一种火星无人机及其基于任务流形控制器的控制方法

1.本发明涉及自动控制领域、航空领域和无人机设计领域的综合应用，尤其涉及一种火星无人机及利用基于任务流形控制器控制火星无人机执行轨迹跟踪的方法。


背景技术：

2.在火星上的几十年里，火星漫游者们总共覆盖了不到40英里的相对平坦和开阔的地形。火星无人机是一种可在火星表面飞行并协同火星探测车完成火星星表探测任务的行星空中机器人。它弥补了火星勘测轨道飞行器大区域低分辨率的高位探测和火星探测车小区域高分辨率的低位探测之间的空白。火星无人机可以通过快速侦察安全的穿越路线或对可能的科学目标目的地进行侦察来加强漫游者的任务，作为独立的系统，可以用于探索漫游者可能无法到达的地区。使用旋翼无人机侦察将增加火星星表探测任务的范围和广度，并提供更容易和更安全的进入洞穴、火山口、冰和任何潜在危险位置的途径。同轴旋翼无人机的优势在于其紧凑的设计、较高的悬停效率、叶片雷诺数相对较高、重量和体积都在一定范围内。单主旋翼和多主旋翼具有较大的体积约束，在给定体积下无法达到与同轴旋翼相同的叶尖雷诺数。
3.自从1970年代提出火星无人机概念以来，经过几十年的不懈努力，2021年3月人类首款火星无人机“机智号”随火星探测车“毅力号”成功登陆火星表面，至今已完成10余次空中探测飞行。基于“机智号”火星无人机拍摄的火星星表图片，有效地提高了火星星表探测任务效率。随着行星空中机器人技术的进步，未来无人机集群协同完成火星、金星、木星、土卫六等星表探测将成为可能。
4.火星与地球环境差异较大，火星环境对同轴旋翼无人机控制提出了一系列独特和具有挑战性的要求，例如，火星星表重力约地球重力的38％；稀薄的二氧化碳大气，其密度和声速分别为地球的1.26％和67％，转子同时处于一个低雷诺数(re《10000)和相对较高的尖端马赫数(m》0.2)环境下，产生的空气动力性能很差。此外，在地球上无法完全复制火星环境进行火星无人机控制测试，但火星无人机控制系统必须在首次执行火星探测任务时保证顺利工作，因此必须依赖详细的建模、分析和模拟，并在部分复制的环境中进行测试。
5.考虑到垂直起降和最大化探测距离等任务需求，火星无人机应采用旋翼无人机构型。在地球表面，四旋翼无人机被证明是一种成功的旋翼无人机构型。但是，在火星星表条件下，存在无法获得预期升力等问题。为了在低雷诺数和低重力条件下获得尽可能大的升力，“机智号”火星无人机采用了共轴双旋翼直升机结构，上下旋翼分别采用1个驱动电机稳定控制转速和3个伺服电机循环控制旋翼倾角。通过综合调节上下旋翼转速和旋翼倾角，获得改变无人机姿态和速度的力矩和力，实现六自由度空间内的全驱动控制。为了在火星大气条件下实现火星无人机的稳定飞行控制，制导模块按照预先设计的姿态和航路点生成参考轨迹，飞行控制模块不断地调整旋翼倾角跟踪预定飞行轨迹。同时在旋翼转速控制环路中，增加了旋翼转速观测器反馈，有效地解决旋翼转速与航向控制间强耦合导致的飞行控制鲁棒性下降问题。
6.为了保证飞行控制系统具有足够大的稳定裕度，“机智号”火星无人机制导模块生成可解耦俯仰通道、横滚通道和航向通道的特定参考轨迹。根据参考轨迹提供的平衡点，线性化无人机的动力学和运动学模型。在此基础上，飞行控制模块实现俯仰通道、横滚通道和航向通道的单输入单输出控制。其中高度和航向分别基于导航模块输出的高度和航向估值构建了pid反馈控制器，而俯仰通道和横滚通道则采用了pid外环位置控制+pd内环姿态控制的双闭环控制策略。然而，在火星大气条件下，旋翼倾角调节将改变旋翼襟翼动力学特性和上下旋翼间吸入效应，存在俯仰/横滚通道间和俯仰/垂直通道间的耦合力矩。单输入单输出飞行控制方案存在放大这些未建模耦合力矩的风险，减小了飞行控制系统的稳定域。另一方面，共轴双旋翼无人机的动力学特性与空速相关。当飞行地速小于空速时，应根据空速测量值实时调整控制器的pid参数。但是受空速传感器体积、重量和精度的限制，“机智号”火星无人机的导航模块中没有空速测量值，只能依赖于大稳定裕度的参考轨迹，设计一组pid参数，以克服强度小于3.5m/s火星阵风的干扰。但这种特定轨迹限制了火星无人机完成星表探测飞行任务的灵活性，无法满足未来无人机集群协同火星星表探测任务的需求。


技术实现要素：

7.为了解决上述已有技术存在的不足，面向未来无人机集群协同行星星表探测需求，本发明首先设计了一款全新的微型共轴双可变倾角旋翼火星无人机kpm-vbla，以磁控桨盘模拟挠性陀螺空间几何稳定效应，保证其具有完成所需探测任务的机动能力。为了完成不同探测任务，基于任务流形设计的思想，提出了一种用于kpm-vbla火星无人机轨迹跟踪和路径跟随控制的统一混合方案，该方法合理设计出包含期望轨迹(或路径)，速度，姿态的任务流形，所设计的控制器集中地(不分环)保证了火星无人机所有状态变量渐近收敛到任务流形上，并构建lyapunov函数证明了控制算法的全局渐近稳定性。最后，分别在火星陨石坑探索任务和火星周期性坡度线观测任务虚拟仿真环境下，以kpm-vbla为控制对象实现了三维轨迹跟踪和具有高阶非线性曲线特性的路径跟踪，验证了所设计火星无人机kpm-vbla的机动性能和控制算法的有效性。本发明的具体技术方案如下：
8.一种火星无人机kpm-vbla，其特征在于，采用微型共轴双可变倾角旋翼结构，其具体包括：机身主体(6)、电池(2)及无线通讯模块(1)、上旋翼(7)、下旋翼(8)、两个磁控桨盘(12)、两个旋翼桨盘(10)、控制模块(5)及摄像头(9)、电机(13)、电机转轴(14)、弹性铰链(15)；其中，上、下旋翼之间设置有设备支架，在所述设备支架的外侧沿机身主体正前方向安装一个视觉传感器，控制模块(5)包括在所述设备支架中心的机身主体中安装的微惯性测量组件和导航控制计算机；；两个旋翼桨盘(10)分体与电机转轴(14)由弹性铰链(15)连接，上、下旋翼分别设置在上部和下部的旋翼桨盘(10)上；两个磁控桨盘(12)分别位于与两个旋翼桨盘(10)同轴的一侧，两个磁控桨盘(12)上均等间距地嵌入电磁材料，通过电流控制电磁材料产生的磁场强度和方向；在两个旋翼桨盘(10)上，与所述磁控桨盘(12)的铁磁性材料相对应的等间距地嵌入铁磁性材料；在陀螺进动效应作用下，磁控浆盘(12)与旋翼桨盘(10)间的磁力将控制上、下旋翼倾角的大小和方向，实现对上、下双旋翼倾角的可变控制。
9.进一步，还包括太阳能电池板(4)、起落支架(3)、保护罩(11)；所述上旋翼(7)上方设置太阳能电池板(4)，利用太阳能为电池充电；所述下旋翼下面设置有保护罩(11)。
10.一种基于任务流形的如前所述火星无人机kpm-vbla的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
11.s1：定义所述火星无人机kpm-vbla各坐标系；
12.s2：建立所述火星无人机kpm-vbla的六自由度动力学模型；
13.s3：设计任务流形控制器，得到所述火星无人机kpm-vbla的输入控制力和力矩，以实现对火星无人机的控制。
14.进一步，所述步骤s1具体包括如下步骤：
15.s1-1：定义火星无人机kpm-vbla的地面坐标系和机体坐标系：地面坐标系o
g-xgygzg的原点og为火星地面上的固定点，其中，ogxg轴指向北方，ogyg轴指向东方，ogzg轴指向火星中心；机体坐标系o
b-xbybzb的原点ob为火星无人机的重心cg，其中，obxb轴指向前向视觉传感器，obzb轴垂直于obxb轴并指向下方，obyb轴由右手定则确定并指向机身主体右侧；
16.s1-2：步骤s1-1所述地面坐标系中的位置和姿态运动学方程由所述机体坐标系到地面坐标系的转换得到：
[0017][0018]
其中，y＝[p
t
,θ
t
]
t
为火星无人机广义位置矢量，p＝[x,y,z[
t
和θ＝]φ,θ,ψ]
t
分别为所述火星无人机在地面坐标系中的位置矢量和姿态角矢量，x＝[v
t
,ω
t
]
t
为火星无人机广义速度矢量，v＝[u,v,w]
t
和ω＝[p,q,r]
t
分别为机体坐标系中速度矢量和旋转角速度矢量，为机体坐标系和地面坐标系之间的变换矩阵，为机身主体旋转角速度从机体坐标系映射到地面坐标系的转换矩阵；
[0019][0020][0021]
其中，c(
·
)＝cos(
·
)，s(
·
)＝sin(
·
)，t(
·
)＝tan(
·
)；
[0022]
s1-3：定义火星无人机kpm-vbla的旋翼i固连坐标系o
i-xiyizi，i＝1为上旋翼，i＝2为下旋翼，其原点oi位于旋翼i旋转中心；oixi轴平行于旋翼i旋转平面的平面内指向摄像头方向；oiyi轴平行于旋翼i旋转平面的平面内垂直oixi轴，指向左侧；oizi轴由右手定则可判断其指向旋翼i旋转平面的法线方向，向上为正。
[0023]
进一步，所述步骤s2具体包括如下步骤：
[0024]
s2-1：在步骤s1-1所述机体坐标系下，基于牛顿-欧拉方程可以得到所述火星无人机中kpm-vbla的速度和角速度动力学方程分别为：
[0025][0026]
其中，fb和mb分别为机体坐标系下作用在火星无人机重心上的三轴合外力和合外力矩，{i
x
,iy,iz}为火星无人机绕obxb、obyb和obzb轴的转动惯量，m为火星无人机质量；
[0027]
s2-2：由火星无人机kpm-vbla结构可知，机身主体所受合外力包括火星重力矢量fg，旋翼旋转产生的升力矢量f
t
和冲压阻力矢量fr；机身主体所受合外力矩包括旋翼旋转产生的反扭矩矢量mq、陀螺力矩矢量mg和旋翼升力在机体坐标系下obxb轴和obyb轴的分力产生的力矩矢量m
t
；因此，作用在火星无人机kpm-vbla上的合外力和合外力矩可以表示为：
[0028]
fb＝fg+f
t
+fr[0029]
mb＝mq+mg+m
t
[0030]
s2-3：基于步骤s2-1和步骤s2-2，可得火星无人机kpm-vbla完整六自由度动力学方程模型：
[0031][0032]
其中，m＝diag[m,m,m,i
x
,iy,iz]为火星无人机质量矩阵，nd为与火星无人机广义速度矢量x相关力与力矩，nd＝[m(vr-wq),m(wp-ur),m(uq-vp),i
y-iz)rq,(i
z-i
x
)pr,(i
x-iy)pq]
t
；nf为外力作用在机身主体上力与力矩，为外力作用在机身主体上力与力矩，nu为任务流形控制器产生的力与力矩，即，任务流控制器的控制律，
[0033]
进一步，所述步骤s3具体包括如下步骤：
[0034]
s3-1：考虑到火星无人机kpm-vbla飞行轨迹或路径可由三维空间中一对曲面的交线描述，定义火星无人机kpm-vbla期望轨迹为关于位置p的隐函数，得到：
[0035][0036]
其中，t为时间，ja1(t),ja2(t)均为根据飞行轨迹预先设计的三维行向量，b(t)根据飞行轨迹预先设计一维向量，jp＝[xj,yj,zj]
t
为关于火星无人机的位置坐标分量j次幂组成的向量，j代表描述期望轨迹或路径的阶数，e
n1
和e
n2
为轨迹跟踪误差分量；当n(p,t)＝[e
n1 e
n2 0]
t
≠03×1时，则存在轨迹跟踪误差分量e
n1
和e
n2
，需设计相应控制律nu，使得轨迹跟踪误差分量e
n1
→
0且e
n2
→
0；
[0037]
s3-2：考虑到火星无人机kpm-vbla飞行过程中姿态稳定，定义姿态误差φ(p,θ,t)为火星无人机kpm-vbla姿态θ与期望姿态θ*(p,θ,t)的差，得到：
[0038]
φ(p,θ,t)＝θ-θ*(p,θ,t)
[0039]
需设计相应控制律nu，使得姿态误差φ(p,θ,t)
→03
×1；
[0040]
s3-3：结合步骤s3-1和步骤s3-2，定义轨迹流形ψ
tr
＝06×1，得到：
[0041][0042]
最终火星无人机kpm-vbla广义位置矢量y需要收敛到轨迹流形ψ
tr
＝06×1，以确保火星无人机kpm-vbla沿期望轨迹以稳定姿态飞行；
[0043]
由于ψ
tr
对所有自变量至少一阶可导，则ψ
tr
关于时间t的全微分可以表示为：
[0044][0045]
其中，
[0046][0047][0048][0049]
s3-4：考虑到为减少飞行过程中的能量消耗，约束火星无人机kpm-vbla沿期望轨迹飞行时的广义速度矢量x，定义速度流形为：
[0050][0051]
其中，为速度平方误差矢量，vc为期望飞行速度矢量；最终火星无人机kpm-vbla的广义速度矢量x需要收敛到速度流形ψv＝06×1，使得火星无人机kpm-vbla以期望速度矢量vc保持空间几何稳定状态飞行；
[0052]
s3-5：为保证火星无人机kpm-vbla沿探测任务期望姿态和速度飞行，利用轨迹流形ψ
tr
＝0和速度流形ψv＝0合成任务流形ψ＝0，得到：
[0053]
ψ＝ψ
tr
+aψv＝0
[0054]
其中，a为6阶对角加权系数矩阵，设计矩阵a使得当且仅当ψ
tr
→
0和ψv→
0，才有ψ
→
0，因此，也能够使得步骤3-1的所述轨迹跟踪误差分量e
n1
→
0且e
n2
→
0和步骤3-2中的姿态误差φ(p,θ,t)
→03
×1；
[0055]
s3-6：为保证火星无人机kpm-vbla的广义位置矢量y，广义速度矢量x及其一阶导数收敛到任务流形ψ＝0，设计6阶常系数矩阵t，使其满足如下公式：
[0056][0057]
s3-7：基于步骤s2-3得到火星无人机kpm-vbla动力学方程，结合步骤s3-5和s3-6，
得到非线性任务流形控制律nu为：
[0058][0059]
其中，k0＝j1j
∑px
+j
θj∑θx
，k1＝tak
11
+k
12
，k
11
＝[06×
3 j1j
∑pθ
+j
θj∑θθ
]，k
12
＝(t+a)js+taгs，j1＝j
p
+jv，jv＝＝
[0060]
所述非线性任务流形控制律nu可以保证所有状态变量渐近收敛到任务流形ψ＝0上，即基于所述非线性任务流形控制律nu，即可得到任务流形控制器产生的力与力矩。
[0061]
进一步，为证明步骤s3-7非线性任务流形控制律nu的全局渐近稳定性，选取
[0062]
lyapunov函数并对时间求导，得到：
[0063][0064]
其中，要使得只需要步骤s3-6中矩阵t-1
最小特征值t
min
大于0即可，考虑到t为对角矩阵，则只需要t所有对角线元素全部为正即可。
[0065]
对采用前述控制方法的所述火星无人机kpm-vbl进行轨迹跟踪和路径跟随控制的仿真方法，在虚拟仿真环境下，基于unity 3d构建圣玛丽亚火星陨石坑和火星周期性坡度线的3d虚拟场景，并基于前述步骤s3所设计的任务流形控制律nu，控制火星无人机kpm-vbla实现火星陨石坑探索任务和火星周期性坡度线观测任务的控制仿真。
[0066]
进一步，对于圣玛丽亚火星陨石坑探索任务，设计期望轨迹为沿陨石坑壁下降至陨石坑内，接着沿螺旋线环绕陨石坑壁飞行，最终飞出陨石坑后沿直线飞行至期望终点，分别以步骤3中的任务流形控制器和现有的滑模控制器进行轨迹跟踪控制。
[0067]
进一步，对于火星周期性坡度线观测任务，设计期望轨迹为符合坡度线条纹特征的高阶曲线，以步骤3中的任务流形控制器进行路径跟随控制。
[0068]
本发明与现有技术相比所具有的有益效果：
[0069]
1.本发明基于火星无人机探索火星陨石坑和火星周期性坡度线等具有非线性几何特征地貌的探测需求，同时考虑了无人机在火星环境下执行任务所应对的机多项挑战，设计了一款创新的微型共轴双可变倾角旋翼火星无人机kpm-vbla，与传统的欠驱动四旋翼无人机不同，这种无人机以磁控桨盘分解升力，实现姿态和速度的全驱动控制，能够以空间几何稳定状态飞行，更适合执行以视觉信息采集为主的火星探测任务。使用牛顿-欧拉矢量力学方法，建立了火星无人机kpm-vbla六自由度非线性动力学模型。
[0070]
2.本发明受协同合成控制法启发，提出了一种任务流形控制器，以完成非线性几何地貌贴近探测任务。任务流形由轨迹流形和速度流行加权合成，其中轨迹流形为高阶非线性隐函数表示的期望轨迹和姿态误差。为了给出火星无人机飞行时的速度限制而设计速度流形。通过设计任务流形控制器的加权系数矩阵和协同增益矩阵保证闭环系统所有状态变量的收敛性。该控制器的稳定性分析由构造的lyapunov函数所证明。
[0071]
3.本发明在火星陨石坑探索和火星周期性坡度线观测两个任务的3d虚拟仿真环
境中，火星无人机kpm-vbla以较少能量实现了快速跟踪与高阶非线性几何地貌类似的探索轨迹，验证了任务流形控制算法的有效性。
附图说明
[0072]
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，通过参考附图会更加清楚的理解本发明的特征和优点，附图是示意性的而不应理解为对本发明进行任何限制，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，可以根据这些附图获得其他的附图。其中：
[0073]
图1是本发明的微型共轴双可变倾角旋翼火星无人机kpm-vbla结构图；
[0074]
图2是本发明的火星无人机kpm-vbla磁控桨盘结构剖面图；
[0075]
图3是本发明的火星无人机kpm-vbla各坐标系定义示意图；
[0076]
图4是本发明实施例的高分辨率成像科学实验拍摄的圣玛丽亚火星陨石坑图；
[0077]
图5(a)是本发明实施例的圣玛丽亚火星陨石坑的3d虚拟模型图；
[0078]
图5(b)是本发明实施例的火星无人机在圣玛丽亚火星陨石坑的3d虚拟模型图中的轨迹图；
[0079]
图6是本发明实施例的火星无人机kpm-vbla进行火星陨石坑探索任务的空速跟踪曲线图；
[0080]
图7(a)和(b)分别是本发明实施例的火星无人机kpm-vbla进行火星陨石坑探索任务的速度和姿态响应图；
[0081]
图8是本发明实施例的火星无人机kpm-vbla进行火星陨石坑探索任务的位置误差曲线图；
[0082]
图9(a)和(b)分别是本发明实施例的火星无人机kpm-vbla进行火星陨石坑探索任务的反馈控制力和力矩曲线图；
[0083]
图10是本发明实施例的高分辨率成像科学实验拍摄的火星周期性斜坡线图；
[0084]
图11(a)是本发明施例的火星周期性斜坡线的3d虚拟模型图；
[0085]
图11(b)是本发明施例的火星无人机在火星周期性斜坡线的3d虚拟模型图中的轨迹图；
[0086]
图12是本发明的实施例的火星无人机kpm-vbla进行火星周期性斜坡线观测任务的空速跟踪曲线图；
[0087]
图13(a)和(b)分别是本发明实施例的火星无人机kpm-vbla进行火星周期性斜坡线观测任务的速度和姿态响应图；
[0088]
图14是本发明实施例的火星无人机kpm-vbla进行火星周期性斜坡线观测任务的位置误差曲线图；
[0089]
图15(a)和(b)分别是本发明实施例的火星无人机kpm-vbla进行火星周期性斜坡线观测任务的反馈控制力和力矩曲线图。
[0090]
附图标记说明：
[0091]
1-无线通信模块，2-电池，3-起落支架，4-太阳能电池板，5-控制模块，6-机身主体，7-上旋翼，8-下旋翼，9-摄像头，10-旋翼桨盘，11-保护罩，12-磁控桨盘，13-电机，14-电机转轴，15-柔性铰链。
具体实施方式
[0092]
为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明的实施例及实施例中的特征可以相互组合。在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是，本发明还可以采用其他不同于在此描述的其他方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。
[0093]
本发明基于火星无人机轨迹(路径)跟踪问题提出了非线性任务流形控制器，使得火星无人机在完成轨迹(路径)跟踪任务的同时以较少的能量消耗稳定飞行。首先为火星无人机定义了具有非线性几何特征的期望轨迹和姿态组成轨迹流形。为了降低控制系统能量消耗，定义速度流形描述火星无人机的广义速度约束。在此基础上，加权合成了六维任务流形。接着利用任务流形设计了火星无人机kpm-vbla的反馈控制力和控制力矩，即任务流形控制律nu，使得广义位置和广义速度分别收敛到轨迹流形和速度流形。并分析了该非线性任务流形控制器的稳定性。该方案避免了控制器“内部”和“外部”反馈回路的分解，无需以级联的方式处理12个状态变量(6个广义位置和6个广义速度)。而是直接利用六维任务流形获得了火星无人机kpm-vbla的控制力和控制力矩，在保证速度和角速度稳定的同时，使得轨迹跟踪误差收敛到零。
[0094]
具体的，如图1所示为本发明所设计的微型共轴双可变倾角旋翼火星无人机kpm-vbla结构图，所述火星无人机kpm-vbla采用微型共轴双可变倾角旋翼结构，其具体包括：太阳能电池板4、起落支架3、机身主体6、电池2及无线通讯模块1、上旋翼7、下旋翼8、两个磁控桨盘12、两个旋翼桨盘10、控制模块5及摄像头9、保护罩11、电机13、电机转轴14。其中，摄像头9设置在控制模块5上，上、下旋翼中心的设备支架的外侧沿机身主体正前方向安装一个视觉传感器，设备支架中心的机身主体中安装微惯性测量组件和导航控制计算机作为控制模块。上旋翼上方的小型的太阳能电池板4利用太阳能为电池充电，下旋翼下面的设置有保护罩11，用来阻挡起飞降落时旋翼旋转扬起的火星沙粒，减少火星沙粒可能造成的旋转轴损伤，旋翼桨盘10与电机转轴14由弹性铰链15连接。如图2所示的磁控桨盘12，上、下两个磁控桨盘12分别位于与上、下旋翼固连的两个旋翼桨盘10同轴的位置，只要二者同轴相邻即可，无论是磁控桨盘12是位于旋翼桨盘10的上方还是下方均可，磁控桨盘12上等间距地嵌入电磁性材料，通过电流控制电磁材料产生的磁场强度和方向；在与机身主体6上的电机转轴14固连的旋翼桨盘10上，与磁控桨盘12的电磁材料相对应的等间距地嵌入铁磁性材料。在陀螺进动效应作用下，由于旋翼桨盘与电机转轴是有弹性铰链连接，通过控制磁控桨盘上的磁场，即可控制旋翼桨盘的倾斜大小和方向，也就是磁控浆盘12与旋翼桨盘10间的磁力将控制上、下旋翼倾角的大小和方向，实现对上、下双旋翼倾角的可变控制。
[0095]
一种火星无人机及其基于任务流形控制器的控制方法，包括以下步骤：
[0096]
s1：定义微型共轴双可变倾角旋翼火星无人机kpm-vbla各坐标系，坐标系定义如图3所示，o
i-xiyizi为旋翼i固连坐标系，ob(cg)-xbybzb为机体坐标系，o
g-xgygzg为地面坐标系。
[0097]
优选的，所述步骤s1的具体步骤为：
[0098]
s1-1：定义火星无人机kpm-vbla的地面坐标系和机体坐标系：地面坐标系o
g-xgygzg的原点og为火星地面上的固定点，其中，ogxg轴指向北方，ogyg轴指向东方，ogzg轴指向
火星中心；机体坐标系o
b-xbybzb的原点ob为火星无人机的重心cg，其中，obxb轴指向前向视觉传感器，obzb轴垂直于obxb轴并指向下方，obyb轴由右手定则确定并指向机身主体右侧；
[0099]
s1-2：步骤s1-1所述地面坐标系中的位置和姿态运动学方程由所述机体坐标系到地面坐标系的转换得到：
[0100][0101]
其中，y＝[p
t
,θ
t
]
t
为火星无人机广义位置矢量，p＝[x,y,z]
t
和θ＝[φ,θ,ψ]
t
分别为所述火星无人机在地面坐标系中的位置矢量和姿态角矢量，x＝[v
t
,ω
t
]
t
为火星无人机广义速度矢量，v＝[u,v,w]
t
和ω＝[p,q,r]
t
分别为机体坐标系中速度矢量和旋转角速度矢量，为机体坐标系和地面坐标系之间的变换矩阵，为机身主体旋转角速度从机体坐标系映射到地面坐标系的转换矩阵；
[0102][0103][0104]
其中，c(
·
)＝cos(
·
)，s(
·
)＝sin(
·
)，t(
·
)＝tan(
·
)；
[0105]
s1-3：定义火星无人机kpm-vbla的旋翼i固连坐标系o
i-xiyizi，i＝1为上旋翼，i＝2为下旋翼，其原点oi位于旋翼i旋转中心；oixi轴平行于旋翼i旋转平面的平面内指向摄像头方向；oiyi轴平行于旋翼i旋转平面的平面内垂直oixi轴，指向左侧；oizi轴由右手定则可判断其指向旋翼i旋转平面的法线方向，向上为正。
[0106]
s2：建立火星无人机kpm-vbla的六自由度动力学模型。
[0107]
优选的，s2-1：在步骤s1-1所述机体坐标系下，基于牛顿-欧拉方程可以得到所述火星无人机中kpm-vbla的速度和角速度动力学方程分别为：
[0108][0109]
其中，fb和mb分别为机体坐标系下作用在火星无人机重心上的三轴合外力和合外力矩，{i
x
,iy,iz}为火星无人机绕obxb、obyb和obzb轴的转动惯量，m为火星无人机质量；
[0110]
s2-2：由火星无人机kpm-vbla结构可知，机身主体所受合外力包括火星重力矢量fg；上、下旋翼旋转产生的升力矢量f
t
和冲压阻力矢量fr，机身主体所受合外力矩包括上、下旋翼旋转产生的反扭矩矢量mq、陀螺力矩矢量mg和上、下旋翼升力在机体坐标系下obxb轴和obyb轴的分力产生的力矩矢量m
t
；上述与上、下旋翼相关的力和力矩矢量，可以现在旋翼i固连坐标系获得，然后再转换到机体坐标系；因此，作用在火星无人机kpm-vbla上的合外力和
合外力矩可以表示为：
[0111]
fb＝fg+f
t
+fr[0112]
mb＝mq+mg+m
t
[0113]
s2-3：基于步骤s2-1和步骤s2-2，可得火星无人机kpm-vbla完整六自由度动力学方程模型：
[0114][0115]
其中，m＝diag[m,m,m,i
x
,iy,iz]为火星无人机质量矩阵，nd为与火星无人机广义速度矢量x相关力与力矩，nd＝[m(vr-wq),m(wp-ur),m(uq-vp),i
y-iz)rq,(i
z-i
x
)pr,(i
x-iy)pq]
t
；nf为外力作用在机身主体上力与力矩，为外力作用在机身主体上力与力矩，nu为任务流形控制器产生的力与力矩，即，任务流控制器的控制律，
[0116]
s3：设计任务流形控制器的非线性任务流形控制律nu，即，得到对步骤s2所述火星无人机kpm-vbla的输入控制力和力矩，以实现对火星无人机的控制。
[0117]
优选的，所述步骤s3的具体步骤为：
[0118]
s3-1：考虑到火星无人机kpm-vbla飞行轨迹或路径可由三维空间中一对曲面的交线描述，定义火星无人机kpm-vbla期望轨迹为关于位置p的隐函数，得到：
[0119][0120]
其中，t为时间，ja1(t),ja2(t)均为根据飞行轨迹预先设计的三维行向量，b(t)根据飞行轨迹预先设计一维向量，其中，飞行轨迹可以是随时间改变的，也可保持飞行轨迹不变，jp＝[xj,yj,zj]
t
为关于火星无人机的位置坐标分量j次幂组成的向量，j代表描述期望轨迹或路径的阶数，e
n1
和e
n2
为轨迹跟踪误差分量；当n(p,t)＝[e
n1 e
n2 0]
t
≠03×1时，则存在轨迹跟踪误差分量e
n1
和e
n2
，需在下面步骤设计相应控制律nu，使得轨迹跟踪误差分量e
n1
→
0且e
n2
→
0；
[0121]
s3-2：考虑到火星无人机kpm-vbla飞行过程中姿态稳定，定义姿态误差φ(p,θ,t)为火星无人机kpm-vbla姿态θ与期望姿态θ*(p,θ,t)的差，得到：
[0122]
φ(p,θ,t)＝θ-θ*(p,θ,t)
[0123]
需在下面步骤设计相应控制律nu，使得姿态误差φ(p,θ,t)
→03
×1；
[0124]
s3-3：结合步骤s3-1和步骤s3-2，定义轨迹流形ψ
tr
＝06×1，得到：
[0125][0126]
最终火星无人机kpm-vbla广义位置矢量y需要收敛到轨迹流形ψ
tr
＝06×1，以确保火星无人机kpm-vbla沿期望轨迹以稳定姿态飞行；
[0127]
由于ψ
tr
对所有自变量至少一阶可导，则ψ
tr
关于时间t的全微分可以表示为：
[0128]
[0129]
其中，
[0130][0131][0132][0133]
s3-4：考虑到为减少飞行过程中的能量消耗，约束火星无人机kpm-vbla沿期望轨迹飞行时的广义速度矢量x，定义速度流形为：
[0134][0135]
其中，为速度平方误差矢量，vc为期望飞行速度矢量；最终火星无人机kpm-vbla的广义速度矢量x需要收敛到速度流形ψv＝06×1，使得火星无人机kpm-vbla以期望速度矢量vc保持空间几何稳定状态飞行；
[0136]
s3-5：为保证火星无人机kpm-vbla沿探测任务期望姿态和速度飞行，利用轨迹流形ψ
tr
＝0和速度流形ψv＝0合成任务流形ψ＝0，得到：
[0137]
ψ＝ψ
tr
+aψv＝0
[0138]
其中，a为6阶对角加权系数矩阵，设计矩阵a使得当且仅当ψ
tr
→
0和ψv→
0，才有ψ
→
0，因此，也能够使得步骤3-1的所述轨迹跟踪误差分量e
n1
→
0且e
n2
→
0和步骤3-2中的姿态误差φ(p,θ,t)
→03
×1；可见任务流形ψ＝0的合成使得控制器只需要处理6维问题，即可将稳定姿态、速度的飞控任务和轨迹跟踪任务统一起来；
[0139]
s3-6：为保证火星无人机kpm-vbla的广义位置矢量y，广义速度矢量x及其一阶导数收敛到任务流形ψ＝0，设计6阶常系数矩阵t，也就是协同增益矩阵，使其满足如下公式：
[0140][0141]
通过设计任务流形控制器的加权系数矩阵和协同增益矩阵保证闭环系统所有状态变量的收敛性。
[0142]
s3-7：基于步骤s2-3得到火星无人机kpm-vbla动力学方程，结合步骤s3-5和s3-6，得到非线性任务流形控制律nu为：
[0143][0144]
其中，k0＝j1j
∑px
+j
θj∑θx
，k1＝tak
11
+k
12
，k
11
＝[06×
3 j1j
∑pθ
+j
θj∑θθ
]，k
12
＝(t+a)js+taгs，j1＝j
p
+jv，
[0145]
所述非线性任务流形控制律nu可以保证所有状态变量渐近收敛到任务流形ψ＝0上，即基于所述非线性任务流形控制律nu的矩阵，拆分后即可对应的得到任务流形控制器产生的力与力矩。
[0146]
为证明步骤s3-7非线性任务流形控制律nu的全局渐近稳定性，选取lyapunov函数
[0147]
并对时间求导，得到：
[0148][0149]
其中，要使得只需要步骤s3-6中矩阵t-1
最小特征值t
min
大于0即可，考虑到t为对角矩阵，则只需要t所有对角线元素全部为正即可。
[0150]
在此基础上，本发明利用基于unity 3d构建圣玛丽亚火星陨石坑和火星周期性坡度线的3d虚拟场景进行火星无人机kpm-vbla执行火星陨石坑探索任务和火星周期性坡度线观测任务的控制仿真，进一步验证了该任务流形控制器的控制效果和精度，以及所设计微型共轴双可变倾角旋翼火星无人机kpm-vbla的被控性能。采用的具体方法为：对于圣玛丽亚火星陨石坑探索任务，设计期望轨迹为沿陨石坑壁下降至陨石坑内，接着沿螺旋线环绕陨石坑壁飞行，最终飞出陨石坑后沿直线飞行至期望终点，分别以本发明所提的任务流形控制器和目前轨迹跟踪控制效果较优的滑模控制器进行轨迹跟踪控制。对于火星周期性坡度线观测任务，设计期望轨迹为符合坡度线条纹特征的高阶曲线，以本发明所提的任务流形控制器进行路径跟随控制。
[0151]
下面通过一个具体的实施例来具体说明本发明的任务流形控制器控制火星无人机kpm-vbla执行火星探索任务的控制效果及其精度验证。图5和图11为根据本发明所构建的圣玛丽亚火星陨石坑和火星周期性斜坡线的3d虚拟模型图。
[0152]
考虑到全面详细成像火星陨石坑内部地貌的探索需求，设计火星无人机kpm-vbla飞行任务为飞行至火星陨石坑边缘上方，斜线下降至接近火星陨石坑底部，再沿火星陨石坑壁螺旋式上升至火星陨石坑上方，以便对火星陨石坑壁扫描式拍摄，最后斜线飞到坑边。设下降深度为6m，螺旋线轴位置位于火星陨石坑中心，螺旋线底面半径与顶面半径均为40m，竖直方向上升速度为0.01m/s。设期望速度vc＝1m/s，初始位置p0＝[-8,-40,0]
t
m，初始线速度v0＝[0.1,0.2,0]
t
m/s，初始姿态θ0＝[0,0,0]
t
rad，其他状态为0。所设计探索轨迹为3个连续曲线的拼接，分别由如下三个流形描述
[0153][0154]
[0155][0156]
其中，r＝40m，t1＝10s为火星机从斜线路径切换至螺旋线轨迹的时间，t2＝(10+200π)s为火星无人机kpm-vbla从螺旋线轨迹切换至直线路径的时间。
[0157]
如图8所示，在任务流形控制器和滑模控制器下，轨迹跟踪在700s的轨迹跟踪任务时间内，稳态误差均不超过0.3m，说明两种控制器下火星无人机能够精确跟踪二次型任务轨迹，以完成火星陨石坑探索任务。在前10s斜线下降过程中，滑模控制器启动时有0.09m的位置误差超调，为任务流形控制器的4倍，且存在0.013m的稳态误差。第10s，kpm-vbla由斜线下降过程结束，转而螺旋上升，此时任务流形控制器存在0.275m的初始位置误差，高于滑模控制器的0.1m，然而收敛时间为2s，低于滑模控制器的5s，稳态误差为0.0011m略小于滑模控制器的0.0013m。在638s，kpm-vbla螺旋上升结束，开始斜线飞到坑边。此时任务流形控制器和滑模控制器过渡良好，且任务流形控制器的位置误差回0，这是由于该斜线恰好为螺旋线的切线，两轨迹平滑连接。由图8可以看出，在kpm-vbla下降开始和第10s kpm-vbla进行轨迹切换时，滑模控制器存在较大的速度超调，超调率高达28％和10％，而任务流形控制器在速度上没有超调。对照图7(a)速度分量来看，x方向和z方向速度变化表现得为剧烈，这便释了第10s kpm-vbla进行轨迹切换时任务流形控制器轨迹误差高于滑模控制器。任务流形控制器在速度跟踪方面表现良好是因为在任务流形的合成中，考虑了对速度的限制。从收敛时间来看，任务流形控制器与滑模控制器相当，甚至更低，这是由于任务流形控制器在任务流形合成过程中，将传统的“内”、“外”环指令跟踪误差统一，这样加快了火星无人机对控制指令的反应速度。图7(b)显示三轴姿态始终保持为0，说明所设计的火星无人机kpm-vbla具有空间几何稳定能力。
[0158]
在火星极端环境下，无人机有限电力需要分配用于飞行控制，成像，通信和生存加热等功能。因此要求优化飞行控制功能模块，在满足控制精度的同时，尽量降低功耗。由图9(a)所示，任务流形控制器下三个轴向的反馈控制力最大不超过1.5n，其中，x轴方向的反馈控制力在第10s为0.3n，即产生x轴向加速度以进行沿螺旋轨迹跟踪，z轴方向的反馈控制力在第10s为-1.4n，表明火星无人机在第10s产生与z轴反向加速度进行减速下降。由图8中火星无人机姿态角始终保持为0，以及图9(b)中火星无人机的三轴反馈控制力矩始终保持0，可知，在轨迹跟踪任务过程中，火星无人机姿态始终保持稳定不变，保证成像过程中相机拍摄画面稳定，以便采集图像数据。在滑模控制器下虽然能够实现稳定的轨迹跟踪，但在第10秒进行轨迹切换时，x轴向的反馈控制力为0.5n，z轴反馈控制力为-1.7n，为任务流形控制器下的1.67倍和1.21倍，对能源供应要求更高。
[0159]
仿真结果表明，所设计的火星无人机kpm-vbla具有令人满意的飞行性能和空间几何稳定能力，可高质量完成圣玛丽亚火星陨石坑入坑探索任务，同时证明了所提出的任务流形控制器设计方法的有效性。同时针对轨迹跟踪精度与节约能耗这一火星环境的独特挑战，对于火星无人机kpm-vbla执行火星探测任务中的轨迹跟踪任务，本发明所提任务流形控制器具有一定优势。
[0160]
尽管先进的非线性控制器如滑模控制器可以解决二次任务轨迹的控制问题，但其并不能满足更高次任务轨迹的控制要求。设期望速度vc＝1m/s，初始位置p0＝
[0161]
[-35,-120,-5]
t
m，初始线速度v0＝[0.1,-0.2,0]
t
m/s，初始姿态θ0＝[0,0,0]
t
rad，其他状态为0。考虑到对图14中火星周期性坡度线沿其特有形状进行观测的任务需要，拟合出符合火星周期性坡度线形状特征的高阶曲线作为火星周期性坡度线观测任务的期望路径，由如下流形描述
[0162][0163]
由图14可以看出，火星无人机kpm-vbla初始点不在期望路径上，经过约10s的飞行，收敛至期望路径，且在后续的路径跟踪过程中，跟踪误差始终趋近于0，显示了任务流形控制器下火星无人机kpm-vbla跟踪如上述流形所示4阶曲线的良好性能。据图12显示，火星无人机kpm-vbla速度经3.5s收敛至期望速度1m/s，且在稳态时一直保持着良好的速度稳定状态至400s结束，尽管x和y轴方向速度分量如图13(a)所示是变化的。如图13(b)，姿态在400s的飞行过程中始终保持空间几何稳定状态，尽管如图11(a)的飞行路径存在a，b和c三个转折点。这展示了在速度流形中考虑运动学约束的作用，以及所设计火星无人机kpm-vbla在机动的同时保持几何稳定状态的能力。
[0164]
图15(a)和(b)基于任务流形器的控制律得到的反馈控制力和力矩显示，在开始时刻x和y轴方向分别存在0.1n和0.2n的力变化，这是为了让火星无人机迅速收敛至期望路径，而后在140s，175s和250s产生了幅度不超过0.2n的变化，对应了图11(a)中a，b和c3个转折点所需的力，以改变火星无人机的速度方向。而z方向的控制力始终保持-1n，是因为初始时刻火星无人机已经位于-5m高的期望高度，并且在整个飞行过程中一直保持在这个高度，x和y方向的运动变化没有引起z方向的额外运动。3轴力矩始终为零对应了火星无人机kpm-vbla的几何稳定状态。反馈力和力矩的变化再次显示了任务流形控制器对功耗的低需求。
[0165]
仿真结果表明，所设计的火星无人机kpm-vbla在速度方向改变时仍具有空间几何稳定能力，且不会产生各轴之间的耦合，能够胜任高阶路径跟踪任务。同时，验证了火星无人机kpm-vbla在任务流形控制器下沿高阶期望路径机动的有效性，即任务流形控制器保证了路径跟踪误差和速度跟踪误差快速收敛到0。
[0166]
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

技术特征：
1.一种火星无人机kpm-vbla，其特征在于，采用微型共轴双可变倾角旋翼结构，其具体包括：机身主体(6)、电池(2)及无线通讯模块(1)、上旋翼(7)、下旋翼(8)、两个磁控桨盘(12)、两个旋翼桨盘(10)、控制模块(5)及摄像头(9)、电机(13)、电机转轴(14)、弹性铰链(15)；其中，上、下旋翼之间设置有设备支架，在所述设备支架的外侧沿机身主体正前方向安装一个视觉传感器，控制模块(5)包括在所述设备支架中心的机身主体中安装的微惯性测量组件和导航控制计算机；；两个旋翼桨盘(10)分体与电机转轴(14)由弹性铰链(15)连接，上、下旋翼分别设置在上部和下部的旋翼桨盘(10)上；两个磁控桨盘(12)分别位于与两个旋翼桨盘(10)同轴的一侧，两个磁控桨盘(12)上均等间距地嵌入电磁材料，通过电流控制电磁材料产生的磁场强度和方向；在两个旋翼桨盘(10)上，与所述磁控桨盘(12)的电磁材料相对应的等间距地嵌入铁磁性材料；在陀螺进动效应作用下，所述磁控浆盘(12)与旋翼桨盘(10)间的磁力将控制上、下旋翼倾角的大小和方向，实现对上、下双旋翼倾角的可变控制。2.根据权利要求1所述的一种火星无人机kpm-vbla，其特征在于，还包括太阳能电池板(4)、起落支架(3)、保护罩(11)；所述上旋翼(7)上方设置太阳能电池板(4)，利用太阳能为电池充电；所述下旋翼下面设置有保护罩(11)。3.一种基于任务流形的如权利要求1或2所述火星无人机kpm-vbla的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：s1：定义所述火星无人机kpm-vbla各坐标系；s2：建立所述火星无人机kpm-vbla的六自由度动力学模型；s3：设计任务流形控制器的非线性任务流形控制律n
u
，得到所述火星无人机kpm-vbla的输入控制力和力矩，以实现对火星无人机的控制。4.根据权利要求3所述的控制方法，其特征在于，所述步骤s1具体包括如下步骤：s1-1：定义火星无人机kpm-vbla的地面坐标系和机体坐标系：地面坐标系o
g-x
g
y
g
z
g
的原点o
g
为火星地面上的固定点，其中，o
g
x
g
轴指向北方，o
g
y
g
轴指向东方，o
g
z
g
轴指向火星中心；机体坐标系o
b-x
b
y
b
z
b
的原点o
b
为火星无人机的重心cg，其中，o
b
x
b
轴指向前向视觉传感器，o
b
z
b
轴垂直于o
b
x
b
轴并指向下方，o
b
y
b
轴由右手定则确定并指向机身主体右侧；s1-2：步骤s1-1所述地面坐标系中的位置和姿态运动学方程由所述机体坐标系到地面坐标系的转换得到：其中，y＝[p
t
,θ
t
]
t
为火星无人机广义位置矢量，p＝[x,y,z]
t
和θ＝[φ,θ,ψ]
t
分别为所述火星无人机在地面坐标系中的位置矢量和姿态角矢量，x＝[v
t
,ω
t
]
t
为火星无人机广义速度矢量，v＝[u,v,w]
t
和ω＝[p,q,r]
t
分别为机体坐标系中速度矢量和旋转角速度矢量，为机体坐标系和地面坐标系之间的变换矩阵，为机身主体旋转角速度从机体坐标系映射到地面坐标系的转换矩阵；
其中，c(
·
)＝cos(
·
)，s(
·
)＝sin(
·
)，t(
·
)＝tan(
·
)；s1-3：定义火星无人机kpm-vbla的旋翼i固连坐标系o
i-x
i
y
i
z
i
，i＝1为上旋翼，i＝2为下旋翼，其原点o
i
位于旋翼i旋转中心；o
i
x
i
轴平行于旋翼i旋转平面的平面内指向摄像头方向；o
i
y
i
轴平行于旋翼i旋转平面的平面内垂直o
i
x
i
轴，指向左侧；o
i
z
i
轴由右手定则可判断其指向旋翼i旋转平面的法线方向，向上为正。5.根据权利要求4所述的控制方法，其特征在于，所述步骤s2具体包括如下步骤：s2-1：在步骤s1-1所述机体坐标系下，基于牛顿-欧拉方程可以得到所述火星无人机中kpm-vbla的速度和角速度动力学方程分别为：其中，f
b
和m
b
分别为机体坐标系下作用在火星无人机重心上的三轴合外力和合外力矩，{i
x
,i
y
,i
z
}为火星无人机绕o
b
x
b
、o
b
y
b
和o
b
z
b
轴的转动惯量，m为火星无人机质量；s2-2：由火星无人机kpm-vbla结构可知，机身主体所受合外力包括火星重力矢量f
g
，上、下旋翼旋转产生的升力矢量f
t
和冲压阻力矢量f
r
；机身主体所受合外力矩包括上、下旋翼旋转产生的反扭矩矢量m
q
、陀螺力矩矢量m
g
和上、下旋翼升力在机体坐标系下o
b
x
b
轴和o
b
y
b
轴的分力产生的力矩矢量m
t
；因此，作用在火星无人机kpm-vbla上的合外力和合外力矩可以表示为：f
b
＝f
g
+f
t
+f
r
m
b
＝m
q
+m
g
+m
t
s2-3：基于步骤s2-1和步骤s2-2，在机体坐标系下，可得火星无人机kpm-vbla完整六自由度动力学方程模型：其中，m＝diagm,m,m,i
x
,i
y
,i
z
]为火星无人机质量矩阵，n
d
为与火星无人机广义速度矢量x相关力与力矩，n
d
＝[m(vr-wq),m(wp-ur),m(uq-vp),i
y-i
z
)rq,(i
z-i
x
)pr,(i
x-i
y
)pq]
t
；n
f
为外力作用在机身主体上力与力矩，为外力作用在机身主体上力与力矩，n
u
为任务流形控制器产生的力与力矩，即，任务流控制器的控制律，6.根据权利要求5所述的控制方法，其特征在于，所述步骤s3具体包括如下步骤：s3-1：考虑到火星无人机kpm-vbla飞行轨迹或路径可由三维空间中一对曲面的交线描
述，定义火星无人机kpm-vbla期望轨迹为关于位置p的隐函数，得到：其中，t为时间，
j
a1(t),
j
a2(t)均为根据飞行轨迹预先设计的三维行向量，b(t)根据飞行轨迹预先设计一维向量，
j
p＝[x
j
,y
j
,z
j
]
t
为关于火星无人机的位置坐标分量j次幂组成的向量，j代表描述期望轨迹或路径的阶数，e
n1
和e
n2
为轨迹跟踪误差分量；当n(p,t)＝[e
n1 e
n2 0]
t
≠03×1时，则存在轨迹跟踪误差分量e
n1
和e
n2
，需设计相应所述控制律n
u
，使得轨迹跟踪误差分量e
n1
→
0且e
n2
→
0；s3-2：考虑到火星无人机kpm-vbla飞行过程中姿态稳定，定义姿态误差φ(p,θ,t)为火星无人机kpm-vbla姿态θ与期望姿态θ
*
(p,θ,t)的差，得到：φ(p,θ,t)＝θ-θ
*
(p,θ,t)需设计相应所述控制律n
u
，使得姿态误差φ(p,θ,t)
→03
×1；s3-3：结合步骤s3-1和步骤s3-2，定义轨迹流形ψ
tr
＝06×1，得到：最终火星无人机kpm-vbla广义位置矢量y需要收敛到轨迹流形ψ
tr
＝06×1，以确保火星无人机kpm-vbla沿期望轨迹以稳定姿态飞行；由于ψ
tr
对所有自变量至少一阶可导，则ψ
tr
关于时间t的全微分可以表示为：其中，其中，其中，s3-4：考虑到为减少飞行过程中的能量消耗，约束火星无人机kpm-vbla沿期望轨迹飞行时的广义速度矢量x，定义速度流形为：
其中，为速度平方误差矢量，v
c
为期望飞行速度矢量；最终火星无人机kpm-vbla的广义速度矢量x需要收敛到速度流形ψ
v
＝06×1，使得火星无人机kpm-vbla以期望速度矢量v
c
保持空间几何稳定状态飞行；s3-5：为保证火星无人机kpm-vbla沿探测任务期望姿态和速度飞行，利用轨迹流形ψ
tr
＝0和速度流形ψ
v
＝0合成任务流形ψ＝0，得到：ψ＝ψ
tr
+aψ
v
＝0其中，a为6阶对角加权系数矩阵，设计矩阵a使得当且仅当ψ
tr
→
0和ψ
v
→
0，才有ψ
→
0，因此，也能够使得步骤3-1的所述轨迹跟踪误差分量e
n1
→
0且e
n2
→
0和步骤3-2中的姿态误差φ(p,θ,t)
→03
×1；s3-6：为保证火星无人机kpm-vbla的广义位置矢量y，广义速度矢量x及其一阶导数收敛到任务流形ψ＝0，设计6阶常系数矩阵t，使其满足如下公式：s3-7：基于步骤s2-3得到火星无人机kpm-vbla动力学方程，结合步骤s3-5和s3-6，得到非线性任务流形控制律n
u
为：其中，k0＝j1j
∑px
+j
θ
j
∑θx
，k1＝tak
11
+k
12
，k
11
＝[06×
3 j1j
∑pθ
+j
θ
j
∑θθ
]，k
12
＝(t+a)j
s
+taг
s
，j1＝j
p
+jv，，m＝{p,θ},n＝{x,θ}；所述非线性任务流形控制律n
u
可以保证所有状态变量渐近收敛到任务流形ψ＝0上，即基于所述非线性任务流形控制律n
u
，即可得到任务流形控制器产生的力与力矩。7.根据权利要求6所述的控制方法，其特征在于，为证明步骤s3-7非线性任务流形控制律n
u
的全局渐近稳定性，选取lyapunov函数并对时间求导，得到：其中，要使得只需要步骤s3-6中矩阵t-1
最小特征值t
min
大于0即可，考虑到t为对角矩阵，则只需要t所有对角线元素全部为正即可。8.对采用所述权利要求3-7任一项所述的控制方法的所述火星无人机kpm-vbl进行轨迹跟踪和路径跟随控制的仿真方法，其特征在于，在虚拟仿真环境下，基于unity3d构建圣玛丽亚火星陨石坑和火星周期性坡度线的3d虚拟场景，并基于前述步骤s3所设计的任务流形控制律n
u
，控制火星无人机kpm-vbla实现火星陨石坑探索任务和火星周期性坡度线观测任务的控制仿真。
9.根据权利要求8所述的仿真方法，其特征在于，对于圣玛丽亚火星陨石坑探索任务，设计期望轨迹为沿陨石坑壁下降至陨石坑内，接着沿螺旋线环绕陨石坑壁飞行，最终飞出陨石坑后沿直线飞行至期望终点，分别以步骤3中的任务流形控制器和现有的滑模控制器进行轨迹跟踪控制。10.根据权利要求9所述的仿真方法，其特征在于，对于火星周期性坡度线观测任务，设计期望轨迹为符合坡度线条纹特征的高阶曲线，以步骤3中的任务流形控制器进行路径跟随控制。

技术总结
本发明涉及一种火星无人机及其基于任务流形控制器的控制方法，所述火星无人机KPM-VBLA包括两个磁控桨盘和两个旋翼桨盘，二者之间产生可控的磁场力，通过磁控浆盘与旋翼桨盘间的磁力控制上、下旋翼倾角的大小和方向；基于任务流形对上述火星无人机进行控制的方法包括：S1：定义所述火星无人机KPM-VBLA各坐标系；S2：建立所述火星无人机KPM-VBLA的六自由度动力学模型；S3：设计任务流形控制器的控制律，得到所述火星无人机KPM-VBLA的输入控制力和力矩，以实现对火星无人机的控制。在虚拟仿真环境下，实现了三维轨迹跟踪和具有高阶非线性曲线特性的路径跟踪，验证了所设计火星无人机KPM-VBLA的机动性能和控制算法的有效性。VBLA的机动性能和控制算法的有效性。VBLA的机动性能和控制算法的有效性。


技术研发人员：富立 王泽宇 王玲玲 唐宁
受保护的技术使用者：北京航空航天大学
技术研发日：2023.02.08
技术公布日：2023/5/24