本發明涉及無人機飛行控制，具體而言，涉及基于環境實時感知的無人機抗風自適應控制。
背景技術：
1、多旋翼無人機在戶外執行任務時，常面臨復雜風場環境的干擾，維持穩定的飛行姿態是飛行控制系統設計的關鍵。目前，無人機在獲取外部風場數據以進行抗風控制時，需要額外搭載皮托管或超聲波風速計等物理傳感器設備。這類外部硬件的引入不僅提高了整機的制造成本，還占用了無人機的有效載荷空間并增加了起飛重量。同時，外部傳感器的數據采集與主控芯片的通信鏈路存在延時，難以滿足底層飛行控制對環境數據高實時性的要求。
2、為了擺脫對物理風速計的依賴，部分控制方案嘗試利用無人機自身的動力學模型進行風場擾動觀測，但這些系統通常直接使用出廠預設的固定氣動阻力系數和電機機械摩擦系數進行計算，在無人機的實際運行過程中，隨著電機軸承運轉磨損、螺旋槳老化以及外部溫濕度環境的改變，固定的預設參數會逐漸偏離設備當前的真實物理狀態，這種參數固化使得系統在推演期望電流和計算擾動力矩時產生較大偏差，直接影響外部風速反演的準確度。
3、在獲取到風場擾動數據后，現有的抗風控制依賴基礎的閉環反饋控制環路，這種控制方式屬于被動響應，即在機身姿態已經被風力改變后才生成反向調節指令，存在明顯的滯后性，難以有效應對突發陣風。少數引入前饋控制的方案能夠提前輸出補償指令，但直接將觀測到的風速數據無差別地轉化為控制輸入，未考慮觀測數據在劇烈擾動下存在的誤差。當環境數據擬合出現偏差時，固定的前饋補償反而會引起姿態控制環路的過調與震蕩。現有技術缺乏一種能夠依據觀測數據置信度來動態調節前饋補償強度的機制，導致無人機在復雜擾動下的整體抗風穩定性受限。
技術實現思路
1、本發明的目的是提供基于環境實時感知的無人機抗風自適應控制方法，解決了現有無人機外部風場感知依賴物理傳感器導致整機成本增加與有效載荷降低、固定的動力學參數無法適應設備磨損導致擾動觀測偏差大的問題。
2、本發明通過以下技術方案實現：
3、基于環境實時感知的無人機抗風自適應控制方法，包括：
4、獲取當前無人機的期望轉速指令，向電子調速器下發所述期望轉速指令并且記錄絕對時間戳，并同步獲取實際交軸電流與對應絕對物理采集時間；
5、基于所述實際交軸電流構建實際交軸電流序列，提取所述實際交軸電流序列辨識更新旋翼氣動阻力系數與電機粘性摩擦系數；
6、基于旋翼氣動阻力系數與電機粘性摩擦系數得到期望交軸電流，基于絕對時間戳和期望交軸電流構建時域基準序列；
7、依據所述絕對物理采集時間在所述時域基準序列中推演得到同步期望交軸電流，將所述同步期望交軸電流與所述實際交軸電流作差計算致動電流殘差，并映射為單旋翼擾動力矩殘差；
8、通過所述單旋翼擾動力矩殘差反演機體坐標系下三維風速矢量生成置信度衰減系數，基于置信度衰減系數對所述三維風速矢量進行幅值修正生成有效風場矢量；
9、基于所述有效風場矢量計算動態加權前饋控制向量，將動態加權前饋控制向量與姿態控制環路輸出的反饋控制向量融合生成復合控制向量，解算為期望角速度指令，依據所述期望角速度指令完成抗風自適應控制。
10、優選的，所述獲取實際交軸電流與對應絕對物理采集時間包括：
11、獲取各旋翼節點期望轉速指令并且構建包含所述期望轉速指令下行通信數據幀，利用硬件定時器監控通信發送外設端口寄存器狀態鎖存計數值作為絕對時間戳；
12、捕獲所述下行通信數據幀起始位電平邊沿觸發外部中斷服務程序標記指令到達事件，在采集所述實際交軸電流完成時刻提取本地硬件定時器計數值，并且計算與指令到達事件發生時刻差值獲取相對時間偏移量；
13、將所述相對時間偏移量轉換為統一單位絕對時間跨度并且與所述絕對時間戳相加重構計算得到絕對物理采集時間。
14、優選的，還包括判定進入穩態懸停工況的步驟，包括：
15、構建數據滑動窗口緩存的傳感器歷史數據，提取所述數據滑動窗口內三軸角速度向量模長序列與三軸線加速度向量模長序列得到姿態角變化率方差與線加速度方差；
16、當所述姿態角變化率方差小于角速度方差閾值并且所述線加速度方差小于線加速度方差閾值時，判定進入穩態懸停工況并且允許觸發參數在線辨識更新流程。
17、優選的，所述更新旋翼氣動阻力系數與電機粘性摩擦系數包括：
18、計算數據滑動窗口內旋翼期望角速度均值與實際交軸電流均值，構建由電機產生的電磁轉矩、旋翼氣動阻力轉矩與電機轉子軸系機械摩擦轉矩組成轉矩平衡關系穩態動力平衡模型；
19、將所述穩態動力平衡模型轉化為標準線性回歸形式封裝系統輸出變量與數據觀測向量，調用帶遺忘因子遞歸最小二乘算法模塊迭代更新所述旋翼氣動阻力系數與所述電機粘性摩擦系數。
20、優選的，所述基于絕對時間戳和期望交軸電流構建時域基準序列包括：
21、計算期望角加速度，基于期望角加速度和電機轉矩常數與旋翼系統等效轉動慣量正向演算期望交軸電流；
22、開辟連續地址空間初始化環形緩沖區，依據通信鏈路最大往返延遲上限與控制環路離散采樣周期確立所述環形緩沖區數據節點總數；
23、利用內存寫指針將所述絕對時間戳與所述期望交軸電流成對寫入所述環形緩沖區，構建時域基準序列。
24、優選的，所述依據所述絕對物理采集時間在所述時域基準序列中推演得到同步期望交軸電流包括：
25、將所述絕對物理采集時間作為檢索關鍵字，在所述時域基準序列內進行逆向遍歷，尋找時間維度上緊鄰所述絕對物理采集時間前后的相鄰兩個歷史絕對時間戳與對應期望交軸電流；
26、利用前后相鄰兩點進行線性插值計算同步期望交軸電流；
27、所述映射為單旋翼擾動力矩殘差包括：
28、提取電機轉矩常數作為比例增益進行線性轉換，將所述致動電流殘差映射為單旋翼擾動力矩殘差，將所述單旋翼擾動力矩殘差輸入數字低通濾波器進行平滑降噪處理。
29、優選的，所述反演機體坐標系下三維風速矢量包括：
30、遍歷按旋翼物理空間編號順序排列所述單旋翼擾動力矩殘差，構建擾動力矩殘差向量；
31、加載描述機體坐標系下三維空間風場對獨立旋翼產生的附加阻力轉矩敏感度，映射關系氣動載荷差異矩陣，建立表征內外生載荷映射關系的超定線性方程組；
32、采用摩爾-彭若斯偽逆算法求解所述超定線性方程組，反演出機體坐標系下三維風速矢量。
33、優選的，所述生成置信度衰減系數包括：
34、將所述三維風速矢量與氣動載荷差異矩陣進行正向乘法運算，重構出預期的重構擾動力矩向量，將實際測量的擾動力矩殘差向量與所述重構擾動力矩向量作差計算擬合殘差平方和；
35、當所述擬合殘差平方和未超過殘差容限閾值時，設定置信度衰減系數為最大值，當所述擬合殘差平方和大于殘差容限閾值時，觸發置信度自適應衰減機制通過指數衰減函數動態降低置信度衰減系數值。
36、優選的，所述計算動態加權前饋控制向量包括：
37、獲取整機氣動阻力映射矩陣，?基于所述整機氣動阻力映射矩陣對所述有效風場矢量進行線性變換，生成基礎前饋控制向量；
38、基于基礎前饋控制向量通過前饋調度增益矩陣進行乘法運算，同時計算得到動態加權前饋控制向量。
39、優選的，所述解算為期望角速度指令，依據所述期望角速度指令完成抗風自適應控制包括：
40、獲取預設控制分配逆矩陣，通過矩陣乘法執行致動分配計算各旋翼期望角速度平方向量，提取開平方運算結果；
41、將所述開平方運算結果與怠速閾值和最大安全轉速閾值進行比對的限幅，處理生成期望角速度指令，將所述期望角速度指令下發至所述電子調速器執行底層驅動，完成抗風自適應控制。
42、本發明的技術方案至少具有如下優點和有益效果：
43、1.本發明通過同步獲取底層電機的實際交軸電流，并結合推演的期望交軸電流計算出致動電流殘差，進而將該殘差映射為單旋翼擾動力矩殘差以反演機體坐標系下的三維風速矢量，利用現有的電機驅動電氣數據即可實現外部風場的實時感知，無需額外搭載物理風速計，在降低無人機整體硬件成本和起飛重量的同時，保證了環境數據獲取的實時性。
44、2.本發明在判定無人機進入穩態懸停工況后，提取滑動窗口內的歷史數據構建穩態動力平衡模型，并調用帶遺忘因子的遞歸最小二乘算法在線迭代更新旋翼氣動阻力系數與電機粘性摩擦系數，從而能夠根據設備當前的實際物理狀態動態修正系統動力學模型，避免了固定預設參數因機械磨損或環境變化造成的計算偏差，提高了期望電流推演與擾動力矩計算的準確度。
45、3.本發明利用重構擾動力矩計算擬合殘差平方和以生成置信度衰減系數，對反演的風速矢量進行幅值修正，并據此計算動態加權前饋控制向量，將其與原有姿態控制環路的反饋控制向量相融合，該控制策略將感知到的環境擾動轉化為前饋補償指令進行提前干預，并且能夠依據測量數據的可靠程度自適應調節前饋補償強度，有效抑制了復雜風場對機身姿態的干擾，提升了無人機的抗風飛行穩定性。