在所多旋翼飞行器100的操作系统(operating system，OS)中的软件功能模块。所述处理器130用于执行存储器110中存储的可执行模块，例如所述多规格动力系统控制分配装置200包括的软件功能模块或计算机程序。

其中，存储器110可以是，但不限于，随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)，只读存储器(Read Only Memory，ROM)，可编程只读存储器(Programmable Read-OnlyMemory，PROM)，可擦除只读存储器(Erasable Programmable Read-Only Memory，EPROM)，电可擦除只读存储器(Electric Erasable Programmable Read-Only Memory，EEPROM)等。其中，存储器110用于存储程序，所述处理器130在接收到执行指令后，执行所述程序。

处理器130可以是一种集成电路芯片，具有信号处理能力。上述的处理器130可以是通用处理器，包括中央处理器(Central Processing Unit，CPU)、网络处理器(NetworkProcessor，NP)、语音处理器以及视频处理器等；还可以是数字信号处理器、专用集成电路、现场可编程门阵列或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。可以实现或者执行本发明实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者该处理器130也可以是任何常规的处理器等。

在本发明实施例中，多旋翼飞行器100还包括多个动力系统，每个动力系统均与处理器130电性连接，同时，动力系统的数量与该多旋翼飞行器100的旋翼数量对应，例如，四旋翼飞行器包括四个动力系统，六旋翼飞行器包括六个动力系统等。另外，多旋翼飞行器100的多个动力系统均由螺旋桨、电机和电子调速器组成，且多个动力系统具有不同规格，这些规格包括螺旋桨直径、螺距、桨形、以及电机功率和KV值等等。

第一实施例

请参照图2，图2示出了本发明第一实施例提供的多规格动力系统控制分配方法流程图。多规格动力系统控制分配方法包括以下步骤：

步骤S101，获取每个动力系统对应的系统参数和位置参数。

在本发明实施例中，每个动力系统对应的系统参数可以是反映该动力系统特性的参数，该动力系统的系统参数包括动力系力数据表和一阶惯性时间常数。

动力系力数据表可以表示该动力系统产生拉力及转动阻力矩的能力，转动阻力矩的方向与该动力系统的螺旋桨转动方向相反，动力系力数据表包括不同的动力系统控制指令(δ)对应的螺旋桨转速(ω)、拉力(T)、电压(V)和电流(A)。一阶惯性时间常数可以表示该动力系统的动态响应能力，一阶惯性时间常数可以用K_Time表示。作为一种实施方式，动力系统力数据表为大部分动力系统供应商都可以提供的静态测试结果，具有通用性，例如，通过动力系统供应商提供的静态测试表获得的动力系统力数据表如下表1所示：

表1动力系统力数据表

δ<sub>1</sub>	ω<sub>1</sub>(RPM)	T<sub>1</sub>(g)	V<sub>1</sub>(V)	A<sub>1</sub>
					0.4	2925	1702	48	3.3
0.42	3017	1839	48	3.7
					0.44	3134	1987	48	4
0.46	3234	2121	48	4.4
					0.48	3340	2267	48	4.8
0.50	3431	2376	48	5.2
					0.52	3531	2511	48	5.6
0.54	3659	2717	48	6.3
					0.56	3765	2879	48	6.8
0.58	3840	2961	48	7.2
					0.60	3984	3022	48	7.9
0.62	4047	3218	48	8.6
					0.64	4188	3397	48	9.2
0.66	4275	3538	48	9.8
					0.68	4333	3826	48	10.3
0.7	4427	3967	48	10.8
					0.75	4686	4439	48	12.8
0.8	4886	4879	48	14.4
					0.9	5373	5921	48	19.6
1	5924	7243	48	26.5

一阶惯性时间常数通常为测试动力系统控制指令在变化时到达稳定转速63％所需的时间，其可以通过当动力系统控制指令从0阶跃输出至1时，测量动力系统转速稳定所需时间的63％获得。另外，动力系统控制指令(δ)可以是，但不限于归一化的油门比例、或者PWM脉宽。

在本发明实施例中，每个动力系统对应的位置参数包括该动力系统的轴距(L_motor)及安装角(χ_motor)，其中，轴距表示该动力系统到多旋翼飞行器100重心的直线距离；安装角表示该动力系统的轴线在多旋翼飞行器100机体坐标系XY平面上的投影点与多旋翼飞行器100重心的连线，在多旋翼飞行器100机体坐标系X轴正方向的及角度。

步骤S102，将每个动力系统对应的系统参数和位置参数均输入预设的动力系统估算模型，得到控制分配矩阵。

在本发明实施例中，预设的动力系统估算模型包括预设的优化目标和约束条件。

预设的优化目标包括第一优化目标和第二优化目标，具体来说，第一优化目标包括所有动力系统的拉力之和等于多旋翼飞行器100的重力、以及悬停状态下所有动力系统产生的滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩均为0。第一优化目标可以表示为

和

其中，m_UAV表示多旋翼飞行器100的重力，_i表示每个动力系统的序号，_hover表示悬停状态，L、M、N分别表示动力系统产生的滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩。第一优化目标可以表示为

预设的优化条件包括第一约束条件和第二约束条件，第一约束条件包括每个动力系统的动态响应介于预设的动态响应下限值和动态响应上限值之间，可以用公式

表示，其中，DR_min和DR_max分别为预设的动态响应下限值和动态响应上限值，K_{DR_T}和K_{DR_Time}分别为预设的拉力权重因子和时间常数权重因子。K_{DR_T}和K_{DR_Time}有两方面的作用：一是对每个动力系统的拉力和一阶惯性时间常数的相对大小进行归一化；二是调整动力系统的时间常数在动力系统动态响应中的比重，若动力系统的规格差异不大，则动力系统时间常数权重因子可以设置的比较小，若动力系统的规格差异大，则动力系统时间常数权重因子可以设置的较大。

第二约束条件包括悬停条件下每个动力系统的动力系统控制指令介于预设的动力系统控制指令下限值和动力系统控制指令上限值之间，可以用公式δ_{hover_min}<δ_{i_hover}<δ_{hover_max}表示，其中，δ_{hover_min}和δ_{hover_max}分别为预设的动力系统控制指令下限值和动力系统控制指令上限值。δ_{hover_min}和δ_{hover_max}可以避免悬停状态的每个动力系统控制指令过小或者过大，导致部分或全部动力系统在状态调整过程中由于饱和而丧失可控性。

在本发明实施例中，利用预设的动力系统估算模型进行估算，得到控制分配矩阵的方法如子步骤S1021～S1023所示。

请参照图3，步骤S102具体包括以下子步骤：

子步骤S1021，根据每个动力系统对应的系统参数和位置参数，利用预设的优化目标和约束条件，对多旋翼飞行器的悬停状态进行优化，得到每个动力系统对应的悬停控制指令。

在本发明实施例中，可以采用多目标多约束全局优化算法，利用预设的优化目标和约束条件，对多旋翼飞行器100的悬停状态进行优化，优化完后，可以获得每个动力系统合理的悬停控制指令。

子步骤S1022，根据任意一个动力系统对应的悬停控制指令，估算出该动力系统产生的控制力矩。

在本发明实施例中，首先，可以根据每个动力系统的位置参数，获得每个动力系统的力数据，也就是每个动力系统在多旋翼飞行器100机体坐标系的X轴力臂和Y轴力臂。这一过程可以利用力臂计算公式

进行计算，其中，L_{i_motor}为每个动力系统的轴距，cosχ_{i_motor}为每个动力系统的安装角。

然后，计算出每个动力系统的力数据之后，依据任意一个动力系统对应的悬停控制指令表征的正方向增加预设比例、以及该动力系统的力数据，估算出该动力系统产生的控制力矩，也就是说，根据上述计算出的每个动力系统的悬停控制指令，设置任意一个动力系统对应的悬停控制指令表征的正方向增加10％，其它动力系统保持各自的悬停控制指令不变，按照该动力系统的力数据及位置参数，估算该动力系统产生的控制力矩，控制力矩包括拉力、滚转、俯仰和偏航力矩。

作为一种实施方式，控制力矩可以利用以下公式进行估算：

ΔT_i＝T_{i_hover_+10％}-T_{i_hover}

ΔL_i＝ΔT_i·L_{i_motor_Y}

ΔM_i＝ΔT_i·L_{i_motor_X}

D_i＝V_i.A_i/ω_i

ΔD_i＝D_{i_hover_+10％}-D_{i_hover}

ΔN_i＝ΔD_i

其中，i_hover_+10％表示任意一个动力系统对应的悬停控制指令表征的正方向增加10％，Δ表示悬停控制指令表征的正方向增加10％产生的增量，T_i,L_i,M_i,N_i分别表示任意一个动力系统对应的悬停控制指令表征的正方向增加10％产生的拉力、滚转、俯仰和偏航力矩。

需要说明的是，i_hover_+10％只是一种举例，实际应用中用户可以根据需要在5％～30％之间灵活选择。

子步骤S1023，根据每个动力系统产生的控制力矩和一阶惯性环节时间常数，计算出控制分配矩阵。

在本发明实施例中，首先，根据每个动力系统产生的控制力矩，得到静态分配矩阵

其中，L_{i_B_s}、M_{i_B_s}、N_{i_B_s}、T_{i_B_s}分别为每个动力系统产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩和拉力；然后，根据静态分配矩阵和每个动力系统的时间常数，得到动态分配矩阵B_SD＝B_StaticB_Dynamic，其中，

K_{i_Time}为每个动力系统的一阶惯性环节时间常数；最后，对动态分配矩阵进行归一化，计算出控制分配矩阵，为了在滚转、俯仰、偏航、拉力四个方向均进行归一化，可以先将动态分配矩阵B_SD的每一列取无穷范数||·||_∞，再将每一列元素除以相应的无穷范数值，就能得到归一化之后的控制分配矩阵B。

需要说明的是，由于将每个动力系统对应的系统参数和位置参数均输入预设的动力系统估算模型，得到控制分配矩阵的过程，只依赖于多旋翼飞行器100中每个动力系统的系统参数和位置参数，而每个动力系统的系统参数和位置参数均是固定的，因此，控制分配矩阵只需在更换多旋翼飞行器100之后离线计算一次即可。

步骤S103，获取多旋翼飞行器的期望控制力矩。

在本发明实施例中，期望控制力矩包括滚转期望力矩、俯仰期望力矩、偏航期望力矩和期望拉力，可以分别用L_cmd,M_cmd,N_cmd,T_cmd进行表示。

步骤S104，将期望控制力矩输入控制分配矩阵，得到每个动力系统的控制指令。

在本发明实施例中，得到期望控制力矩和控制分配矩阵之后，首先按照控制分配矩阵将期望控制力矩分配至每个动力系统，得到每个动力系统未考虑动态特性的静态控制指令；然后，对每个动力系统未考虑动态特性的静态控制指令添加一阶惯性环节

得到每个动力系统的控制指令，使得时间常数相对较小的动力系统接受控制指令的时间延迟较大，具体过程如子步骤S1041～子步骤S1042所示。

请参照图4，步骤S104具体包括以下子步骤：

子步骤S1041，将滚转期望力矩、俯仰期望力矩、偏航期望力矩和期望拉力输入控制分配矩阵，得到每个动力系统的静态控制指令。

在本发明实施例中，每个动力系统的静态控制指令是每个动力系统未考虑动态特性的控制指令。

子步骤S1042，对每个动力系统的静态控制指令添加一阶惯性环节

得到每个动力系统的控制指令，其中，K_{i_Time}为每个动力系统的一阶惯性环节时间常数。

在本发明实施例中，将时间常数K_{i_Time}的倒数作为时间常数添加一阶惯性环节

使得时间常数相对较小的动力系统接受控制指令的时间延迟较大。

与现有技术相比，本发明实施例提供的多规格动力系统控制分配方法具有以下有益效果：

1、本发明实施例通过多目标多约束全局优化算法，综合考虑了每个动力系统的拉力、时间延迟特性、总体能耗、以及动力系统控制指令的范围，可以获得每个动力系统合理的悬停控制指令，使得悬停转速处于中值附近且拉力较大的动力系统能够充分发挥拉力性能。同时，不同规格的动力系统在调整转速的过程中，时间延迟较小，多旋翼飞行器100能耗较低。

2.本发明实施例计算的是不同规格的动力系统在动态响应情况下的控制分配矩阵，而不是一味地追求动力系统的拉力性能。由于考虑了每个动力系统动态响应过程的时间延迟，因此，与单纯考虑拉力的控制分配矩阵相比，本发明实施例采用的不同规格动力系统的权重差异比较小，符合动力系统的物理特性。

3.本发明实施例通过设置转速改变快的动力系统接收存在时间延迟的控制指令的方法，让不同规格的动力系统产生的期望控制力矩的时间延迟基本一致，避免了转速改变快的动力系统快速饱和，提高了多旋翼飞行器100的鲁棒性。

第二实施例

请参照图5，图5示出了本发明第二实施例提供的多规格动力系统控制分配装置200的方框示意图。多规格动力系统控制分配装置200包括参数获取模块210、控制分配矩阵获得模块220、期望控制力矩获取模块230及控制指令获得模块240。

参数获取模块210，用于获取每个动力系统对应的系统参数和位置参数。

在本发明实施例中，参数获取模块210可以用于执行步骤S101。

控制分配矩阵获得模块220，用于将每个动力系统对应的系统参数和位置参数均输入预设的动力系统估算模型，得到控制分配矩阵。

在本发明实施例中，控制分配矩阵获得模块220可以用于执行步骤S102。

在本发明实施例中，控制分配矩阵获得模块220可以具体用于执行步骤S102的子步骤S1021～S1023。

期望控制力矩获取模块230，用于获取多旋翼飞行器的期望控制力矩。

在本发明实施例中，期望控制力矩获取模块230可以用于执行步骤S103。

控制指令获得模块240，用于根据动力系统的数量和位置关系，基于多个归一化控制量，建立分配矩阵。

在本发明实施例中，控制指令获得模块240可以用于执行步骤S104。

在本发明实施例中，控制指令获得模块240可以具体用于执行步骤S104的子步骤S1041～S1042。

本发明实施例还揭示了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器130执行时实现本发明第一实施例揭示的多规格动力系统控制分配方法。

综上所述，本发明实施例提供的一种多规格动力系统控制分配方法及相关装置，所述方法包括：获取每个动力系统对应的系统参数和位置参数；将每个动力系统对应的系统参数和位置参数均输入预设的动力系统估算模型，得到控制分配矩阵；获取多旋翼飞行器的期望控制力矩；将期望控制力矩输入控制分配矩阵，得到每个动力系统的控制指令。本发明实施例通过获取每个动力系统对应的系统参数和位置参数，并将每个动力系统对应的系统参数和位置参数均输入预设的动力系统估算模型，得到考虑了不同规格动力系统的静态拉力和动态响应特性的控制分配矩阵；再获取多旋翼飞行器的期望控制力矩输入控制分配矩阵，得到每个动力系统的控制指令，从而在保持动力系统整体响应精度的同时，避免了响应速度较快的动力系统过早饱和或过大幅度输出的问题，提高了动力系统整体的鲁棒性。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，也可以通过其它的方式实现。以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，附图中的流程图和框图显示了根据本发明的多个实施例的装置、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段或代码的一部分，所述模块、程序段或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现方式中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个连续的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或动作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。

另外，在本发明各个实施例中的各功能模块可以集成在一起形成一个独立的部分，也可以是各个模块单独存在，也可以两个或两个以上模块集成形成一个独立的部分。

所述功能如果以软件功能模块的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

Claims (9)

1.一种多规格动力系统控制分配方法，其特征在于，应用于多旋翼飞行器，所述多旋翼飞行器包括多个不同规格的动力系统，所述方法包括：

获取每个动力系统对应的系统参数和位置参数；

将每个动力系统对应的系统参数和位置参数均输入预设的动力系统估算模型进行估算，得到控制分配矩阵；

获取所述多旋翼飞行器的期望控制力矩；

将所述期望控制力矩输入所述控制分配矩阵，得到每个动力系统的控制指令；

其中，所述系统参数包括一阶惯性环节时间常数，所述预设的动力系统估算模型包括预设的优化目标和约束条件；

所述将每个动力系统对应的系统参数和位置参数均输入预设的动力系统估算模型，得到控制分配矩阵的步骤，包括：

根据每个动力系统对应的系统参数和位置参数，利用预设的优化目标和约束条件，对所述多旋翼飞行器的悬停状态进行优化，得到每个动力系统对应的悬停控制指令；

根据任意一个动力系统对应的悬停控制指令，估算出该动力系统产生的控制力矩；

根据每个动力系统产生的控制力矩和一阶惯性环节时间常数，计算出所述控制分配矩阵。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述系统参数还包括拉力；

所述优化目标包括第一优化目标和第二优化目标，所述第一优化目标包括所有动力系统的拉力之和等于所述多旋翼飞行器的重力、以及悬停状态下所有动力系统产生的滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩均为0，所述第二优化目标包括所有动力系统悬停功率之和最小；

所述约束条件包括第一约束条件和第二约束条件，所述第一约束条件可以用公式

表示，所述第二约束条件可以用公式δ_{hover_min}<δ_{i_hover}<δ_{hover_max}表示，其中，i表示每个动力系统的序号，hover表示悬停状态，DR_min和DR_max分别为预设的动态响应下限值和动态响应上限值，K_{DR_T}和K_{DR_Time}分别为预设的拉力权重因子和时间常数权重因子，δ_{hover_min}和δ_{hover_max}分别为预设的动力系统控制指令下限值和动力系统控制指令上限值，T_i表示每个动力系统产生的拉力，K_{i_Time}表示每个动力系统的一阶惯性环节时间常数，δ_{i_hover}表示每个动力系统对应的悬停控制指令。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述位置参数包括轴距及安装角；

所述根据任意一个动力系统对应的悬停控制指令，估算出该动力系统产生的控制力矩的步骤，包括：

利用力臂计算公式

根据该动力系统的位置参数，计算该动力系统的力数据，其中，L_{i_motor}为每个动力系统的轴距，χ_{i_motor}为每个动力系统的安装角，L_{i_motor_X}为每个动力系统在多旋翼飞行器机体坐标系的X轴力臂，L_{i_motor_Y}为每个动力系统在多旋翼飞行器机体坐标系的Y轴力臂；

依据该动力系统对应的悬停控制指令表征的正方向增加预设比例、以及该动力系统的力数据，估算出该动力系统产生的控制力矩。

4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述控制力矩包括滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩和拉力力矩；

所述根据每个动力系统产生的控制力矩和一阶惯性环节时间常数，计算出所述控制分配矩阵的步骤，包括：

根据每个动力系统产生的控制力矩，得到静态分配矩阵

其中，L_{i_B_s}、M_{i_B_s}、N_{i_B_s}、T_{i_B_s}分别为每个动力系统产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩和拉力；

根据所述静态分配矩阵和每个动力系统的时间常数，得到动态分配矩阵B_SD＝B_StaticB_Dynamic，其中，

K_{i_Time}为每个动力系统的一阶惯性环节时间常数；

对所述动态分配矩阵进行归一化，计算出所述控制分配矩阵。

5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述期望控制力矩包括滚转期望力矩、俯仰期望力矩、偏航期望力矩和期望拉力，所述将所述期望控制力矩输入所述控制分配矩阵，得到所有动力系统的控制指令的步骤，包括：

将所述滚转期望力矩、俯仰期望力矩、偏航期望力矩和期望拉力输入所述控制分配矩阵，得到每个动力系统的静态控制指令；

对每个动力系统的静态控制指令添加一阶惯性环节

得到每个动力系统的控制指令，其中，K_{i_Time}为每个动力系统的一阶惯性环节时间常数。

6.一种多规格动力系统控制分配装置，其特征在于，应用于多旋翼飞行器，所述多旋翼飞行器包括多个不同规格的动力系统，所述装置包括：

参数获取模块，用于获取每个动力系统对应的系统参数和位置参数；

控制分配矩阵获得模块，用于将每个动力系统对应的系统参数和位置参数均输入预设的动力系统估算模型，得到控制分配矩阵；

期望控制力矩获取模块，用于获取所述多旋翼飞行器的期望控制力矩；

控制指令获得模块，用于将所述期望控制力矩输入所述控制分配矩阵，得到每个动力系统的控制指令；

所述系统参数包括一阶惯性环节时间常数，所述预设的动力系统估算模型包括预设的优化目标和约束条件；所述控制分配矩阵获得模块具体用于：

根据每个动力系统对应的系统参数和位置参数，利用预设的优化目标和约束条件，对所述多旋翼飞行器的悬停状态进行优化，得到每个动力系统对应的悬停控制指令；

根据任意一个动力系统对应的悬停控制指令，估算出该动力系统产生的控制力矩；

根据每个动力系统产生的控制力矩和一阶惯性环节时间常数，计算出所述控制分配矩阵。

7.如权利要求6所述的装置，其特征在于，所述期望控制力矩包括滚转期望力矩、俯仰期望力矩、偏航期望力矩和期望拉力，所述控制指令获得模块具体用于：

将所述滚转期望力矩、俯仰期望力矩、偏航期望力矩和期望拉力输入所述控制分配矩阵，得到每个动力系统的静态控制指令；

对每个动力系统的静态控制指令添加一阶惯性环节

得到每个动力系统的控制指令，其中，K_{i_Time}为每个动力系统的一阶惯性环节时间常数。

8.一种多旋翼飞行器，其特征在于，所述多旋翼飞行器包括多个不同规格的动力系统，所述多旋翼飞行器还包括：

一个或多个处理器；

存储器，用于存储一个或多个程序，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，使得所述一个或多个处理器实现如权利要求1-5中任一项所述的方法。

9.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-5中任一项所述的方法。

Images