CN106681336B - 基于容错处理的无人飞行器高度测量控制***及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种无人飞行器高度测量控制***及控制方法，该控制***包括高度表模块、卫星导航模块、惯性测量模块以及计算处理模块；高度表模块，实时测量所述无人飞行器对地距离；卫星导航模块，实时接收处理卫星信号，测量所述无人飞行器飞行位置及方向；惯性测量模块，实时测量所述无人飞行器姿态角速度及加速度；计算处理模块，以并行方式接收高度表模块、卫星导航模块及惯性测量模块的数据，计算获得高度测量数据；按照本发明实现的无人飞行器高度测量控制***及其控制方法，能综合处理高度表故障、卫星导航故障或两者均故障的情况，使控制***最大限度保证飞行器高度稳定。

Description

基于容错处理的无人飞行器高度测量控制***及控制方法

技术领域

本发明涉及一种无人飞行器导航控制领域，尤其涉及一种基于容错处理的无人飞行器高度测量控制***及控制方法。

背景技术

无人飞行器的绝对高度(即海拔高度)是飞行器飞行的重要参数，是巡航式飞行器飞行时须控制的关键参数。稳定可靠地实时测量飞行器的绝对高度(即海拔高度)，是决定无人驾驶飞行器高度控制***稳定的保证。测量飞行器高度的装置主要有卫星导航***和高度表，卫星导航***在空旷地带下能够全天候工作，且精度较高，但遇到遮挡易出现失捕而工作异常。高度表一般包括气压高度表和无线电高度表等类型。气压高度表受多种外界因素如飞行器速度、温度等等影响，测高误差常高达几百米，无线电高度表利用对地的无线电波发射原理工作，测量的是无人飞行器距地面高度，具有不受外界环境影响，精度高(尤其贴近地面时)的特点，但当无人飞行器姿态不稳(尤其是大俯仰、横滚)时，测高已出现不准或异常情况。

目前，容错的策略主要有以下三种:

第一种是故障屏蔽，它是一种通过冗余设计防止故障引入***的方式，故障的存在对***的运行是透明的，不产生影响，该种方式主要应用于可靠性、实时性要求较高的***中，第二种是重构，它是通过对故障***的移除，并重新恢复***的运行，其过程包括故障检测、故障定位、故障隔离、故障恢复；第三种是上述两种方式的混合。

通常实现容错的关键是冗余，现有技术中实现冗余一般都是通过增加额外的硬件资源，并增加额外的软件实现故障检测和容错，常常增加了设备成本而算法复杂，体现在专注于多类型测量装置的数据融合以提高测量精度，且组成***的各个装置均存在故障失效的可能，因此亟需研究针对多种高度测量装置冗余***的容错处理技术，以保证无人飞行器高度测量控制***的工作稳定。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：如何提高多种高度测量装置组成的冗余测高***的可靠性及容错性。

本发明解决所述技术问题所采取的技术方案是：针对两种高度测量装置组成的冗余***采用容错处理技术以提高可靠性并基于该容错处理技术构建无人飞行器高度测量控制***。

本发明借鉴了容错处理的思想，但不备份相同硬件资源，如备份高度表模块或卫星导航模块等，而是采用通过软件计算方式使不同测量模块均实现对无人飞行器高度测量，并在某一模块故障时将测量值渐变切换另一模块，以保证无人飞行器高度测量控制***的工作稳定。

本发明提供了一种基于容错处理的无人飞行器高度测量控制***，其特征在于，该控制***包括高度表模块、卫星导航模块、惯性测量模块以及计算处理模块；

所述高度表模块，实时测量所述无人飞行器对地距离；

所述卫星导航模块，实时接收处理卫星信号，测量所述无人飞行器飞行位置及方向；

所述惯性测量模块，实时测量所述无人飞行器姿态角速度及加速度；

所述计算处理模块，以并行方式接收所述高度表模块、所述卫星导航模块及所述惯性测量模块的数据，计算获得高度测量数据。

进一步地，所述高度表模块为无线电高度表。

进一步地，所述卫星导航模块采用GPS接收机。

进一步地，所述惯性测量模块为MEMS惯性测量单元。

本发明还公开了一种基于容错处理的无人飞行器高度测量控制***的控制方法，其特征在于，所述控制方法包括如下步骤：

预先采集所述无人飞行器的工作区域的的地形数据并存储在所述计算处理模块中；所述地形数据采用如下二维网格数据格式：其中i＝1,2,…,n，j＝1,2,…,m，为将所述工作区域划分的m×n大小的网格中一节点位置的经纬度坐标，H_i,j为网格节点对应地点的地面海拔高度；

所述卫星导航模块获得所述无人飞行器位置数据，所述位置数据主要为：经度λ、纬度所述计算处理模块(4)通过二维双线性插值算法获得所述无人飞行器正下方地面的海拔高度近似值H_DM；

所述计算处理模块获取所述卫星导航模块数据及所述惯性测量模块数据，采用组合导航滤波算法计算得到所述无人飞行器的位置数据包括经度λ、纬度海拔高度H_sat；姿态数据包括滚动角速度ω_x、偏航角速度ω_y、俯仰角速度ω_z及滚动角γ、偏航角ψ、俯仰角θ、速度V。

进一步地，所述计算处理模块根据如下步骤对所述高度表模块的数据、所述卫星导航模块数据、所述惯性测量模块的数据进行容错处理计算以获得用于飞行器高度控制的综合海拔高度H_ctrl：

情况1：当所述高度表模块、所述卫星导航模块、所述惯性测量模块均工作正常，采用H_ctrl＝H_gdb+H_DM或H_ctrl＝H_sat计算综合海拔高度，其中H_gdb为所述计算处理模块采集所述高度表模块数据获得所述无人飞行器对地距离；

情况2：当所述高度表模块于t＝t_{gdb_F}时刻故障，但所述卫星导航模块、所述惯性测量模块均工作正常，按以下公式计算综合海拔高度：

其中表示所述高度表模块故障前所述计算处理模块最后一次记录的综合海拔高度正常值；

情况3：当所述卫星导航模块于t＝t_{sat_F}时刻故障，但所述高度表模块、所述惯性测量模块均工作正常，按以下公式计算综合海拔高度：

其中表示所述卫星导航模块故障前所述计算处理模块最后一次记录的综合海拔高度正常值；

情况4：当所述卫星导航模块及所述高度表模块于t＝t_{sat_gdb_F}时刻均故障，但所述惯性测量模块工作正常，按以下公式计算综合海拔高度：

其中所述卫星导航模块及所述高度表模块均故障前所述计算处理模块最后一次记录的所述无人飞行器海拔高度正常值，V_XH为飞行器的平均速度，预先存储在所述计算处理模块中。

进一步地，所述计算处理模块经过PID控制算法控制所述无人飞行器高度稳定。

按照本发明实现的基于容错处理的无人飞行器高度测量控制***及其控制方法，能够获得如下的有益效果：

(1)本发明中对整体的控制***进行了模块化设置的优化，按照本发明组成的四个模块中只要惯性测量模块和计算处理模块正常工作，且卫星导航模块及高度表模块不发生同时长时间故障的情况，飞行器的海拔高度可以测量获得；

(2)另外一个方面，本发明中的飞行器高度测量控制***采用了容错处理技术，上述的冗余容错处理技术允许产品设计采用可靠性等级较低的传感器组成测量***，但是又并没有降低整体的测量控制***的可靠性。

总而言之，按本发明实现的基于容错处理技术的无人飞行器高度测量控制***，在很大程度上提高了高度测量的可靠性，从而实现了无人飞行器高度控制***的可靠性。

附图说明

图1为本发明实现的基于容错处理的无人飞行器高度测量控制***的组成示意图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。

本发明实施例提供的一种基于容错处理技术的无人飞行器高度测量控制***实例：

主要包括高度表模块1、卫星导航模块2及惯性测量模块3、计算处理模块4；

高度表模块1采用无线电高度表，实时测量飞行器对地距离；

卫星导航模块2采用GPS接收机，接收处理卫星信号，实时测量无人飞行器飞行位置及方向；

惯性测量模块3，采用AD公司的低成本MEMS惯性测量单元ADIS16405，实时测量飞行器姿态角速度及加速度；

计算处理模块4以TI公司数字信号处理芯片TMS320C6713B为核心，扩展接口电路以并行方式接收高度表模块、卫星导航模块及惯性测量模块数据，综合计算后输出控制信号。

计算处理模块4中存储了任务区域的地形数据；所述地形数据采用如下二维网格数据格式：如表1所列，其中i＝1,2,…,n，j＝1,2,…,m，为将任务区域划分的m×n大小的网格中一节点位置(经纬度)坐标，H_i,j为网格节点对应地点的地面海拔高度。

表1计算处理模块4中存储的任务地区的地形数据

工作时，计算处理模块4采集卫星导航模块2数据及惯性测量模块3数据进行综合计算得到无人飞行器的位置数据(经度λ、纬度海拔高度H_sat)、姿态数据(滚动角速度ω_x、偏航角速度ω_y、俯仰角速度ω_z及滚动角γ、偏航角ψ、俯仰角θ)、速度V；

本发明的计算方法主要采用以卡尔曼滤波器为核心的组合算法，本发明所基于的卡尔曼滤波器为核心的组合算法主要是有效利用卫星导航数据减小惯性测量组合的误差，且当所述卫星导航模块故障时，上述参数仍能继续计算。本发明中的核心算法的流程如下，首先是卫星导航模块中的卫星信号接收天线要能接收到相应的信号数据，在接收到信号数据后首先进行计算伪距、伪距率、相位等，接着利用组合卡尔曼滤波算法来进行导航解算力学编排，最后输出无人飞行器的位置数据、姿态数据等各类数据，该算法为本领域的常规计算方法，在此不再赘述。

其中，计算处理模块4利用获得的飞行器姿态数据，采用如下形式的PID控制算法控制飞行器姿态稳定：

其中θ_c是按飞行方案在计算处理模块4中预先计算的飞行俯仰角指令，根据具体飞行任务等确定；K_θ是俯仰角偏差的放大系数，是俯仰角速度的放大系数，K_θ、根据飞行器具体性能参数确定；u_Z,θ是计算处理模块4输出的控制信号中操纵俯仰稳定的部分。

计算处理模块4获得无人飞行器位置数据(经度λ、纬度)后，通过二维双线性插值算法获得飞行器正下方地面的海拔高度近似值H_DM。

计算处理模块4根据如下步骤对高度表模块1数据、卫星导航模块2数据、惯性测量模块3数据进行容错处理计算以获得用于飞行器高度控制的综合海拔高度H_ctrl：其中，在下述步骤中计算的每个故障时刻的算法，均为计算处理模块4对上述模块进行实时监测记录每个模块产生故障的时间，当然根据本领域常用的技术设置，上述故障数据可以来自于各个模块在发生故障后能够自动监检测后反馈于计算处理模块，在此不再赘述。

Step 1：当高度表模块1、卫星导航模块2、惯性测量模块3均工作正常，用户可根据实际情况选择用H_ctrl＝H_gdb+H_DM或H_ctrl＝H_sat计算综合海拔高度，其中H_gdb为计算处理模块4采集高度表模块1数据获得的飞行器对地距离；

Step 2：当高度表模块1于t＝t_{gdb_F}时刻故障，但卫星导航模块2、惯性测量模块3均工作正常，按以下公式计算综合海拔高度：

其中表示高度表模块1故障前计算处理模块4最后一次记录的综合海拔高度正常值；

Step 3：当卫星导航模块2于t＝t_{sat_F}时刻故障，但高度表模块1、惯性测量模块3均工作正常，按以下公式计算综合海拔高度：

其中表示卫星导航模块2故障前计算处理模块4最后一次记录的综合海拔高度正常值；

Step 4：当卫星导航模块2及高度表模块1于t＝t_{sat_gdb_F}时刻均故障，但惯性测量模块3工作正常，按以下公式计算综合海拔高度：

其中卫星导航模块2及高度表模块1均故障前计算处理模块4最后一次记录的飞行器海拔高度正常值，V_XH为无人飞行器的平均速度，预先存储在计算处理模块4中。

更进一步地，计算处理模块4的方法获得的飞行器综合海拔高度H_ctrl，经过PID控制算法控制飞行器高度稳定。

其中H_c是按飞行方案在所述计算处理模块中预先计算的飞行海拔高度指令，根据具体飞行任务等确定；K_PH是飞行器飞行高度偏差的放大系数，K_DH是飞行器高度偏差微分信号的放大系数，K_IH是飞行器飞行高度偏差积分的放大系数，K_PH、K_DH、K_IH根据飞行器具体性能参数确定；u_Z,H是所述计算处理模块输出的控制信号中控制飞行器高度稳定的部分。

更进一步地，所述的计算处理模块按下述公式输出控制信号u_Z给飞行器纵向姿态位置操纵机构：u_Z＝u_Z,θ+u_Z,H。

本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种基于容错处理的无人飞行器高度测量控制***的控制方法，该控制***包括高度表模块(1)、卫星导航模块(2)、惯性测量模块(3)以及计算处理模块(4)；

所述高度表模块(1)，实时测量所述无人飞行器对地距离；

所述卫星导航模块(2)，实时接收处理卫星信号，测量所述无人飞行器飞行位置及方向；

所述惯性测量模块(3)，实时测量所述无人飞行器姿态角速度及加速度；

所述计算处理模块(4)，以并行方式接收所述高度表模块(1)、所述卫星导航模块(2)及所述惯性测量模块(3)的数据，计算获得高度测量数据；

其特征在于，所述控制方法包括如下步骤：

预先采集所述无人飞行器的工作区域的地形数据并存储在所述计算处理模块(4)中；所述地形数据采用如下二维网格数据格式：其中i＝1,2,…,n，j＝1,2,…,m，为将所述工作区域划分的m×n大小的网格中一节点位置的经纬度坐标，H_i,j为网格节点对应地点的地面海拔高度；

所述卫星导航模块(2)获得所述无人飞行器位置数据，所述位置数据主要为：经度λ、纬度所述计算处理模块(4)通过二维双线性插值算法获得所述无人飞行器正下方地面的海拔高度近似值H_DM；

所述计算处理模块(4)获取所述卫星导航模块(2)数据及所述惯性测量模块数据(3)，采用组合导航滤波算法计算得到所述无人飞行器的位置数据包括经度λ、纬度海拔高度H_sat；姿态数据包括滚动角速度ω_x、偏航角速度ω_y、俯仰角速度ω_z及滚动角γ、偏航角ψ、俯仰角θ、速度V；所述计算处理模块(4)根据如下步骤对所述高度表模块(1)的数据、所述卫星导航模块(2)数据、所述惯性测量模块(3)的数据进行容错处理计算以获得用于飞行器高度控制的综合海拔高度H_ctrl：

情况1：当所述高度表模块(1)、所述卫星导航模块(2)、所述惯性测量模块(3)均工作正常，采用H_ctrl＝H_gdb+H_DM或H_ctrl＝H_sat计算综合海拔高度，其中H_gdb为所述计算处理模块(4)采集所述高度表模块(1)数据获得所述无人飞行器对地距离；

情况2：当所述高度表模块(1)于t＝t_{gdb_F}时刻故障，但所述卫星导航模块(2)、所述惯性测量模块(3)均工作正常，按以下公式计算综合海拔高度：

其中表示所述高度表模块(1)故障前所述计算处理模块(4)最后一次记录的综合海拔高度正常值；

情况3：当所述卫星导航模块(2)于t＝t_{sat_F}时刻故障，但所述高度表模块(1)、所述惯性测量模块(3)均工作正常，按以下公式计算综合海拔高度：

其中表示所述卫星导航模块(2)故障前所述计算处理模块(4)最后一次记录的综合海拔高度正常值；

情况4：当所述卫星导航模块(2)及所述高度表模块(1)于t＝t_{sat_gdb_F}时刻均故障，但所述惯性测量模块(3)工作正常，按以下公式计算综合海拔高度：

其中所述卫星导航模块(2)及所述高度表模块(1)均故障前所述计算处理模块(4)最后一次记录的所述无人飞行器海拔高度正常值，V_XH为飞行器的平均速度，预先存储在所述计算处理模块(4)中。

2.如权利要求1所述的基于容错处理的无人飞行器高度测量控制***的控制方法，其特征在于，所述计算处理模块(4)经过PID控制算法控制所述无人飞行器高度稳定。

3.如权利要求1或2中所述的基于容错处理的无人飞行器高度测量控制***的控制方法，其特征在于，所述高度表模块(1)为无线电高度表。

4.如权利要求3所述的基于容错处理的无人飞行器高度测量控制***的控制方法，其特征在于，所述卫星导航模块(2)采用GPS接收机。

5.如权利要求4所述的基于容错处理的无人飞行器高度测量控制***的控制方法，其特征在于，所述惯性测量模块(3)为MEMS惯性测量单元。