[发明专利]一种多旋翼飞行器的姿态控制误差获取方法

说明书

技术领域

本发明属于航空航天自动控制技术领域，涉及一种多旋翼飞行器的姿态 控制误差获取方法。

背景技术

多旋翼飞行器是指两个或者两个以上旋翼的飞行器，多旋翼是一个很大 的概念，有2轴矢量控制，y3，四轴，六旋翼，八旋翼，三轴6电机，四轴 八旋翼等等。多旋翼飞行器的姿态控制是多旋翼飞行器稳定飞行和执行航线 任务的基础。

为了能够稳定地控制多旋翼飞行器的姿态，需要对姿态进行描述，同时 需要把遥控器的控制信号转换为姿态描述的相应形式。现有的姿态多采用欧 拉角，方向余旋进行描述，控制方案也多采用欧拉角控制和方向余弦控制。

现有的姿态控制存在如下弊端：

1、欧拉角控制在大姿态角情况下，控制耦合严重，甚至会出现不稳定。

2、方向余弦控制存在计算方向余弦矩阵运算量大的问题。

3、方向余弦控制使用遥控器控制时，遥控器的摇杆量难于转换为控制 输入量。

发明内容

本发明的目的是为了克服现有技术中大角度耦合、方向余弦矩阵计算量 大、遥控器的杆量很难转化的问题，提供了一种运算简单、降低欧拉角控制 过程中轴间耦合的多旋翼飞行器的姿态控制误差获取方法。

为实现上述目的，本发明通过以下技术手段予以实现。

一种多旋翼飞行器的姿态控制误差获取方法，包括以下步骤：

第一步，采用导航坐标系n和载体坐标系b，得到四元数描述的姿态角， 如公式(1)-公式(3)所示；

Θ＝arcsin(2(q₁q₃-q₀q₂)) (2)

其中，ψ为偏航角，Θ为俯仰角，φ为滚转角；

q₀，q₁,q₂,q₃分别为描述姿态旋转的四元数；

第二步，利用公式(4)把导航坐标系下的重力向量g_n转换到所述载体 坐标系，获得所述载体坐标系下的重力向量描述g_b；

其中，为从所述载体坐标系b到所述导航坐标系n的旋转关系矩阵；

第三步：获取姿态控制指令的向量描述g_rb；

参照公式(5)所示，通过输入的指令俯仰角θ_c、指令滚转角和指令 偏航角结合所述重力向量g_n可得姿态控制指令的向量描述g_rb；

第四步：参照公式(6)所示，通过计算g_b和g_rb的叉乘可得姿态控制误 差err；

err＝g_b×g_rb(6)。

进一步地，所述第一步中所述导航坐标系n和载体坐标系b，具体为：

所述导航坐标系n定义为东北天坐标系；所述载体坐标系b，其X轴x_b沿多旋翼飞行器的机体指向右，y_b沿多旋翼飞行器的机体指向前，z_b沿多旋 翼飞行器的机体垂直向上；且所述导航坐标系n和所述载体坐标系b均为满 足右手定则的三维坐标系，原点均选为多旋翼飞行器机体的重心位置。

更进一步地，所述第一步具体为：

为了姿态信息需要求解导航坐标系n和载体坐标系的旋转关系矩阵；首 先基于载体坐标系b，通过飞行器传感器上测得的姿态信息从导航坐标系n 到载体坐标系b的旋转关系矩阵从载体坐标系b到导航坐标系n的旋转 关系矩阵其关系如公式(7)所示：

从导航坐标系n到载体坐标系b的姿态矩阵通过公式(8)表示；

其方向余弦矩阵描述为公式(9)所示；

其中ψ为偏航角，Θ为俯仰角，φ为滚转角；

通过公式(8)和公式(9)得到四元数描述的姿态角，如公式(1)-公 式(3)所示；

Θ＝arcsin(2(q₁q₃-q₀q₂)) (2)

其中，ψ为偏航角，Θ为俯仰角，φ为滚转角。