一種基於拉力測量的多旋翼無人機及其飛行控制方法與流程
2023-08-03 22:43:46 2
本發明涉及無人機飛行技術領域，尤其涉及一種基於拉力測量的多旋翼無人機及其飛行控制方法。
背景技術：
多旋翼無人機的控制方法一般都是根據位置、姿態需求按照一定的控制算法分解得到總的拉力及體坐標系下的三個扭矩指令，然後根據多旋翼特定的構型分布對應的分配矩陣分解得到每個電機的轉速平方指令，進而得到每個電機的轉速指令。最後通過電機調速器控制電機的轉速。
然而由於電機、螺旋槳、或者其它原因往往會導致電機的實際轉速與期望轉速不一致，使得螺旋槳實際提供的升力往往達不到最初的總拉力的要求以及三個扭矩的要求，因此出現了轉速反饋的控制方案。如專利申請號為201420687441.9的專利「無人機飛行控制系統」採用了測速傳感器檢測驅動電機的轉速並反饋給飛行控制裝置。另外安爾康姆的md4-1000型無人機的電調，電調輸出的導線有6根，其中四根為信號線，採用串口或者其他方式與飛行控制系統進行雙向通信，飛行控制系統可以給電調發送指令，電調也可以將動力系統的信息(比如電機的轉速)反饋給飛行控制系統，這樣飛行控制系統對動力系統的控制就是閉環控制。相比現在無人機普遍使用的開環方案(飛行控制系統只管控制電調的PWM值，不管電機轉速是否與期望轉速一致，只是由陀螺儀來判別飛行器的姿態)，對電機轉速進行閉環控制，姿態的調整可實現「一步到位」，極大地減少了電機轉速變化的頻率和幅度。從而減少了由於電機頻繁做變速運動引起的額外能量損耗。
然而在無人機做水平運動時，由於前面的螺旋槳產生的向下的空氣流動對於後面的螺旋槳會產生拉力降低的影響。典型的例子就是共軸雙槳的效率並不是100％，而是90％左右。這種情況下，儘管採用了轉速反饋方案，使得電機的轉速真正達到了期望的轉速，但是卻提供不了期望的升力，其結果仍然是達不到最初的總拉力及三個扭矩的期望值。
技術實現要素：
為克服現有技術存在的上述技術問題，本發明提供了一種基於拉力測量的多旋翼無人機，其原理簡單、易實現和推廣，可使得無人機的實際升力能夠達到期望的升力，而不受電機、螺旋槳及氣流場擾動等因素的影響。
本發明解決上述技術問題的技術方案如下：一種基於拉力測量的多旋翼無人機，其包括機體、多個機臂、電機、彈性體基座及設置在所述電機上的旋翼；
所述電機與所述旋翼一一對應；
所述彈性體基座設置在所述機臂上，所述電機設置在所述彈性體基座上，所述彈性體基座的彈性變形區間上設置有變形測量傳感器，以檢測所述電機的拉力。
本發明的有益效果是：通過在機臂上設置彈性體基座，並在彈性體基座上設置變形測量傳感器，利用變形測量傳感器可實施監測電機的拉力，便於通過電機拉力反饋的升力及期望升力調節電機的轉速，從而可保證電機實際升力能夠達到期望的升力，縮短姿態控制過程。
在上述技術方案的基礎上，本發明還可以做如下改進。
進一步，所述彈性體基座為條狀結構,所述電機設置在所述彈性體基座的一端，所述彈性體基座的另一端安裝在所述機臂上，所述彈性變形區間位於所述彈性體基座的中間位置。
進一步，所述變形測量傳感器為應變片。
進一步，所述應變片包括四個單個應變片，其中兩個所述單個應變片安裝在所述彈性體基座的拉伸變形產生拉應力的位置，另外兩個所述單個應變片安裝在所述彈性體基座的壓縮變形產生壓應力的位置，以構成全橋電路。
進一步，還包括控制器和電機調速器；所述控制器分別與所述電機、所述變形測量傳感器及所述電機調速器連接，用於根據所述變形測量傳感器檢測的所述電機的拉力，控制所述電機調速器調節所述電機的轉速。
採用上述技術方案的有益效果：當需要調整無人機飛行姿態時，控制器根據變形測量傳感器監測到的電機拉力及時控制電機調速器調節電機的轉速，使得電機的實際升力能夠達到期望的升力，包括無人機姿態改變所需要的力矩能夠達到期望的力矩，在規定的時間內姿態一步到位。
本發明還提供了一種基於拉力測量的多旋翼無人機的飛行控制方法，其包括：
利用變形測量傳感器同步採集每個電機的拉力；
根據所述電機的總拉力及所述電機在體坐標系下的X、Y、Z三個方向上的扭矩，計算每個所述電機的期望轉速和每個所述電機的期望升力；
將採集到的每個所述電機的拉力與每個所述電機的期望升力進行比較得到升力誤差；
將所述電機的期望轉速和轉速增量疊加得到最終轉速；
控制器根據所述最終轉速控制電機調速器調整所述電機的轉速。
進一步，所述計算每個所述電機的期望升力和每個所述電機的期望轉速的步驟具體包括：
利用所述電機的總拉力、所述電機在體坐標系下的X、Y、Z三個方向上的扭矩，通過分配矩陣計算出每個所述電機的期望轉速；
根據所述電機的拉力係數與所述電機的期望轉速計算每個所述電機的期望升力。
本發明提供的基於拉力測量的多旋翼無人機的飛行控制方法的有益效果為：(1)實現了每個電機的實際升力對期望升力的實時跟蹤，因此實際升力能夠達到期望的升力，保證了姿態實現所需要的力矩能夠達到期望的力矩，在規定的時間內姿態一步到位；(2)實際升力能夠達到期望的升力，避免水平運動時後面的升力不足。
附圖說明
圖1為本發明實施例二提供的基於拉力測量的多旋翼無人機的結構示意圖；
圖2為本發明實施例二提供的彈性體基座的結構示意圖；
圖3、4為本發明實施例二提供的應變片安裝的結構示意圖；
圖5為全橋檢測電路圖；
圖6為本發明實施例三提供的基於拉力測量的多旋翼無人機的飛行控制方法的原理圖；
圖7為本發明實施例三提供的基於拉力測量的多旋翼無人機的飛行控制方法的流程圖。
附圖中，各標號所代表的部件列表如下：
1-機體，2-機臂，3-旋翼，4-彈性體基座，5-電機，6-應變片，7-第一安裝孔位，8-第二安裝孔位。
具體實施方式
以下結合附圖對本發明的原理和特徵進行描述，所舉實例只用於解釋本發明，並非用於限定本發明的範圍。需要說明的是，在不衝突的情況下，本申請的實施例及實施例中的特徵可以相互組合。
實施例一
本實施例提供了一種基於拉力測量的多旋翼無人機，其包括機體、多個機臂、電機、彈性體基座及設置在所述電機上的旋翼；
所述電機與所述旋翼一一對應；
所述彈性體基座設置在所述機臂上，所述電機設置在所述彈性體基座上，所述彈性體基座的彈性變形區間上設置有變形測量傳感器，以檢測所述電機的拉力。
傳統的多旋翼無人機如果不採用轉速反饋，那麼無人機的實際升力受兩個因素影響：①電機的實際轉速沒有達到期望轉速，②無人機水平運動時前面螺旋槳產生的空氣流動引起的效率降低。傳統的多旋翼無人機如果採用轉速反饋，那麼無人機的實際升力會受到一個因素影響，即水平運動時前面螺旋槳產生的空氣流動引起的效率降低。因此，上述兩種傳統的多旋翼無人機的實際升力均無法達到期望的升力，當需要調整無人機姿態時，因實際升力達不到期望升力，使得姿態調整所需要的力矩達不到期望的力矩，進而影響到無人機的姿態，使得無人機姿態的調整時間延長或達不到期望的姿態。
本實施例提供的多旋翼無人機，其通過在機臂上設置彈性體基座，並在彈性體基座上設置變形測量傳感器，利用變形測量傳感器可實施監測電機的拉力，便於通過期望升力及拉力反饋的升力及時調節電機的轉速，從而可保證無人機實際升力能夠達到期望的升力，縮短姿態控制過程。
實施例二
如圖1所示，本實施例提供的基於拉力測量的多旋翼無人機，其包括機體1、多個機臂2、電機5、彈性體基座4及設置在所述電機5上的旋翼3；所述電機5與所述旋翼3一一對應；所述彈性體基座4設置在所述機臂2上，所述電機5設置在所述彈性體基座4上，所述彈性體基座4的彈性變形區間上設置有變形測量傳感器，以檢測所述電機5的拉力。
其中的機臂2可為多個，多個機臂2環繞機體1均勻設置，優選為四個或六個，當為四個機臂2時，四個機臂2可呈十字分布或者X型分布，每個機臂2上均設置有一個旋翼3，或二個旋翼3。
如圖2所示，其中的彈性體基座4為條狀結構，彈性體基座4的一端具有電機5安裝孔位，電機5不再是直接安裝在機臂2上，而是通過彈性體基座4安裝在機臂2上，即將電機5安裝在該彈性體基座4的一端的第一安裝孔位7上，彈性體基座4的另一端有第二安裝孔位8，用於將彈性體基座4安裝在機臂2上，彈性體基座4的中間產生彈性變形的區間，在該彈性變形區間設置變形測量傳感器，例如應變片6，可實時變形測量。
安裝應變片6時可採用半橋電路或全橋電路，優選全橋電路方案。對應的方法是採用四個單個應變片構成全橋電路，如圖3、4所示，分別為應變片1、應變片2、應變片3及應變片4，其中的兩個單個應變片，如應變片1何應變片3安裝在彈性體基座4的拉伸變形產生拉應力的位置，另外兩個單個應變片，如應變片2、應變片4安裝在彈性體基座4的壓縮變形產生壓應力的位置，圖5表示了四個應變片構成全橋檢測電路的電路圖。
由應變片6處理專用電路如HX711晶片負責處理上述全橋檢測電路，得到實時測量的拉力值。並採用成熟的CPU模塊電路讀出HX711晶片的處理結果，控制器根據所測量的拉力值控制電機5調速器調節電機5的轉速，使得電機5的實際升力能夠達到期望的升力，包括無人機姿態轉變所需要的力矩能夠達到期望的力矩，在規定的時間內姿態一步到位。
實施例三
基於上述實施例一或二所述的基於拉力測量的多旋翼無人機，本實施例提供了一種基於拉力測量的多旋翼無人機的飛行控制方法，如圖6、7所示，其中圖6為本實施例的多旋翼無人機飛行控制方法的原理圖，如圖7所示，該多旋翼無人機的飛行控制方法包括：
S1，利用變形測量傳感器同步採集每個電機的拉力；
S2，根據所述電機的總拉力及所述電機在體坐標系下的X、Y、Z三個方向上的扭矩，計算每個所述電機的期望轉速和每個所述電機的期望升力；
S3，將採集到的每個所述電機的拉力與每個所述電機的期望升力進行比較得到升力誤差；
S4，將所述電機的期望轉速和轉速增量疊加得到最終轉速；
S5，控制器根據所述最終轉速控制電機調速器調整所述電機的轉速。
進一步，所述計算每個所述電機的期望升力和每個所述電機的期望轉速的步驟具體包括：
利用所述電機的總拉力、所述電機在體坐標系下的X、Y、Z三個方向上的扭矩，通過分配矩陣計算出每個所述電機的期望轉速；
根據所述電機的拉力係數與所述電機的期望轉速計算每個所述電機的期望升力。
對每個電機的拉力測量實施同步採集方案，實現拉力的同步採集，具體為：對每個電機拉力測量的應變片處理專用電路HX711，採用同源時鐘，提供相同的工作時鐘頻率，使得轉換以及數據輸出更新率一致；對於每個電機拉力測量的應變片處理專用電路HX711，採用相同的啟動觸發脈衝，使得具有相同的開始轉換時刻。將應變片測得的每個電機產生的拉力通過串行口，如通用異步串行口、SPI等方式送入到飛控板，飛控板內部相應的驅動程序讀出數據。利用電機的總拉力及體坐標系下的X、Y、Z三個方向上的扭矩作為輸入，計算出每個電機的期望升力和期望轉速，其中的體坐標系即為機體坐標系，其是指固定在無人機上的遵循右手法則的三維正交直角坐標系，其原點位於無人機的重心，OX軸位於無人機參考平面內平行於機身軸線並指向無人機前方，OY軸垂直於無人機參考面並指向無人機右方，OZ軸在參考面內垂直於XOY平面，指向無人機下方。
如圖6所示，其中的利用電機的總拉力及所述電機在體坐標系下的X、Y、Z三個方向上的扭矩，計算每個所述電機的期望轉速和每個所述電機的期望升力具體為：首先利用總拉力、體坐標系下的三個扭矩作為輸入，通過分配矩陣計算出每個電機的期望轉速平方。
以十字形四軸多旋翼無人機為例說明，該四軸多旋翼的無人機具有四個機臂，四個機臂呈十字形排布，每個機臂上設置有一個旋翼，共四個旋翼，每個旋翼對應一個電機，共四個電機，該種結構的旋翼無人機的電機的期望轉速的計算公式如下：
其中，f為總拉力，τx為體坐標系下的X軸扭矩，τy為體坐標系下的Y軸扭矩，τz為體坐標系下的Z軸扭矩，其中的即為分配矩陣，其中的CT為拉力係數，無人機的結構、轉軸不同，分配矩陣也不同；其中的為電機1的期望轉速的平方，為電機2的期望轉速的平方，為電機3的期望轉速的平方為電機4的期望轉速的平方。
並根據拉力係數CT與轉速的平方的乘積得到每個電機的期望升力，即，f1為電機1的期望升力；f2為電機2的期望升力；f3為電機3的期望升力；f4為電機4的期望升力。
將上述獲得的每個電機的期望轉速的平方開方得每個電機的期望轉速指令，並通過應變片測得的電機的拉力反饋的升力與上述計算出的期望升力進行比較得到升力誤差，即ferr＝fi-ffeed，其中fi為電機i的期望升力，ffeed為反饋的升力，ferr為升力誤差。
進一步，通過PID控制器輸出轉速平方增量指令將轉速平方增量指令開方得到轉速增量指令將期望轉速指令與轉速增量指令疊加得到最終的轉速指令，最後的其中的為第i個電機的期望轉速指令，將得到的最終的轉速指令送到電機調速器，進而控制電機的轉速。
與現有技術相比，本實施例提供的基於拉力測量的多旋翼無人機的飛行控制方法的優點主要體現在以下幾點：
(1)實際升力能夠達到期望的升力，而不受電機，螺旋槳，空氣流場擾動等因素的影響。
(2)實際升力能夠達到期望的升力，姿態控制過程時間縮短。
傳統的控制方法使得實際升力不能夠達到期望的升力，首先表現為姿態實現所需要的力矩達不到期望的力矩，進而影響姿態，當傳感器檢測到了姿態誤差的時候，再通過控制進一步糾正，即進一步增加相應的升力，最後使得實際姿態才達到期望的姿態。
本實施例提供的基於拉力測量的多旋翼無人機的飛行控制方法實現了每個電機的實際升力對期望升力的實時跟蹤，因此實際升力能夠達到期望的升力，其結果是姿態實現所需要的力矩能夠達到期望的力矩，在規定的時間內姿態一步到位。
(3)實際升力能夠達到期望的升力，避免水平運動時後面的升力不足。
在水平運動時，升力既要克服重力，又要提供前進方向的動力，傳統的控制方法使得實際升力不能夠達到期望的升力，因此在垂直方向的分力也不足，引起掉高。
本實施例提供的基於拉力測量的多旋翼無人機的飛行控制方法實現了每個電機的實際升力對期望升力的實時跟蹤，因此，在垂直方向的分力能夠克服重力，由於垂直方向的分力不足引起的掉高現象得以消除。
在本發明的描述中，需要說明的是，術語「頂」、「底」、「內」、「外」等指示的方位或位置關係為基於附圖所示的方位或位置關係，僅是為了便於描述本發明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明的限制。
在本發明的描述中，需要說明的是，除非另有明確的規定和限定，術語「安裝」、「相連」、「連接」應做廣義理解，例如，可以是固定連接，也可以是可拆卸連接，或一體地連接；可以是機械連接，也可以是電連接；可以是直接相連，也可以通過中間媒介間接相連，可以是兩個元件內部的連通。對於本領域的普通技術人員而言，可以具體情況理解上述術語在本發明中的具體含義。此外，在本發明的描述中，除非另有說明，「多個」的含義是兩個或兩個以上。
以上所述僅為本發明的較佳實施例，並不用以限制本發明，凡在本發明的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明的保護範圍之內。