[发明专利]一种多旋翼飞行器的姿态控制误差获取方法

摘要

本发明公开了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；第二步，利用公式把导航坐标系下的重力向量gn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gb；第三步获取姿态控制指令的向量描述grb；第四步参照公式所示，通过计算gb和grb的叉乘可得姿态控制误差err。本发明具有硬件需求低、计算量少、可以降低欧拉角控制过程中的轴间耦合的特点。

主权项

一种多旋翼飞行器的姿态控制误差获取方法，其特征在于，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；ψ=arctan(2(q1q2+q0q3)q02+q12-q22-q32)---(1)]]>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gn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gb；gb=Cnbgn=2(q1q3+q0q2)2(q2q3-q0q1)1-2(q12+q22)---(4)]]>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grb；参照公式(5)所示，通过输入的指令俯仰角θc、指令滚转角和指令偏航角结合所述重力向量gn可得姿态控制指令的向量描述grb；第四步：参照公式(6)所示，通过计算gb和grb的叉乘可得姿态控制误差err；err＝gb×grb   (6)。