一种分布式动力垂直起降飞行器的解耦飞行控制方法

本发明属于飞行器，具体涉及一种分布式动力垂直起降飞行器的解耦飞行控制方法

背景技术：

1、垂直起降飞行器凭借起降灵活、巡航效率高的综合优势，近年来获得了快速的发展。与传统垂直起降飞行器相比，分布式电推进垂直起降飞行器(evtol)因为使用了更多的作动单元，具有更多样化的飞行与控制方式，在扩展了飞行包线的同时，也给飞行控制带来了更多困难。主要表现在：(1)在急加/减速、过渡等大机动飞行和在强风环境起降的过程中，当飞行器的俯仰角、动力单元的偏转角较大时，机体坐标系、动力坐标系、气流坐标系和地面坐标系之间存在较大的偏差，这时传统的基于平衡飞行状态的小扰动线性化展开分析与设计方法将会带来较大误差，会产生较大的运动耦合。相关文献通过采用自适应控制、自抗扰控制、分段迭代学习控制等先进的飞行控制方法，将运动耦合等复杂因素视为建模误差，通过控制算法的鲁棒性和扰动补偿可以提高控制品质，但是这些控制方法没有紧密结合飞行器的飞行动力学特性开展设计，尤其是对大偏离状态的横航向耦合考虑不足，导致控制代价较大；(2)现有技术虽然考虑了全包线、多模态统一的控制器，但是没有涉及操纵指令生成算法，在大风等极端飞行条件下需要使用人工介入的半自动飞行控制模式时，操纵耦合严重，难以实现精确的定点控制。

技术实现思路

1、为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种分布式动力垂直起降飞行器的解耦飞行控制方法，首先建立飞行器的多重参考坐标系；然后建立无人机的动力学方程；再根据操纵杆输入的指令生成在牵连机体的地面坐标系中的目标姿态角；之后根据目标姿态生成在牵连机体的地面坐标系中的目标角速度指令；接下来根据目标角速度生成控制输出量；最后根据控制输出求解分布式动力系统作动器的输出。本发明不需要使用过多的传感器信息，只需根据飞行动力学关系，采用坐标变换的方法，在半自动飞行模式下即可以实现解耦控制，便于工程应用。

2、本发明解决其技术问题所采用的技术方案如下：

3、步骤1：建立飞行器的多重参考坐标系；

4、所述多重参考坐标系包括地面坐标系、机体坐标系、动力坐标系、牵连机体的地面坐标系；

5、地面坐标系、机体坐标系的定义与飞行动力学的定义一致：地面坐标系oexeyeze的原点固定在evtol的起飞点的地面位置，oexeye平面与水平面平行，xe、ye、ze轴分别指向北、东、地；机体坐标系obxbybzb的原点在evtol的参考重心位置，xb轴沿着机身参考线指向前、yb轴垂直于机身对称面指向右、zb轴在机身对称面内垂直于obxbyb平面指向下；

6、牵连机体的地面坐标系ofxfyfzf的原点固连在参考重心位置，zf轴铅垂向下，ofxfyf平面与水平面平行，yf轴与yb在水平面上的投影重合；

7、地面坐标系、机体坐标系、牵连机体的地面坐标系三者的关系是：将地面坐标系平移使其原点和机体坐标系的原点重合之后，首先将地面坐标系绕自身的ze轴转过偏航角ψ，从而得到牵连机体的地面坐标系；然后绕牵连机体的地面坐标系的yf轴转过俯仰角θ，再绕新形成的坐标系的x轴转过滚转角φ，从而得到机体坐标系；

8、动力坐标系otxtytzt其原点ot为推/拉力的作用点、xt轴沿着动力单元的轴线指向前，机体坐标系经过平移后按照z、y、x轴的顺序分别转过ψt、θt、φt角度之后便形成动力坐标系；

9、步骤2：建立无人机的动力学方程；

10、

11、其中：v＝[u,v,w]t和ω＝[p,q,r]t分别为evtol相对地面的速度、角速度矢量在机体坐标系的分解；r＝[x,y,z]t为evtol的位移在地面坐标系的分解；q为描述机体坐标系相对地面坐标系的旋转角度的四元数，与滚转角φ、俯仰角θ、偏航角ψ三个姿态角之间可以相互转换；m为全机的总质量；i为全机的惯性张量；f、m分别为合外力、力矩在机体坐标系中的分量；leb为体轴到地轴的坐标转换矩阵；lqω为角速度到四元数的变化率的转换矩阵，其表达式如下：

12、

13、根据式(2)，代入不同的初始条件，求得无人机为实现平衡飞行所需的控制量。

14、步骤3：根据操纵杆输入的指令生成在牵连机体的地面坐标系中的目标姿态角；

15、设俯仰、滚转和偏航的操纵杆位移sx、sy、sr的无量纲行程都为[-1,1]，允许的最大俯仰角、滚转角和偏航角速率分别为θf,max、φf,max和rf,max，则操纵产生的目标姿态角采用下式计算：

16、

17、按照zyx的顺序旋转，首先，绕ze轴转过ψf角；然后，再绕yf轴转过θf角；最后再绕xf轴转过φf角，最终形成了目标体轴系，目标体轴系确定了evtol的目标姿态；该目标姿态的四元数表示为：

18、qc＝qzqyqx             (4)

19、其中：

20、

21、步骤4：根据目标姿态生成在牵连机体的地面坐标系中的目标角速度指令；

22、首先，根据目标姿态的四元数计算目标姿态角；

23、假设qc的四元数分量为[q0,q1,q2,q3]t，则目标姿态角的计算公式如下：

24、

25、然后，采用姿态角速度控制律算法，生成evtol的从目标姿态角到三轴目标角速度的映射关系；

26、假设采用比例控制律，该映射关系为：

27、

28、其中：kφ、kθ、kψ分别为滚转角、俯仰角、偏航角的比例控制增益；lbf为从牵连机体的地面坐标系到机体坐标系的坐标转换矩阵，其计算公式为：

29、

30、步骤5：根据目标角速度生成控制输出量；

31、采用增量非线性动态逆indi控制方法，增强飞行控制系统的鲁棒性；其控制律的计算公式为：

32、

33、其中：x和xc分别表示系统状态变量及其目标值；u表示控制输出；x0和u0分别表示上一采样时刻的x和u；g为系统的控制效能，因此gu为控制量u所产生的角加速度，u产生的操纵力矩为m＝igu，其中i为转动惯量；kx为角速度误差xerr的控制增益，其物理意义为x向xc逼近的一阶惯性环节的时间常数等于

34、表示evtol的角加速度，使用以下扩张状态观测器的状态估计量来代替：

35、

36、其中：为观测器的中间辅助变量；ωo为观测器的设计参数，其物理意义为观测器的带宽；

37、步骤6：根据控制输出求解分布式动力系统作动器的输出；

38、分布式动力系统的作动器分为两大类：一类是动力系统的油门量，用δt表示；另一类是动力的矢量喷口、喷流舵等的偏转角，用δf表示；

39、第i个动力单元的δt和δf产生的力在第i个动力坐标系中的表示为：

40、

41、其中：f(δt)表示油门δt产生的推力大小；左上标t表示该分量是在推力坐标系中分解；

42、由式(11)可知，同一个动力单元的δt和δf的控制是存在耦合的；

43、假设第i个动力单元在机体坐标系中的坐标为ri，则它在机体坐标系中的力和力矩为：

44、

45、结合式(11)-(13)求得第i个动力单元的作动产生的力矩在机体坐标系中的分量；假设动力单元之间没有耦合，即操纵某个动力单元仅改变自身的输出而对其它动力单元没有影响，将所有动力单元的力矩叠加得到分布式动力系统的作动产生的全机力矩；

46、采用小扰动方法，将式(11)-(13)在平衡状态线性化，得到：

47、m＝bδ  (14)

48、其中：δ＝[δt,1,δt,2,…,δt,n,δf,1,δf,2,…,δf,n]t；b＝[bt,1,bt,2,…,bt,n,bf,1,bf,2,…,bf,n]，bt,i和bf,i为3*1的矩阵；m＝[mx,my,mz]t；

49、采用广义逆法求得分布式动力系统作动器的输出为：

50、δ＝b+igu  (15)

51、其中：b+为b的广义逆；

52、将式(15)代入式(1)，生成其中的f、m中的驱动力部分，即改变evtol的运动状态，获得期望的飞行控制效果。

53、优选地，所述多重参考坐标系都符合右手法则。

54、优选地，所述合外力、力矩在机体坐标系中的分量包括驱动力、重力和气动力。

55、优选地，所述步骤2中的初始条件包括重量、飞行速度和风速。

56、本发明的有益效果如下：

57、①采用本发明创造的技术，可以使evtol在大俯仰角偏离、动力系统与机体存在较大的/可变的安装角、作动器存在多轴操纵耦合等情况下，驾驶杆施加同样的操纵给，可以获得一致的滚转、偏航对地轴的解耦控制效果，简化了evtol相对地面运动的控制，增强了在大风环境中的定点着陆控制精度；

58、②本发明不需要使用过多的传感器信息，只需根据飞行动力学关系，采用坐标变换的方法，在半自动飞行模式下即可以实现解耦控制，便于工程应用。