引 言
本文內(nèi)容主要闡述控制分配在多旋翼無人機上的使用方法,想要更多了解“控制分配”的朋友可以在無人機系統(tǒng)技術(shù)公眾號內(nèi)回復(fù)“控制分配”獲取兩篇經(jīng)典參考文獻。
控制分配最先在飛行控制系統(tǒng)設(shè)計中提出,目前已推廣至許多工程實際中,如船舶動力學(xué)、地面車輛動力學(xué)等。其基本思想是將上層控制指令依據(jù)某種優(yōu)化目標分配給冗余的執(zhí)行機構(gòu),并確保滿足執(zhí)行機構(gòu)的約束條件??刂品峙渌惴ǖ难芯拷?jīng)歷了從簡單到復(fù)雜、從靜態(tài)優(yōu)化到動態(tài)優(yōu)化、從單目標優(yōu)化到多目標優(yōu)化的發(fā)展過程。
什么是控制分配?
關(guān)注我公眾號比較早的朋友應(yīng)該知道我前面寫了很多篇文章來介紹控制器的架構(gòu)以及控制律的設(shè)計。新關(guān)注的朋友可以先去看看前面的文章。我們在這里整理一下:
PX4姿態(tài)控制算法詳解
無人機控制器設(shè)計(一):入門簡介
無人機控制器設(shè)計(二):位置控制器設(shè)計
無人機控制器設(shè)計(三):基于歐拉角的姿態(tài)控制器設(shè)計
那么看過文章的朋友應(yīng)該知道控制律的輸出往往不是直接對應(yīng)的執(zhí)行機構(gòu)。以電動無人機為例,多旋翼無人機的執(zhí)行機構(gòu)一般是電機,我們通過控制電機轉(zhuǎn)速來實現(xiàn)飛機的姿態(tài)變化,進而控制飛機的速度、位置。而無人直升機的執(zhí)行機構(gòu)一般是電機加舵機,電機用于控制主旋翼和尾槳的轉(zhuǎn)速,舵機用于控制總距、縱向周期變距、橫向周期變距、尾槳距。固定翼無人機的執(zhí)行機構(gòu)與無人直升機類似,電機控制推進槳的轉(zhuǎn)速,舵機控制升降、副翼、方向。
除固定翼無人機的控制分配相對簡單之外,多旋翼無人機和無人直升機的控制分配都較為復(fù)雜,今天我們先來了解多旋翼無人機的控制分配方法。
先來回顧一下控制律設(shè)計部分的輸出,最后得到的是期望升力、三軸期望力矩。而多旋翼無人機的執(zhí)行機構(gòu)是各個電機,所以,控制分配在這里要完成的任務(wù)就是根據(jù)某些約束條件將期望升力、三軸期望力矩映射到電機的轉(zhuǎn)速上來。
而一般情況下我們的約束條件就是電機的轉(zhuǎn)速上下限,有時候為了給姿態(tài)控制留下足夠的裕度,我們也會給定油門的限制范圍,或者在姿態(tài)控制出現(xiàn)電機飽和的時候優(yōu)先保障姿態(tài)控制,減弱油門控制。
多旋翼無人機的控制分配矩陣求解
在目前的絕大部分飛控中,控制分配的作用主要是將虛擬控制輸出映射到具體執(zhí)行機構(gòu)的輸出,也就是求取期望升力、期望力矩到各電機期望轉(zhuǎn)速的映射矩陣。
今天我們以“X”型四旋翼和“X”型六旋翼為例說明控制律虛擬控制輸出到各電機轉(zhuǎn)速之間的映射關(guān)系。
“X”型四旋翼
假設(shè)控制律得到期望的升力和期望力矩分別為:
在實際飛控系統(tǒng)中,CT和CM是很少去精確測量,而是通過調(diào)節(jié)控制律參數(shù)來實現(xiàn)通道間的差別。為此我們稍微修改一下控制效率模型:
可以進一步寫成:
由于矩陣M可逆,所以有:
因此對于X型四旋翼來說,控制分配矩陣是唯一的。
“X”型六旋翼
X型六旋翼的計算方法與X型四旋翼類似,只不過六旋翼的執(zhí)行機構(gòu)是六個,而要控制的量只有四個:升力、三軸力矩,所以其分配矩陣不唯一,我們一般通過求取偽逆得到控制分配矩陣,大家可以想一想為什么是偽逆?
假設(shè)控制律得到的期望升力和期望力矩為:
與四旋翼類似,我們也是通過調(diào)節(jié)控制律中的參數(shù)來匹配CT、CM、d這些未知參數(shù)
上述公式可以進一步寫成:
所以X型六旋翼的電機期望轉(zhuǎn)速為:
總 結(jié)
本文的控制分配主要是對虛擬控制輸出與執(zhí)行機構(gòu)之間的映射關(guān)系進行了描述,這是控制分配最基本的使用方法。實際上,控制分配在無人機單個或多個執(zhí)行機構(gòu)出現(xiàn)故障并失效時如何重新分配控制矩陣,保證飛行器能夠安全飛行,這個才是我們應(yīng)該著重考慮的問題,有興趣的朋友可以先自行研究。
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