CN107992088A - 一种无人飞行器的鲁棒分层控制方法和装置 - Google Patents
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Abstract
本申请提供了一种无人飞行器的鲁棒分层控制方法和装置，包括：基于对飞行器输出的俯仰状态信息进行处理得到的俯仰鲁棒补偿信号，以及设定的俯仰参考信号和所述俯仰状态信息，确定飞行器的第一俯仰控制输入信号；基于对飞行器输出的滚转状态信息进行处理得到的滚转鲁棒补偿信号，以及所述滚转状态信息和接收到的滚转参考信号，确定飞行器的第一滚转控制输入信号；基于所述第一俯仰控制输入信号和所述第一滚转控制输入信号，控制所述飞行器的飞行姿态。
Description
技术领域
本申请涉及飞行器控制技术领域，具体而言，涉及一种无人飞行器的鲁棒分层控制方法和装置。
背景技术
无人飞行器可执行各种军事和民用任务，在学术领域受到了广泛的关注。三自由度直升机***可以实现对无人飞行器较为全面客观的模拟，是检验无人飞行器分层控制方案有效性的理想实验平台。三自由度直升机***有三个输出：俯仰角、滚转角和偏航角，但只有两个控制输入，所以三自由度直升机是欠驱动的多输入多输出***。近年来，通过将直升机***分为慢速和快速两个子***，可以实现分层控制。由Bertrand等人的研究可知，基于具有快速动态特性的闭环子***比具有较慢动态特性的闭环子***收敛得更快这一假设，两个子***的控制器可以单独设计；Peng等人对HeLion直升机的两个子***分别设计了位置和姿态控制器；Raffo提出了一种分层控制方法，用模型预测控制器跟踪期望的轨迹参考值，用非线性鲁棒控制器来稳定姿态；Huang等人基于轨迹线性化控制方法，对垂直起降无人机的平移运动和旋转运动分别进行控制。但是在这些研究中，内部动态对跟踪性能的影响还没有得到充分的讨论。
发明内容
有鉴于此，本申请的目的在于提供一种无人飞行器的鲁棒分层控制方法和装置，用于解决现有技术中为飞行器飞行过程中不稳定问题。
第一方面，本申请实施例提供了一种无人飞行器的鲁棒分层控制方法，该方法包括：
基于对飞行器输出的俯仰状态信息进行处理得到的俯仰鲁棒补偿信号，以及设定的俯仰参考信号和所述俯仰状态信息，确定飞行器的第一俯仰控制输入信号；
基于对飞行器输出的滚转状态信息进行处理得到的滚转鲁棒补偿信号，以及所述滚转状态信息和接收到的滚转参考信号，确定飞行器的第一滚转控制输入信号；
基于所述第一俯仰控制输入信号和所述第一滚转控制输入信号，控制所述飞行器的飞行姿态。
可选地，还包括：
基于对飞行器输出的偏航状态信息进行处理得到的偏航鲁棒补偿信号，以及设定的偏航参考信号和所述偏航状态信息，得到第一偏航控制输入信号，将所述偏航控制输入信号作为滚转参考信号。
可选地，所述基于对飞行器输出的俯仰状态信息进行处理得到的俯仰鲁棒补偿信号，以及设定的俯仰参考信号和所述俯仰状态信息，确定飞行器的第一俯仰控制输入信号，包括：
计算俯仰状态信息的值与预设的俯仰参考信号的值的差值，将所述差值作为俯仰状态误差的值；
根据所述俯仰状态误差的值和预设的俯仰标称控制参数的值，确定俯仰标称控制信号的值；
基于俯仰状态信息和俯仰鲁棒补偿控制参数的值，以及记录的第二俯仰控制输入信号，确定俯仰鲁棒补偿信号的值；
计算俯仰标称控制信号的值和俯仰鲁棒补偿信号的值的和，并将计算的和值作为第一俯仰控制输入信号。
可选地，所述基于对飞行器输出的偏航状态信息进行处理得到的偏航鲁棒补偿信号，以及设定的偏航参考信号和所述偏航状态信息，得到第一偏航控制输入信号，包括：
计算偏航状态信息的值与预设的偏航参考信号的值的差值，将所述差值作为偏航状态误差的值；
根据所述偏航状态误差的值和预设的偏航标称控制参数的值，确定偏航标称控制信号的值；
基于所述偏航状态信息和偏航鲁棒补偿控制参数的值，以及记录的第二偏航控制输入信号的值，确定偏航鲁棒补偿信号的值；
计算偏航标称控制信号的值和偏航鲁棒补偿信号的值的和，并将计算的和值作为第一偏航控制输入信号。
可选地，所述基于对飞行器输出的滚转状态信息进行处理得到的滚转鲁棒补偿信号，以及所述滚转状态信息和接收到的滚转参考信号，确定飞行器的第一滚转控制输入信号，包括：
计算滚转状态信息的值与滚转参考信号的值的差值，将所述差值作为滚转状态误差的值；
根据所述滚转状态误差的值和预设的滚转标称控制参数的值，确定滚转标称控制信号的值；
基于滚转状态信息、滚转鲁棒补偿参数的值，以及记录的第二滚转控制输入信号的值，确定滚转鲁棒补偿信号的值；
计算滚转标称控制信号的值和滚转鲁棒补偿信号的值的和，并将计算的和值作为第一滚转控制输入信号。
第二方面，本申请实施例提供了一种无人飞行器的鲁棒分层控制装置，该装置包括：
第一确定模块，用于基于对飞行器输出的俯仰状态信息进行处理得到的俯仰鲁棒补偿信号，以及设定的俯仰参考信号和所述俯仰状态信息，确定飞行器的第一俯仰控制输入信号；
第二确定模块，用于基于对飞行器输出的滚转状态信息进行处理得到的滚转鲁棒补偿信号，以及所述滚转状态信息和接收到的滚转参考信号，确定飞行器的第一滚转控制输入信号；
控制模块，用于基于所述第一俯仰控制输入信号和所述第一滚转控制输入信号，控制所述飞行器的飞行姿态。
可选地，所述第二确定模块还用于：
基于对飞行器输出的偏航状态信息进行处理得到的偏航鲁棒补偿信号，以及设定的偏航参考信号和所述偏航状态信息，得到第一偏航控制输入信号，将所述偏航控制输入信号作为滚转参考信号。
可选地，所述第一确定模块具体用于：
计算俯仰状态信息的值与预设的俯仰参考信号的值的差值，将所述差值作为俯仰状态误差的值；
根据所述俯仰状态误差的值和预设的俯仰标称控制参数的值，确定俯仰标称控制信号的值；
基于俯仰状态信息和俯仰鲁棒补偿参数的值，以及记录的第二俯仰输入控制信号，确定俯仰鲁棒补偿信号的值；
计算俯仰补偿控制信号的值和俯仰鲁棒补偿信号的值的和，并将计算的和值作为第一俯仰控制输入信号。
可选地，所述第二确定模块还用于：
计算偏航状态信息的值与预设的偏航参考信号的值的差值，将所述差值作为偏航状态误差的值；
根据所述偏航状态误差的值和预设的偏航标称控制参数的值，确定偏航标称控制信号的值；
基于所述偏航状态信息和偏航鲁棒补偿控制参数的值，以及记录的第二偏航控制输入信号，确定偏航鲁棒补偿信号的值；
计算偏航标称控制信号的值和偏航鲁棒补偿信号的值的和，并将计算的和值作为第一偏航控制输入信号。
可选地，所述第二确定模块具体用于：
计算滚转状态信息的值与滚转参考信号的值的差值，将所述差值作为滚转状态误差的值；
根据所述滚转状态误差的值和预设的滚转标称控制参数的值，确定滚转标称控制信号的值；
基于滚转状态信息、滚转鲁棒补偿控制参数的值，以及记录的第二滚转输入控制信号的值，确定滚转鲁棒补偿信号的值；
计算滚转标称控制信号的值和滚转鲁棒补偿信号的值的和，并将计算的和值作为第一滚转输入控制信号。
本申请实施例提供的飞行器控制方法和装置，基于俯仰信号得到第一俯仰控制输入信号，基于滚转信号得到第一滚转控制输入信号，通过第一俯仰控制输入信号和第一滚转控制输入信号控制飞行器的飞行，减少飞行器飞行过程中的影响因素，无人飞行器内部动态可以通过选择适当的滤波处理来稳定，在实际应用中易于实现，提高飞行器的动态和稳态跟踪特性。
为使本申请的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本申请的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。
图1为本申请实施例涉及的一种飞行器的结构示意图；
图2为本申请实施例提供的一种无人飞行器的鲁棒分层控制方法的流程示意图；
图3为本申请实施例提供的一种飞行器中信号控制流向的示意图；
图4为本申请实施例提供的一种无人飞行器的鲁棒分层控制装置的结构示意图；
图5A-C分别为本申请实施例提供的一种有鲁棒补偿的俯仰角的响应效果图、偏航角的响应效果图和滚转角的响应效果图；
图6A-C分别为本申请实施例提供的一种没有鲁棒补偿的俯仰角的响应效果图、偏航角的响应效果图和滚转角的效应效果图；
图7A-C分别为本申请实施例提供的一种有鲁棒补偿的俯仰角的响应效果图、偏航角的响应效果图、滚转角的响应效果图；
图8A-C分别为本申请实施例提供的一种没有鲁棒补偿的俯仰角的响应效果图、偏航角的响应效果图、滚转角的响应效果图；
图9A-B分别为本申请实施例提供的有鲁棒补偿和无鲁棒补偿情况下，俯仰角跟踪误差的比较效果图和偏航角跟踪误差的比较效果图。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
如图1所示，本申请公开的飞行器控制方法中的信号基于以下模型，俯仰角ξ(t)、滚转角p(t)和偏航角ψ(t)的数学模型可以用下面的方程描述：
其中，dξ(t)为俯仰角的外部干扰参数，dp(t)为滚转角的外部干扰参数，dψ(t)为偏航角的外部干扰参数，a1i、a2i(i＝ξ,p,ψ)、a3ξ、a3p分别为飞行器的参数，vf(t)为飞行器的前电机的电压，vb(t)表示前后电机的电压，Vop为正常数，一般为前后电机的静态电压之和。令参数bξ＝a1ξ,bp＝a1p和bψ＝a1ψVop，参数bi(i＝ξ,p,ψ)包括标称参数和不确定参数，那么，
其中，为俯仰标称参数，为滚转标称参数，为偏航标称参数，Δbξ为俯仰不确定参数，Δbp为滚转不确定参数，Δbψ为偏航不确定参数。
定义俯仰控制输入信号uξ(t)＝(vf(t)+vb(t))和滚转控制输入信号up(t)＝vf(t)-vb(t)，式(1)的动态模型可简化为：
其中，为俯仰角的二阶微分，为滚转角的二阶微分，为偏航角的二阶微分，qξ(t)为俯仰角的等效扰动参数，qp(t)为滚转角的等效扰动参数，qψ(t)为偏航角的等效扰动参数。
其中，为俯仰角的一阶微分，为滚转角的一阶微分，为偏航角的一阶微分。
从式(2)可以看出，通过改变滚转角的位置可以得到需要的偏航角响应。因此，如果选择俯仰角和偏航角作为输出，则滚转角动态可以看作是内部动态。
本申请实施例提供了一种无人飞行器的鲁棒分层控制方法，如图2所示，该方法包括以下步骤：
S201，基于对飞行器输出的俯仰状态信息进行处理得到的俯仰鲁棒补偿信号，以及设定的俯仰参考信号和所述俯仰状态信息，确定飞行器的第一俯仰控制输入信号；
具体地，俯仰状态信息可以是但不限于俯仰角、俯仰角速度等，本申请对此不予限制。
可选地，基于对飞行器输出的俯仰状态信息进行处理得到的俯仰鲁棒补偿信号，以及设定的俯仰参考信号和所述俯仰状态信息，确定飞行器的第一俯仰控制输入信号，包括：
计算俯仰状态信息的值与预设的俯仰参考信号的值的差值，将所述差值作为俯仰状态误差的值；
根据所述俯仰状态误差的值和预设的俯仰标称控制参数的值，确定俯仰标称控制信号的值；
基于俯仰状态信息和俯仰鲁棒补偿控制参数的值，以及记录的第二俯仰控制输入信号，确定俯仰鲁棒补偿信号的值；
计算俯仰标称控制信号的值和俯仰鲁棒补偿信号的值的和，并将计算的和值作为第一俯仰控制输入信号。
如图3所示，由于俯仰角ξ(t)和滚转角p(t)分别需要跟踪俯仰参考信号rξ(t)和滚转参考信号rp(t)，其中，是由位置控制器产生的。
eξ1(t)＝ξ(t)-rξ(t)
其中，eξ1(t)为俯仰角误差；
其中，ei2(t)为俯仰角误差的微分。
第一俯仰控制输入信号uξ(t)：
其中，
其中，uξ(t)为飞行器的俯仰控制输入信号；为俯仰标称控制信号，为俯仰鲁棒补偿信号，ξ(t)为飞行器输出的俯仰角；为飞行器俯仰通道的标称参数，kξ2、kξ1为正数，Fξ(s)为俯仰角的鲁棒补偿滤波函数；kξ1、kξ2均为正常数，qξ(t)为俯仰等效扰动参数，为虚拟俯仰等效扰动参数。
为俯仰参考信号的二阶微分。
经由拉普拉斯变换公式得到
可以经由拉普拉斯公式变换得到
拉普拉斯变换公式为：
其中，s是拉普拉斯算子，x(s)是时间函数x(t)在复频域的表示，基于拉普拉斯变换公式进行变换的过程，在现有技术中已有详细的介绍，此处不再进行过多说明。
俯仰鲁棒补偿函数Fξ(s)：
其中，Fξ(s)为俯仰鲁棒补偿参数，fξ、gξ均为俯仰鲁棒补偿控制参数，s为拉普拉斯算子。
由于在实际应用中无法测量，根据式(2)和式(4)可以得到
其中，为俯仰角误差的二阶微分，uξ0(t)为记录的第二俯仰控制输入信号。
那么，可以由第一俯仰鲁棒滤波状态量zξ1(t)和第二俯仰鲁棒滤波状态量zξ2(t)实现：
其中，为第一俯仰鲁棒滤波状态量的一阶微分，为第二俯仰鲁棒滤波状态量的一阶微分，uξ0(t)为飞行器中记录的第二俯仰控制输入信号。
其中，zξ1(t)和zξ2(t)可以利用一阶常微分方程的数值解法求出。
S202，基于对飞行器输出的滚转状态信息进行处理得到的滚转鲁棒补偿信号，以及所述滚转状态信息和接收到的滚转参考信号，确定飞行器的第一滚转控制输入信号；
可选地，还包括：
基于对飞行器输出的偏航状态信息进行处理得到的偏航鲁棒补偿信号，以及设定的偏航参考信号和所述偏航状态信息，得到第一偏航控制输入信号，将所述偏航控制输入信号作为滚转参考信号。
可选地，所述基于对飞行器输出的偏航状态信息进行处理得到的偏航鲁棒补偿信号，以及设定的偏航参考信号和所述偏航状态信息，得到第一偏航控制输入信号，包括：
计算偏航状态信息的值与预设的偏航参考信号的值的差值，将所述差值作为偏航状态误差的值；
根据所述偏航状态误差的值和预设的偏航标称控制参数的值，确定偏航标称控制信号的值；
基于所述偏航状态信息和偏航鲁棒补偿控制参数的值，以及记录的第二偏航控制输入信号的值，确定偏航鲁棒补偿信号的值；
计算偏航标称控制信号的值和偏航鲁棒补偿信号的值的和，并将计算的和值作为第一偏航控制输入信号。
可选地，所述基于对飞行器输出的滚转状态信息进行处理得到的滚转鲁棒补偿信号，以及所述滚转状态信息和接收到的滚转参考信号，确定飞行器的第一滚转控制输入信号，包括：
计算滚转状态信息的值与滚转参考信号的值的差值，将所述差值作为滚转状态误差的值；
根据所述滚转状态误差的值和预设的滚转标称控制参数的值，确定滚转标称控制信号的值；
基于滚转状态信息、滚转鲁棒补偿参数的值，以及记录的第二滚转控制输入信号的值，确定滚转鲁棒补偿信号的值；
计算滚转标称控制信号的值和滚转鲁棒补偿信号的值的和，并将计算的和值作为第一滚转控制输入信号。
具体地，飞行器周期性通过第一俯仰控制输入信号、第一偏航控制输入信号和第一滚转控制输入信号控制飞行器的飞行姿态，第二俯仰控制输入信号、第二滚转控制输入信号、第二偏航控制输入信号分别对应为飞行器与当前周期相邻的上一周期输入的俯仰控制输入信号、滚转控制输入信号和偏航控制输入信号。
由上述式(2)可知，偏航通道的数学模型可以重写为
其中，是偏航控制输入信号，第一偏航控制输入信号由偏航标称控制信号和偏航鲁棒补偿信号组成
偏航角误差为：eψ1(t)＝ψ(t)-rψ(t)
偏航角误差的一阶微分为
偏航角的标称控制律如下
其中，kψ1、kψ2为正常数。
通过偏航鲁棒补偿函数Fψ(s)来抑制偏航通道中不确定性的影响，如下：
其中，s为拉普拉斯算子，fψ和gψ为正常数。
如果fψ和gψ足够大，滤波器Ffψ(s)和Fgψ(s)就可以有足够宽的频率带宽，在这种情况下，Ffψ(s)和Fgψ(s)的增益将接近1。因此，偏航鲁棒补偿信号的控制律如下：
其中，可以由经上述拉普拉斯变换公式得到，由经上述拉普拉斯变换公式得到，为偏航等效扰动参数。为偏航参考信号的二阶微分。
由于在实际应用中无法测量，因此，从式(5)和式(9)，可以得到：
其中，为偏航角误差的二阶微分。
那么，从式(8)和式(10)可以得到由第一偏航鲁棒滤波状态量zψ1(t)和第二偏航鲁棒滤波状态量zψ2(t)实现：
其中，为第一偏航鲁棒滤波状态量的一阶微分，为第二偏航鲁棒滤波状态量的一阶微分，为飞行器中记录的第二偏航控制输入信号。其中，zψ1(t)和zψ2(t)可以利用一阶常微分方程的数值解法求出，现有技术已有详细的介绍，此处不再进行过多说明。
第一滚转控制输入信号up(t)：
其中，
ep1(t)＝p(t)-rp(t)
其中，up(t)为飞行器的滚转控制输入信号；为滚转标称控制信号，为滚转鲁棒补偿信号，p(t)为飞行器输出的滚转角；rp(t)为预设的滚转参考信号；kp1、kp2为正数，Fp(s)为滚转角的鲁棒补偿滤波函数；kξ1、kξ2均为正常数，ep1(t)为滚转角误差参数，ep2(t)为滚转角误差参数的一阶微分，qp(t)为滚转等效扰动参数，为虚拟滚转等效扰动参数。
为滚转参考信号的二阶微分；
经由拉普拉斯变换公式得到
可以经由拉普拉斯变换得到
由于在实际应用中无法测量，根据式(2)和式(12)可以得到
其中，为滚转角误差的二阶微分，uP0(t)为飞行器记录的第二滚转控制输入信号。
那么，可以由第一滚转鲁棒滤波状态量zp1(t)和第二滚转鲁棒滤波状态量zp2(t)实现：
其中，为第一滚转鲁棒滤波状态量的一阶微分，为第二滚转鲁棒滤波状态量的一阶微分，up0(t)为飞行器中记录的第二滚转控制输入信号。其中，zp1(t)和zp2(t)可以利用一阶常微分方程的数值解法求出，一阶微分方程在现有技术已有详细的介绍，此处不再进行过多说明。
S203，基于所述第一俯仰控制输入信号和所述第一滚转控制输入信号，控制所述飞行器的飞行姿态。
在一个实施例中，飞行器参数的标称值为和 是rp(t)变化率的估计值，标称控制器参数为kξ1＝2.79,kξ2＝2.38,kp1＝29.1,kp2＝23.2,kψ1＝0.248,和kψ2＝0.165。为保证闭环***的鲁棒跟踪性能，选择鲁棒补偿器参数为fξ＝25,gξ＝5,fp＝25,gp＝5,fψ＝1,和gψ＝0.2。
飞行器如三自由度直升机的俯仰角和偏航角需要稳定在0度，相应的响应如图5A-C所示。此外，在图6A-C中给出了没有鲁棒补偿输入时俯仰角和偏航角的响应。从图5A-C可以看出，有鲁棒补偿输入时，俯仰角和偏航角的稳态误差小于±0.1度。相比之下，没有鲁棒补偿输入时，俯仰角和偏航角的稳态误差分别小于±0.1度和±0.15度。可见，两个闭环***都能具有良好的稳态性能。
俯仰角和偏航角需要在耦合条件下来跟踪大角度的参考信号，如，参考信号ri(s)(i＝ξ,ψ)由公式ri(s)＝ri swr(s)/(3s+1)2给出，其中，ri swr(s)是方波形参考信号，振幅为20度。闭环***的跟踪性能受到参数不确定性、非线性、耦合、三个姿态角动态和外部扰动等不确定性的影响。有鲁棒补偿和没有鲁棒补偿情况下的响应分别由图7A-C和图8A-C所示。为了比较跟踪性能，图9A-B给出了俯仰角和偏航角跟踪误差的比较。从图9A-B可以看到，在有鲁棒补偿的情况下，偏航角和俯仰角可以实现良好的动态跟踪性，而没有鲁棒补偿的情况下动态跟踪性则不能保证。图7A-C和图8A-C的第三子图为内部动态，即滚转角动态，从图中可以看出，滚转角的参考信号由偏航角的跟踪误差产生。
本申请实施例提供的飞行器控制方法和装置，通过俯仰信号和滚转信号控制飞行器的飞行，减少飞行器飞行过程中的影响因素，无人飞行器内部动态可以通过选择适当的滤波处理来稳定，在实际应用中易于实现，本方法设计的控制器可以提高飞行器的动态和稳态跟踪特性。
本申请实施例提供了一种无人飞行器的鲁棒分层控制装置，如图4所示，该装置包括：
第一确定模块41，用于基于对飞行器输出的俯仰状态信息进行处理得到的俯仰鲁棒补偿信号，以及设定的俯仰参考信号和所述俯仰状态信息，确定飞行器的第一俯仰控制输入信号；
第二确定模块42，用于基于对飞行器输出的滚转状态信息进行处理得到的滚转鲁棒补偿信号，以及所述滚转状态信息和接收到的滚转参考信号，确定飞行器的第一滚转控制输入信号；
控制模块43，用于基于所述第一俯仰控制输入信号和所述第一滚转控制输入信号，控制所述飞行器的飞行姿态。
可选地，所述第二确定模块42还用于：
基于对飞行器输出的偏航状态信息进行处理得到的偏航鲁棒补偿信号，以及设定的偏航参考信号和所述偏航状态信息，得到第一偏航控制输入信号，将所述偏航控制输入信号作为滚转参考信号。
可选地，所述第一确定模块41具体用于：
计算俯仰状态信息的值与预设的俯仰参考信号的值的差值，将所述差值作为俯仰状态误差的值；
根据所述俯仰状态误差的值和预设的俯仰标称控制参数的值，确定俯仰标称控制信号的值；
基于俯仰状态信息和俯仰鲁棒补偿参数的值，以及记录的第二俯仰输入控制信号，确定俯仰鲁棒补偿信号的值；
计算俯仰补偿控制信号的值和俯仰鲁棒补偿信号的值的和，并将计算的和值作为第一俯仰控制输入信号。
可选地，所述第二确定模块42还用于：
计算偏航状态信息的值与预设的偏航参考信号的值的差值，将所述差值作为偏航状态误差的值；
根据所述偏航状态误差的值和预设的偏航标称控制参数的值，确定偏航标称控制信号的值；
基于所述偏航状态信息和偏航鲁棒补偿控制参数的值，以及记录的第二偏航控制输入信号，确定偏航鲁棒补偿信号的值；
计算偏航标称控制信号的值和偏航鲁棒补偿信号的值的和，并将计算的和值作为第一偏航控制输入信号。
可选地，所述第二确定模块42具体用于：
计算滚转状态信息的值与滚转参考信号的值的差值，将所述差值作为滚转状态误差的值；
根据所述滚转状态误差的值和预设的滚转标称控制参数的值，确定滚转标称控制信号的值；
基于滚转状态信息、滚转鲁棒补偿控制参数的值，以及记录的第二滚转输入控制信号的值，确定滚转鲁棒补偿信号的值；
计算滚转标称控制信号的值和滚转鲁棒补偿信号的值的和，并将计算的和值作为第一滚转输入控制信号。
在本申请所提供的实施例中，应该理解到，所揭露装置和方法，可以通过其它的方式实现。以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，又例如，多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个***，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些通信接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
另外，在本申请提供的实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。
所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本申请各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释，此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本申请的具体实施方式，用以说明本申请的技术方案，而非对其限制，本申请的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请实施例技术方案的精神和范围。都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。
Claims (10)
1.一种无人飞行器的鲁棒分层控制方法，其特征在于，该方法包括：
基于对飞行器输出的俯仰状态信息进行处理得到的俯仰鲁棒补偿信号，以及设定的俯仰参考信号和所述俯仰状态信息，确定飞行器的第一俯仰控制输入信号；
基于对飞行器输出的滚转状态信息进行处理得到的滚转鲁棒补偿信号，以及所述滚转状态信息和接收到的滚转参考信号，确定飞行器的第一滚转控制输入信号；
基于所述第一俯仰控制输入信号和所述第一滚转控制输入信号，控制所述飞行器的飞行姿态。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：
基于对飞行器输出的偏航状态信息进行处理得到的偏航鲁棒补偿信号，以及设定的偏航参考信号和所述偏航状态信息，得到第一偏航控制输入信号，将所述偏航控制输入信号作为滚转参考信号。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于对飞行器输出的俯仰状态信息进行处理得到的俯仰鲁棒补偿信号，以及设定的俯仰参考信号和所述俯仰状态信息，确定飞行器的第一俯仰控制输入信号，包括：
计算俯仰状态信息的值与预设的俯仰参考信号的值的差值，将所述差值作为俯仰状态误差的值；
根据所述俯仰状态误差的值和预设的俯仰标称控制参数的值，确定俯仰标称控制信号的值；
基于俯仰状态信息和俯仰鲁棒补偿控制参数的值，以及记录的第二俯仰控制输入信号，确定俯仰鲁棒补偿信号的值；
计算俯仰标称控制信号的值和俯仰鲁棒补偿信号的值的和，并将计算的和值作为第一俯仰控制输入信号。
4.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述基于对飞行器输出的偏航状态信息进行处理得到的偏航鲁棒补偿信号，以及设定的偏航参考信号和所述偏航状态信息，得到第一偏航控制输入信号，包括：
计算偏航状态信息的值与预设的偏航参考信号的值的差值，将所述差值作为偏航状态误差的值；
根据所述偏航状态误差的值和预设的偏航标称控制参数的值，确定偏航标称控制信号的值；
基于所述偏航状态信息和偏航鲁棒补偿控制参数的值，以及记录的第二偏航控制输入信号的值，确定偏航鲁棒补偿信号的值；
计算偏航标称控制信号的值和偏航鲁棒补偿信号的值的和，并将计算的和值作为第一偏航控制输入信号。
5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述基于对飞行器输出的滚转状态信息进行处理得到的滚转鲁棒补偿信号，以及所述滚转状态信息和接收到的滚转参考信号，确定飞行器的第一滚转控制输入信号，包括：
计算滚转状态信息的值与滚转参考信号的值的差值，将所述差值作为滚转状态误差的值；
根据所述滚转状态误差的值和预设的滚转标称控制参数的值，确定滚转标称控制信号的值；
基于滚转状态信息、滚转鲁棒补偿参数的值，以及记录的第二滚转控制输入信号的值，确定滚转鲁棒补偿信号的值；
计算滚转标称控制信号的值和滚转鲁棒补偿信号的值的和，并将计算的和值作为第一滚转控制输入信号。
6.一种无人飞行器的鲁棒分层控制装置，其特征在于，该装置包括：
第一确定模块，用于基于对飞行器输出的俯仰状态信息进行处理得到的俯仰鲁棒补偿信号，以及设定的俯仰参考信号和所述俯仰状态信息，确定飞行器的第一俯仰控制输入信号；
第二确定模块，用于基于对飞行器输出的滚转状态信息进行处理得到的滚转鲁棒补偿信号，以及所述滚转状态信息和接收到的滚转参考信号，确定飞行器的第一滚转控制输入信号；
控制模块，用于基于所述第一俯仰控制输入信号和所述第一滚转控制输入信号，控制所述飞行器的飞行姿态。
7.如权利要求6所述的装置，其特征在于，所述第二确定模块还用于：
基于对飞行器输出的偏航状态信息进行处理得到的偏航鲁棒补偿信号，以及设定的偏航参考信号和所述偏航状态信息，得到第一偏航控制输入信号，将所述偏航控制输入信号作为滚转参考信号。
8.如权利要求6所述的装置，其特征在于，所述第一确定模块具体用于：
计算俯仰状态信息的值与预设的俯仰参考信号的值的差值，将所述差值作为俯仰状态误差的值；
根据所述俯仰状态误差的值和预设的俯仰标称控制参数的值，确定俯仰标称控制信号的值；
基于俯仰状态信息和俯仰鲁棒补偿参数的值，以及记录的第二俯仰输入控制信号，确定俯仰鲁棒补偿信号的值；
计算俯仰补偿控制信号的值和俯仰鲁棒补偿信号的值的和，并将计算的和值作为第一俯仰控制输入信号。
9.如权利要求7所述的装置，其特征在于，所述第二确定模块还用于：
计算偏航状态信息的值与预设的偏航参考信号的值的差值，将所述差值作为偏航状态误差的值；
根据所述偏航状态误差的值和预设的偏航标称控制参数的值，确定偏航标称控制信号的值；
基于所述偏航状态信息和偏航鲁棒补偿控制参数的值，以及记录的第二偏航控制输入信号，确定偏航鲁棒补偿信号的值；
计算偏航标称控制信号的值和偏航鲁棒补偿信号的值的和，并将计算的和值作为第一偏航控制输入信号。
10.如权利要求9所述的装置，其特征在于，所述第二确定模块具体用于：
计算滚转状态信息的值与滚转参考信号的值的差值，将所述差值作为滚转状态误差的值；
根据所述滚转状态误差的值和预设的滚转标称控制参数的值，确定滚转标称控制信号的值；
基于滚转状态信息、滚转鲁棒补偿控制参数的值，以及记录的第二滚转输入控制信号的值，确定滚转鲁棒补偿信号的值；
计算滚转标称控制信号的值和滚转鲁棒补偿信号的值的和，并将计算的和值作为第一滚转控制输入信号。
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|---|---|---|---|
| CN201810050238.3A CN107992088A (zh) | 2018-01-18 | 2018-01-18 | 一种无人飞行器的鲁棒分层控制方法和装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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Publications (1)
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|---|---|
| CN107992088A true CN107992088A (zh) | 2018-05-04 |
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ID=62039823
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201810050238.3A Pending CN107992088A (zh) | 2018-01-18 | 2018-01-18 | 一种无人飞行器的鲁棒分层控制方法和装置 |
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- 2018-01-18 CN CN201810050238.3A patent/CN107992088A/zh active Pending
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