一种抗干扰无人机控制方法及系统与流程

1.本发明涉及无人机技术领域，特别是涉及一种抗干扰无人机控制方法及系统。


背景技术：

2.无人机是由无线遥控设备或自身程序控制、依靠自身动力、可搭载各种设备、执行多种任务、并能重复使用的无人驾驶飞行器无人机具有的优势，如低成本、低损耗、零伤亡、可重复使用和高机动性，使其在各个工业、消费领域得到了日益广泛的应用。
3.由于四旋翼无人机本质是由四个无刷直流电机分配动力达到无人机姿态调控的目的，而无人机有六个自由度，四个电机只要有一个发生变化就会导致多自由度的变化，这给无人机姿态调控及抗干扰带来挑战，而传统的pid控制虽然可以简单并高效的控制无人机完成各种动作，但其抗干扰能力是很弱的，易受外界环境影响。
4.无人机在各个应用场景中会受到各种干扰及扰动，有时过大的干扰会导致无人机发生严重的事故，如何提高无人机抗干扰能力，以及解决无人机在强风力等级、信号复杂、载荷分布不均的情况下的工作问题是目前亟待解决的技术问题。


技术实现要素：

5.本发明的目的是提供一种抗干扰无人机控制方法及系统，以提高无人机的抗干扰能力。
6.为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
7.一种抗干扰无人机控制方法，所述方法包括：
8.构建包含干扰项的三轴旋转角度比例积分观测器；
9.根据所述三轴旋转角度比例积分观测器和无人机遥控油门指令值，确定用于输出姿态控制量的滑膜姿态控制器；所述姿态控制量包括三轴姿态控制量和速度控制量；
10.构建无人机电机提供的拉力与姿态控制量的关系函数；
11.获取无人机的期望三轴姿态角度；
12.将所述期望三轴姿态角度输入滑膜姿态控制器，获得姿态控制量；
13.根据姿态控制量，利用所述关系函数，获得无人机的每个电机对旋翼所要提供的拉力；
14.根据无人机上每个电机对旋翼所要提供的拉力，确定控制每个电机的pwm波。
15.可选的，所述包含干扰项的三轴旋转角度比例积分观测器，具体包括：
16.翻滚角比例积分观测器为：
17.俯仰角比例积分观测器为：
18.偏航角比例积分观测器为：
19.其中，分别为翻滚角、俯仰角、偏航角对时间的二阶导数，l为电机到无人机机体中心轴线的水平距离，k1、k2、k3分别为x、y、z轴空气阻力矩系数，j
x
、j
y
、j
z
为无人机机体的绕x、y、z轴的旋转惯量，机体的绕x、y、z轴的旋转惯量，均为控制系统非线性函数，对应的实际物理意义为三轴上的空气阻力；分别为翻滚角、俯仰角、偏航角对时间的导数，u1，u2，u3为x、y、z轴姿态控制量，u0为速度控制量，i
p1
、i
p2
、i
p3
分别为x、y、z轴旋转角度误差比例项系数，y
θ
、y
ψ
分别为期望三轴姿态角度，分别为期望三轴姿态角度，分别为理论三轴姿态角度，i1、i2、i3分别为x、y、z轴旋转角度误差积分项系数，分别为x、y、z轴旋转角度误差积分项系数，分别为系统扰动项的比例项与积分项，对应的实际物理意义为在三轴上的电磁干扰和环境扰动；c1、c2、c3分别为三轴角度输出转换系数。
20.可选的，所述根据所述三轴旋转角度比例积分观测器和无人机遥控油门指令值，确定用于输出姿态控制量的滑膜姿态控制器，具体包括：
21.根据滑膜函数和三轴旋转角度比例积分观测器，确定用于输出三轴姿态控制量的滑膜姿态控制器；
22.根据无人机遥控油门指令值，确定用于输出速度控制量的滑膜姿态控制器。
23.可选的，所述根据滑膜函数和三轴旋转角度比例积分观测器，确定用于输出三轴姿态控制量的滑膜姿态控制器，具体包括：
24.根据滑膜函数和姿态角度误差公式，确定微分滑膜函数；
25.结合所述微分滑膜函数和无人机系统阶跃响应滑膜控制律，确定用于输出三轴姿态控制量的滑膜姿态控制器为
26.其中，分别为期望翻滚角、期望俯仰角、期望偏航角对时间的二阶
导数，分别为翻滚角误差、仰角度误差、偏航角误差对时间的导数，分别为实际翻滚角偏转角度、实际俯仰角偏转角度、实际偏航角偏转角度对时间的导数，k1、k2、k3分别为滑膜控制控制器的第一参数、第二参数、第三参数，s1、s2、s3分别为第一、第二、第三滑膜控制函数，ε1、ε2、ε3分别为第一、第二、第三滑膜回归控制速率，sgn()为阶跃函数。
27.可选的，所述根据无人机遥控油门指令值，确定用于输出速度控制量的滑膜姿态控制器，具体包括：
28.根据油门值确定无人机的期望上升速度；
29.根据无人机的期望上升速度和当前上升速度，确定用于输出速度控制量的滑膜姿态控制器为
30.其中，u0为速度控制量，v
rd
为无人机的期望上升速度，v
rs
为无人机的当前上升速度，g为当地重力加速度，δt为时间间隔。
31.可选的，所述构建无人机电机提供的拉力与姿态控制量的关系函数，具体包括：
32.建立无人机电机提供的拉力与三轴姿态控制量的关系函数为其中，f1、f2、f3、f4为无人机的四个电机提供的拉力；
33.根据速度控制量和无人机质量，建立无人机电机提供的拉力与速度控制量的关系函数为其中，m为无人机质量；
34.根据无人机电机提供的拉力与三轴姿态控制量的关系函数以及无人机电机提供的拉力与速度控制量的关系函数，确定无人机电机提供的拉力与姿态控制量的关系函数为
35.可选的，所述根据无人机上每个电机对旋翼所要提供的拉力，确定控制每个电机的pwm波，具体包括：
36.根据无人机上每个电机所要提供的拉力，确定每个电机的功率；
37.根据每个电机的功率，基于功率与电压的对应关系，确定每个电机需要的电压；
38.根据每个电机需要的电压，利用脉冲调制函数，获得控制每个电机的pwm波。
39.一种抗干扰无人机控制系统，所述控制系统应用前述的抗干扰无人机控制方法，所述控制系统包括：主控单元、惯性测量单元和多个无刷直流电机；
40.所述主控单元分别与惯性测量单元和多个无刷直流电机连接，所述主控单元用于
根据遥控偏转指令和惯性测量单元测量的无人机姿态数据输出用于控制每个无刷直流电机的pwm波；
41.多个无刷直流电机用于根据各自的pwm波为对应的旋翼提供拉力。
42.根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
43.本发明公开了一种抗干扰无人机控制方法及系统，构建包含干扰项的三轴旋转角度比例积分观测器；根据三轴旋转角度比例积分观测器和无人机遥控油门指令值，确定用于输出姿态控制量的滑膜姿态控制器；将期望三轴姿态角度输入滑膜姿态控制器，获得姿态控制量；根据姿态控制量，利用关系函数，获得无人机的每个电机对旋翼所要提供的拉力；根据无人机上每个电机对旋翼所要提供的拉力，确定控制每个电机的pwm波。本发明在比例积分观测器中引入干扰项增加了无人机的抗干扰能力，并且滑膜姿态控制器由于其指数收敛特性可增加无人机执行时间的速率，增加了系统的稳定性。
附图说明
44.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
45.图1为本发明提供的一种抗干扰无人机控制方法的流程图；
46.图2为本发明提供的无人机动力控制流程图；
47.图3为本发明提供的无人机动力模型图。
具体实施方式
48.下面将结合本发明实施例中的附图，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。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动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。
49.本发明的目的是提供一种抗干扰无人机控制方法及系统，以提高无人机的抗干扰能力。
50.为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
51.无人机动力系统建模后需要进行抗干扰控制，而控制无人机飞行稳定的关键在于编写的控制算法能否把无人机控制在预设点附近，并保证不与理想值偏离过大，当无人机受到大扰动作用时，使用抗干扰算法的无人机比普通pid无人机拥有更强的适应性。
52.建立无人机受力模型，四旋翼无人机为“x”字型飞行器结构，如图3所示。
53.无人姿态调控执行策略：
54.爬升与下降：同时增加四旋翼无人机上四个电机转速，即等幅度增加无人机四个角的受力大小，使无人机收到总升力大于无人机重力，即无人机可实现平稳上升，同理等幅度减少无人机四个角的受力，即可实现无人机平稳下降。
55.俯仰运动(俯仰角度用pitch表示)：增加无人机3号电机与4号电机的转速，即增大
f3与f4的大小，减少无人机1号电机与2号电机的转速，即减少f1与f2的大小，同时保持四个力的合力大小不变，则无人机后方受到的力矩大于前方受到力矩，无人机前倾，无人机向前运动。同理增加无人机1号电机与2号电机的转速，即增大f1与f2的大小，减少无人机3号电机与4号电机的转速，即减少f3与f4的大小，同时保持四个力的合力大小不变，则无人机前方受到的力矩大于后方受到力矩，无人机后仰，无人机向后运动。
56.翻滚运动(翻滚角度用roll表示)：增加无人机1号电机与4号电机的转速，即增大f1与f4的大小，减少无人机2号电机与3号电机的转速，即减少f2与f3的大小，同时保持四个力的合力大小不变，则无人机左受到的力矩大于右方受到力矩，无人机向左偏转，无人机向左运动。同理增加无人机2号电机与3号电机的转速，即增大f2与f3的大小，减少无人机1号电机与4号电机的转速，即减少f1与f4的大小，同时保持四个力的合力大小不变，则无人机右方受到的力矩大于左方受到力矩，无人机向右偏转，无人机向右运动。
57.偏航运动(偏航角度用yaw表示)：增加无人机1号电机与3号电机的转速，即增大f1与f3的大小，减少无人机2号电机与4号电机的转速，即减少f2与f4的大小，同时保持四个力的合力大小不变，则无人机受到顺时针力矩大于逆时针力矩，无人机做顺时针运动。同理增加无人机2号电机与4号电机的转速，即增大f2与f4的大小，减少无人机1号电机与3号电机的转速，即减少f1与f3的大小，同时保持四个力的合力大小不变，则无人机受到逆时针力矩大于顺时针力矩，无人机做逆时针运动。
58.基于以上原理，本发明提供了一种抗干扰无人机控制方法，如图1所示，方法包括：
59.步骤101，构建包含干扰项的三轴旋转角度比例积分观测器。
60.为了根据无刷电机提供的拉力估算无人机姿态角度，这里设计一个比例积分观测器，包含空气阻力项，螺旋桨动力项，干扰项。
61.翻滚角比例积分观测器为：
62.其中，为翻滚角对时间的二阶导数，l为电机到无人机机体中心轴线的水平距离，k1为x轴空气阻力矩系数，j
x
为无人机机体的绕x轴的旋转惯量，为控制系统非线性函数，对应的实际物理意义为x轴上的空气阻力；为翻滚角对时间的导数，u1为x轴姿态控制量，i
p1
为x轴旋转角度误差比例项系数，为期望x轴姿态角度，为理论x轴姿态角度，i1为x轴旋转角度误差积分项系数，为系统扰动项的比例项与积分项，对应的实际物理意义为电磁干扰和环境扰动；c1为x轴角度输出转换系数，这里为1，所以，为算法计算出的输出结果，这里特指输出角度
63.俯仰角比例积分观测器为：
64.其中，为俯仰角对时间的二阶导数，k2为y轴空气阻力矩系数，j
y
为无人机机体的绕y轴的旋转惯量，为控制系统非线性函数，对应的实际物理意义为y轴上的空气阻力；为俯仰角对时间的导数，u2为y轴姿态控制量，i
p2
为y轴旋转角度误差比例项系数，y
θ
为期望y轴姿态角度，为理论y轴姿态角度，i2为y轴旋转角度误差积分项系数，为系统扰动项的比例项与积分项，对应的实际物理意义为电磁干扰和环境扰动；c2为y轴角度输出转换系数，这里为1。
65.偏航角比例积分观测器为：
66.其中，为偏航角对时间的二阶导数，k3为z轴空气阻力矩系数，j
z
为无人机机体的绕z轴的旋转惯量，为控制系统非线性函数，对应的实际物理意义为z轴上的空气阻力；为偏航角对时间的导数，u3为z轴姿态控制量，i
p3
为z轴旋转角度误差比例项系数，为期望z轴姿态角度，为理论z轴姿态角度，i3分别为z轴旋转角度误差积分项系数，为系统扰动项的比例项与积分项，对应的实际物理意义为电磁干扰和环境扰动；c3为z轴角度输出转换系数，这里为1。
67.步骤102，根据三轴旋转角度比例积分观测器和无人机遥控油门指令值，确定用于输出姿态控制量的滑膜姿态控制器；姿态控制量包括三轴姿态控制量和速度控制量。
68.根据滑膜函数和三轴旋转角度比例积分观测器，确定用于输出三轴姿态控制量的滑膜姿态控制器，具体包括：
69.根据滑膜函数和姿态角度误差公式，确定微分滑膜函数；
70.结合微分滑膜函数和无人机系统阶跃响应滑膜控制律，确定用于输出三轴姿态控制量的滑膜姿态控制器为
71.其中，分别为期望翻滚角、期望俯仰角、期望偏航角对时间的二阶导数，分别为翻滚角误差、仰角度误差、偏航角误差对时间的导数，分别为实际翻滚角偏转角度、实际俯仰角偏转角度、实际偏航角偏转角度对时间的导数，k1、k2、k3分别为滑膜控制控制器的第一参数、第二参数、第三参数，s1、s2、s3分别为第一、第二、第三滑膜控制函数，ε1、ε2、ε3分别为第一、第二、第三滑膜回归控制速率，sgn()为阶跃函数。
72.根据无人机遥控油门指令值，确定用于输出速度控制量的滑膜姿态控制器，具体包括：
73.根据油门值确定无人机的期望上升速度；
74.根据无人机的期望上升速度和当前上升速度，确定用于输出速度控制量的滑膜姿态控制器为
75.其中，u0为速度控制量，v
rd
为无人机的期望上升速度，v
rs
为无人机的当前上升速度，g为当地重力加速度，δt为时间间隔。
76.以翻滚角φ为例解释滑膜函数的求取：
77.求取翻滚角φ控制输入方式公式推导如下，
78.根据角度误差公式：
79.其中x
e
表示翻滚角跟踪误差，其中表示实际翻滚角偏转角度，x
d
表示期望翻滚角偏转角度
80.设计滑膜函数为：
81.则
82.则可以设无人机系统阶跃响应滑膜控制律为
[0083][0084]
联立(3)、(4)求取如下公式
[0085][0086]
根据公式(5)可求出控制量u1的具体数值。
[0087]
其求取各系数方式如下：无人机起飞之后处于静止状态，仅受重力和螺旋桨垂直向上的升力。
[0088]
(1)c1为x轴角度输出增益系数，这里取1，
[0089]
(2)为角度误差的导数，具体求解方式为通过imu惯性测量单元计算出当前时刻k的翻滚角φ的实际测量值φ
s(k)
，根据上级指令无人机需要到达的姿态角度获取无人机当
前时刻k的翻滚角φ的期望角度值φ
d(k)
。
[0090]
则角速度度误差取x
1e(k)
＝(φ
s(k)
‑
φ
d(k)
)，
[0091]
取δt为无人机控制周期，一般取1ms，则前一时刻k
‑
1时刻的角速度误差为x
1e(k
‑
1)
＝(φ
s(k
‑
1)
‑
φ
d(k
‑
1)
)。
[0092]
则
[0093]
(3)a1为其中k1为对应x轴的空气阻力系数，这里根据实际风力大小与气压决定，l为无刷电机到无人机机体中心轴线的水平距离，这里以无人机机体测量数据为准，i
x
为无人机机体的绕其x的旋转惯量，这里以无人机带负载实测结果为准。
[0094]
(4)为无人机翻滚角φ的实际测量值对时间的导数，这里取
[0095][0096]
其中x
1s
取值在步骤(2)中已给出
[0097]
为无人机期望角度的对时间的二阶导数，具体计算方式为
[0098][0099]
(5)k1为滑膜控制控制器参数，根据无人机机体与控制时间，操作模式确定。
[0100]
(6)s1为滑膜控制函数，这里取
[0101][0102]
其中x
1e
取为x
1e(k)
，在步骤(2)中已给出。
[0103]
(7)ε1sgn(s1)，其中ε1是滑膜回归控制速率，根据实际情况在在4
‑
6之间取值：
[0104]
sgn(s1)＝1，s1＞0
[0105]
sgn(s1)＝0，s1＝0
[0106]
sgn(s1)＝
‑
1，s1＜0
[0107]
(8)表示比例误差项，i
p1
为比例误差系数，这里根据无人机实际控制精度与速度要求选取，表示输出的翻转角实际值与理论计算值的差，获取方式为实际无人机偏转角度减去命令控制角度
[0108]
表示比例误差项，i1为积分误差系数，这里根据无人机稳定度要求和响应速度要求选取，表示输出的翻转角实际值与理论计算值的差的积分，获取方式为前一时刻k
‑
1实际无人机偏转角度减去命令控制角度加上此时刻k实际无
人机偏转角度减去命令控制角度再除以2乘上控制时间间隔δt，即为
[0109]
同理求出俯仰角θ控制输入u2，偏航角ψ控制输入u3。
[0110]
步骤103，构建无人机电机提供的拉力与姿态控制量的关系函数。
[0111]
建立无人机电机提供的拉力与三轴姿态控制量的关系函数为其中，f1、f2、f3、f4为无人机的四个电机提供的拉力；
[0112]
根据速度控制量和无人机质量，建立无人机电机提供的拉力与速度控制量的关系函数为其中，m为无人机质量；
[0113]
根据无人机电机提供的拉力与三轴姿态控制量的关系函数以及无人机电机提供的拉力与速度控制量的关系函数，确定无人机电机提供的拉力与姿态控制量的关系函数为
[0114]
步骤104，获取无人机的期望三轴姿态角度。
[0115]
步骤105，将期望三轴姿态角度输入滑膜姿态控制器，获得姿态控制量。
[0116]
步骤106，根据姿态控制量，利用关系函数，获得无人机的每个电机对旋翼所要提供的拉力。
[0117]
步骤107，根据无人机上每个电机对旋翼所要提供的拉力，确定控制每个电机的pwm波，具体包括：
[0118]
根据无人机上每个电机所要提供的拉力，确定每个电机的功率；
[0119]
根据每个电机的功率，基于功率与电压的对应关系，确定每个电机需要的电压；
[0120]
根据每个电机需要的电压，利用脉冲调制函数，获得控制每个电机的pwm波。
[0121]
功率与电压的对应关系为：将无刷直流电机控制电压数值分成1000份，以数字0
‑
1000对应无刷直流电机的0功率与最大功率。则无人机飞控输出pwm波脉冲调制程序的输出分辨率为0.001。
[0122]
无人机控制方式是角度位置控制，其通过姿态角度变化完成空间运动，即无人机需要收到要达到的姿态角度指令，根据内置程序算法，合理分配电机载荷使无人机稳定、快速、准确的到达指定位置，设计比例积分与滑膜控制相结合的控制算法增强无人机抗干扰能力，使系统具有更大的鲁棒性，并使系统更加稳定。
[0123]
比例积分观测器与滑膜控制通过补偿未知干扰方式增强无人机抗干扰能力，有利
于消除无人机抖动现象。
[0124]
因此，本发明通过比例积分控制方法引入干扰项，增加了无人机的抗干扰能力，滑膜控制方法则由于其指数收敛特性可增加无人机执行时间的速率，并增加系统的稳定性。
[0125]
应用该方法的无人机飞控系统减少了对无人机惯性测量单元imu的依赖，减少了无人机控制的延迟时间，增加无人机的可控性。
[0126]
本发明还提供了一种抗干扰无人机控制系统，控制系统应用前述的抗干扰无人机控制方法，控制系统包括：主控单元、惯性测量单元和多个无刷直流电机；
[0127]
主控单元分别与惯性测量单元和多个无刷直流电机连接，主控单元用于根据遥控偏转指令和惯性测量单元测量的无人机姿态数据输出用于控制每个无刷直流电机的pwm波；
[0128]
多个无刷直流电机用于根据各自的pwm波为对应的旋翼提供拉力。
[0129]
本发明采用力
‑
位移控制方式，输出的pwm决定电机功率大小，电机功率决定螺旋桨提供拉力大小，而螺旋桨拉力数值与施加时间决定无人机最终姿态，如图2所示。
[0130]
其中，主控单元采用stm32f334c6t6单片机，搭载imu(inertial measurement unit，惯性测量单元)，当无人机为四旋翼无人机时输出4路pwm波。
[0131]
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
[0132]
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。