CN110989640B - 一种飞行控制方法、飞行器及飞行*** - Google Patents

一种飞行控制方法、飞行器及飞行*** Download PDF

Info

Publication number
CN110989640B
CN110989640B CN201911019662.2A CN201911019662A CN110989640B CN 110989640 B CN110989640 B CN 110989640B CN 201911019662 A CN201911019662 A CN 201911019662A CN 110989640 B CN110989640 B CN 110989640B
Authority
CN
China
Prior art keywords
attitude
control
instruction
aircraft
power distribution
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201911019662.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110989640A (zh
Inventor
张添保
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shenzhen Daotong Intelligent Software Development Co ltd
Original Assignee
Shenzhen Autel Intelligent Aviation Technology Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shenzhen Autel Intelligent Aviation Technology Co Ltd filed Critical Shenzhen Autel Intelligent Aviation Technology Co Ltd
Priority to CN201911019662.2A priority Critical patent/CN110989640B/zh
Publication of CN110989640A publication Critical patent/CN110989640A/zh
Priority to PCT/CN2020/123306 priority patent/WO2021078259A1/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110989640B publication Critical patent/CN110989640B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明公开了一种飞行控制方法、飞行器及飞行***，该飞行控制方法应用于飞行器，其包括，构建飞行器的姿态动力模型以及动力分配模型，其中，姿态动力模型包括姿态角动力模型和姿态角速率动力模型；周期性获取飞行器的姿态参数以及终端设备发出的第一控制指令，其中，姿态参数包括姿态角以及姿态角速率；根据姿态角动力模型、姿态参数以及第一控制指令获取第二控制指令；根据第二控制指令、姿态角速率以及第三控制指令获取当前的虚拟控制量指令；根据姿态角速率、当前的虚拟控制量指令以及第四控制指令获取当前的动力分配指令；根据当前的动力分配指令和动力分配模型控制动力组件以调整飞行器的飞行姿态。

Description

一种飞行控制方法、飞行器及飞行***
技术领域
本发明涉及飞行控制技术领域，尤其涉及一种飞行控制方法、飞行器及飞行***。
背景技术
旋翼飞行器具有轻便、小巧简单的结构以及灵活的飞行控制方式，对复杂地形以及狭小的空间具有很强的适应性，近年来广泛应用于灾难救援、电力巡检、快递运输等各个领域。
旋翼飞行器的飞控***是通过改变电机的转速以及旋转方向来实现飞行器的各种飞行姿态以及上升和下降，该飞控***是一种多变量、强耦合、不稳定的复杂非线性***，由于飞控***的复杂性，对旋翼飞行器的控制方法呈现出多样性，如PID控制策略。
然而，传统飞行控制方法的控制精度低、稳定性及抗扰动性能差，因此，如何提供一种控制精度高、稳定性及抗扰动性能强的飞行控制方法，是本领域技术人员亟待解决的技术问题。
发明内容
本发明提供一种飞行控制方法、飞行器及飞行***，旨在提供一种控制精度高、稳定性及抗扰动性能强的飞行控制方法。
为实现上述目的，本发明提供一种飞行控制方法，应用于飞行器，所述飞行器与终端设备通信连接，所述飞行器设置有动力组件，所述方法包括：
构建所述飞行器的姿态动力模型以及动力分配模型，其中，所述姿态动力模型包括姿态角动力模型和姿态角速率动力模型；
周期性获取所述飞行器的姿态参数以及所述终端设备发出的第一控制指令，其中，所述姿态参数包括姿态角以及姿态角速率；
根据所述姿态角动力模型、所述姿态参数以及所述第一控制指令获取第二控制指令；
根据所述第二控制指令、所述姿态角速率以及第三控制指令获取当前的虚拟控制量指令，其中，所述第三控制指令为预设的虚拟控制量指令或前一周期的虚拟控制量指令；
根据所述姿态角速率、所述当前的虚拟控制量指令以及第四控制指令获取当前的动力分配指令，其中，所述第四控制指令为预设的动力分配指令或前一周期的动力分配指令；
根据所述当前的动力分配指令和所述动力分配模型控制所述动力组件以调整所述飞行器的飞行姿态。
优选地，所述第一控制指令为期望姿态角指令，所述根据所述姿态角动力模型、所述姿态参数以及所述第一控制指令获取第二控制指令，包括：
根据所述姿态角动力模型以及所述姿态参数通过在线参数辨识获取第一参数矩阵估计值；
根据所述期望姿态角指令以及所述姿态角获取姿态角控制误差；
根据所述姿态角控制误差、所述第一参数矩阵估计值以及预设参数矩阵，获取所述第二控制指令。
优选地，所述第二控制指令为期望姿态角速率控制指令，所述根据所述第二控制指令、所述姿态角速率以及第三控制指令获取当前的虚拟控制量指令，包括：
根据所述姿态角速率动力模型、所述姿态角速率以及所述第三控制指令通过在线参数辨识获取参数估计值，其中，所述参数估计值包括第二参数矩阵估计值、第三参数矩阵估计值以及干扰参数估计值；
根据所述姿态角速率和所述期望姿态角速率控制指令获取姿态角速率控制误差；
根据所述姿态角速率控制误差和所述参数估计值获取当前的虚拟控制量指令。
优选地，所述根据所述姿态角速率、所述当前的虚拟控制量指令以及第四控制指令获取当前的动力分配指令，包括：
根据所述姿态角速率和所述第四控制指令通过在线参数辨识获取动力分配矩阵估计值；
根据所述动力分配矩阵估计值和所述当前的虚拟控制量指令获取当前的动力分配指令。
优选地，所述飞行器设置有动力组件，所述根据所述当前的动力分配指令和所述动力分配模型控制所述飞行器飞行，包括：
根据所述当前的动力分配指令和所述动力分配模型生成脉冲宽度调制指令；
根据所述脉冲宽度调制指令控制所述动力组件的输出，以控制所述飞行器的飞行姿态。
为实现上述目的，本发明还提供一种飞行器，所述飞行器与终端设备通信连接，所述飞行器包括：
模型构建模块，用于构建所述飞行器的姿态动力模型以及动力分配模型，其中，所述姿态动力模型包括姿态角动力模型和姿态角速率动力模型；
获取模块，用于周期性获取所述飞行器的姿态参数以及所述终端设备发出的第一控制指令，其中，所述姿态参数包括姿态角以及姿态角速率；
第一辨识模块，用于根据所述姿态角动力模型、所述姿态参数以及所述第一控制指令获取第二控制指令；
第二辨识模块，用于根据所述第二控制指令、所述姿态角速率以及第三控制指令获取当前的虚拟控制量指令，其中，所述第三控制指令为预设的虚拟控制量指令或前一周期的虚拟控制量指令；
第三辨识模块，用于根据所述姿态角速率、所述当前的虚拟控制量指令以及第四控制指令获取当前的动力分配指令，其中，所述第四控制指令为预设的动力分配指令或前一周期的动力分配指令；
飞行控制模块，用于根据所述当前的动力分配指令和所述动力分配模型控制所述动力组件以调整所述飞行器的飞行姿态。
优选地，所述第一控制指令为期望姿态角指令，所述第一辨识模块还用于：
根据所述姿态角动力模型以及所述姿态参数获取第一参数矩阵估计值；
根据所述期望姿态角指令以及所述姿态角获取姿态角控制误差；
根据所述姿态角控制误差、所述第一参数矩阵估计值以及预设参数矩阵获取所述第二控制指令。
优选地，所述第二控制指令为期望姿态角速率控制指令，所述第二辨识模块还用于：
根据所述姿态角速率动力模型、所述姿态角速率以及所述第三控制指令获取参数估计值，其中，所述参数估计值包括第二参数矩阵估计值、第三参数矩阵估计值以及干扰参数估计值；
根据所述姿态角速率和所述期望姿态角速率控制指令获取姿态角速率控制误差；
根据所述姿态角速率控制误差和所述参数估计值获取当前的虚拟控制量指令。
为实现上述目的，本发明还提供一种飞行器，所述飞行器与终端设备通信连接，所述飞行器包括：
机身；
机臂，与所述机身相连；
动力组件，设于所述机臂，用于给所述飞行器提供飞行的动力；
存储器，用于存储计算机可执行的飞行控制程序；及
处理器，用于调取存储在所述存储器中的可执行的飞行控制程序，以执行前述的飞行控制方法。
为实现上述目的，本发明还提供一种飞行***，所述飞行器***包括飞行器以及与所述飞行器通信连接的终端设备，所述飞行器包括：
机身；
机臂，与所述机身相连；
动力组件，设于所述机臂，用于给所述飞行器提供飞行的动力；
存储器，用于存储计算机可执行的飞行控制程序；及
处理器，用于调取存储在所述存储器中的可执行的飞行控制程序，以执行前述的飞行控制方法。
与现有技术相比，本发明提供的飞行控制方法、飞行器及飞行***具有以下优点：
该飞行控制方法，应用于飞行器，所述飞行器与终端设备通信连接，所述飞行器设置有动力组件，该飞行控制方法通过构建所述飞行器的姿态动力模型以及动力分配模型，其中，所述姿态动力模型包括姿态角动力模型和姿态角速率动力模型，并周期性获取所述飞行器的姿态参数以及所述终端设备发出的第一控制指令，其中，所述姿态参数包括姿态角以及姿态角速率。利用所述姿态角动力模型、所述姿态参数以及所述第一控制指令通过在线参数辨识获取第二控制指令。利用所获取的第二控制指令、所述姿态角速率以及第三控制指令通过在线参数辨识获取当前的虚拟控制量指令，其中，所述第三控制指令为预设的虚拟控制量指令或前一周期的虚拟控制量指令。利用获取的所述姿态角速率、所述当前的虚拟控制量指令以及第四控制指令通过在线参数辨识获取当前的动力分配指令，其中，所述第四控制指令为预设的动力分配指令或前一周期的动力分配指令。最后根据所述当前的动力分配指令和所述动力分配模型控制所述动力组件以调整所述飞行器的飞行姿态。
通过利用多次在线参数辨识获得多个估计值，以全面地逼近开环模型中各个参数的实际值，利用所获得的估计值和动力分配模型控制飞行器的飞行姿态改变，从而使得飞行器具有更高的控制经度，更好的操控稳定性能及抗扰动性能。
附图说明
图1为本发明提供的飞行***框架结构示意图；
图2为本发明提供的飞行控制方法的流程图；
图3为图2中步骤S103的细节流程图；
图4为飞行器的飞行控制***原理图；
图5为图2中步骤S104的细节流程图；
图6为图2中步骤S105的细节流程图；
图7为本发明提供的飞行器的框图结构示意图；
图8为本发明提供的飞行器的模块框图示意图。
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，如下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”、“第三”、“第四”等(如果存在)是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的实施例能够以除了在这里图示或描述的内容以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，示例性地，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、***、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
需要说明的是，在本发明中涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
本发明提供一种飞行控制方法、飞行器及飞行***，其中，该飞行控制方法，应用于飞行器，所述飞行器与终端设备通信连接，所述飞行器设置有动力组件，该飞行控制方法通过构建所述飞行器的姿态动力模型以及动力分配模型，其中，所述姿态动力模型包括姿态角动力模型和姿态角速率动力模型，并周期性获取所述飞行器的姿态参数以及所述终端设备发出的第一控制指令，其中，所述姿态参数包括姿态角以及姿态角速率。利用所述姿态角动力模型、所述姿态参数以及所述第一控制指令通过在线参数辨识获取第二控制指令。利用所获取的第二控制指令、所述姿态角速率以及第三控制指令通过在线参数辨识获取当前的虚拟控制量指令，其中，所述第三控制指令为预设的虚拟控制量指令或前一周期的虚拟控制量指令。利用获取的所述姿态角速率、所述当前的虚拟控制量指令以及第四控制指令通过在线参数辨识获取当前的动力分配指令，其中，所述第四控制指令为预设的动力分配指令或前一周期的动力分配指令。最后根据所述当前的动力分配指令和所述动力分配模型控制所述动力组件以调整所述飞行器的飞行姿态。
利用多次在线参数辨识获得多个估计值，以全面地逼近开环模型中各个参数的实际值，利用所获得的估计值和动力分配模型控制飞行器的飞行姿态改变，从而使得飞行器具有更高的控制经度，更好的操控稳定性能及抗扰动性能。
请参阅图1，图1为本发明提供的一种飞行***100，该飞行***100包括飞行器10以及与飞行器10通信连接的终端设备20，其中，终端设备20用于向飞行器10发送飞行控制指令，以使飞行器10接收到该飞行控制指令后，根据该飞行控制指令执行相应的飞行操作，该终端设备20可以是遥控装置、智能手机、平板电脑或笔记本电脑等。
具体地，该飞行器10包括机身101、机臂102、动力组件103、控制组件 104以及传感器组件105。其中，机臂102与机身101连接，动力组件103设置于机臂102，用于为飞行器10提供飞行动力。传感器组件105与控制组件 104电连接，用于获取多种飞行器10的传感数据并将获取的传感数据发送给控制组件104，其中，传感数据包括飞行姿态参数、飞行速度、飞行加速度或飞行高度等中的任意一者或多者组合。控制组件104根据获取的传感数据及时获知飞行器10的飞行状态，以控制之电连接的控制动力组件103动作，从而实现飞行器10的飞行控制。其中，控制器组件104包括处理器106以及与处理器106电连接的姿态角控制器1041、姿态角控制器1042以及动力分配控制器1043。
请参阅图2，图2为本发明提供的一种飞行控制方法，该飞行控制方法应用于飞行器10，该方法包括：
步骤S101：构建所述飞行器的姿态动力模型以及动力分配模型，其中，所述姿态动力模型包括姿态角动力模型和姿态角速率动力模型。
构建飞行器10的姿态动力模型以及动力分配模型，其中，所述姿态动力模型包括姿态角动力模型
Figure BDA0002246779040000071
和姿态角速率动力模型
Figure BDA0002246779040000072
示例性地，构建飞行器10的姿态动力模型为：
Figure BDA0002246779040000073
其中，A1为第一参数矩阵，A2为第二参数矩阵、B为第三参数矩阵，姿态角X1为(1)式中
Figure BDA0002246779040000074
的积分，该姿态角X1包括滚转角
Figure BDA0002246779040000075
俯仰角θ及偏航角ψ；X2为飞行器10的姿态角速率，该姿态角速率X2包括滚转角速率ωx、俯仰角速率ωy及偏航角速率ωz，u为三通道虚拟控制量指令，d为模型不确定性以及外界干扰项，即干扰参数，由上式(1)中各个变量如下：
Figure BDA0002246779040000081
设第一参数矩阵A1、第二参数矩阵A2及第三参数矩阵B分别为：
Figure BDA0002246779040000082
构建动力分配模型v：
Figure BDA0002246779040000083
其中，M为动力分配矩阵。
若飞行器10的动力组件104有n个电机，则有：
Figure BDA0002246779040000084
其中，A1、A2、B、M均为未知量。
步骤S102：周期性获取所述飞行器的姿态参数以及所述终端设备发出的第一控制指令，其中，所述姿态参数包括姿态角以及姿态角速率。
以T为周期，控制传感器组件105周期性获取飞行器10的姿态参数X以及周期性接收终端设备20发出的第一控制指令，其中，所述姿态参数X包括姿态角X1以及姿态角速率X2。
步骤S103：根据所述姿态角控制误差、所述第一参数矩阵估计值以及预设参数矩阵获取所述第二控制指令。
请参阅图3在部分实施例中，所述第一控制指令为期望姿态角指令，步骤S103，包括：
步骤S1031：根据所述姿态角动力模型以及所述姿态参数通过在线参数辨识获取第一参数矩阵估计值；
步骤S1032：根据所述期望姿态角指令以及所述姿态角获取姿态角控制误差；
步骤S1033：根据所述姿态角控制误差、所述第一参数矩阵估计值以及预设参数矩阵，获取所述第二控制指令。
飞行器10根据所获取的姿态角控制误差、第一参数矩阵估计值以及预设参数矩阵，获取第二控制指令，以根据第二控制指令控制飞行器进行进一步姿态调整。
请参阅图4，示例性地，滚转角
Figure BDA0002246779040000091
俯仰角θ、偏航角ψ、滚转角速率ωx、俯仰角速率ωy及偏航角速率ωz等姿态参数可通过传感器组件105周期性获取。
已知姿态角动力模型
Figure BDA0002246779040000092
为：
Figure BDA0002246779040000093
将该姿态角动力模型
Figure BDA0002246779040000094
离散化处理，可获得其单通道离散化形式为：
Figure BDA0002246779040000095
其中i＝1时，
Figure BDA0002246779040000096
X2i＝ωx；其中i＝2时，X1i＝θ，X2i＝ωy；其中i＝3 时，X1i＝ψ，X2i＝ωz，T为采样时间。
设h1i(k)＝X2i(k)，姿态角X1测量值z1i(k)＝X1i(k+1)-X1i(k)，则处理器106可采用预设公式(7)进行在线参数辨识，求得到参数θ1i(k+1)的估计值
Figure BDA0002246779040000097
即：
Figure BDA0002246779040000098
上述公式可估计出参数
Figure BDA0002246779040000099
i＝1，2，3…，进一步可求得参数：
Figure BDA00022467790400000910
因此，处理器106可通过式子(3)、(8)可实时地求出了第一参数矩阵 A1的估计值
Figure BDA00022467790400000911
用户在需要控制飞行器10进行姿态调整时，通过操控终端设备20向飞行器10发出通过期望姿态角指令X1c，飞行器10期性获取终端设备20发出的期望姿态角指令X1c，并根据该期望角指令X1c获取对应的期望姿态角，利用期望姿态角和飞行器10通过传感器组件105获取的姿态角X1做差以获取姿态角控制误差△X1。
控制组件104的姿态角控制器1041获取姿态角控制误差△X1与第一参数矩阵估计值
Figure BDA0002246779040000101
经过预设的姿态角控制方程，如式子(9)，获取第二控制指令X2c，其中，姿态角控制方程为：
Figure 1
其中，Ξ为预设阻尼矩阵，Wn为预设带宽矩阵。
步骤S104：根据所述第二控制指令、所述姿态角速率以及第三控制指令获取当前的虚拟控制量指令，其中，所述第三控制指令为预设的虚拟控制量指令或前一周期的虚拟控制量指令。
请参阅图5，在部分实施例中，第二控制指令为期望姿态角速率控制指令，步骤S104包括：
步骤S1041：根据所述姿态角速率动力模型、所述姿态角速率以及所述第三控制指令通过在线参数辨识获取参数估计值，其中，所述参数估计值包括第二参数矩阵估计值、第三参数矩阵估计值以及干扰参数估计值；
步骤S1042：根据所述姿态角速率和所述期望姿态角速率控制指令获取姿态角速率控制误差；
步骤S1043：根据所述姿态角速率控制误差和所述参数估计值获取当前的虚拟控制量指令。
飞行器10根据已构建的所述姿态角速率动力模型
Figure BDA0002246779040000103
通过传感器组件 10获取的所述姿态角速率X2以及所述第三控制指令通过在线参数辨识获取参数估计值，其中，所述参数估计值包括第二参数矩阵估计值、第三参数矩阵估计值以及干扰参数估计值，第三控制指令为预设的虚拟控制量指令或前一周期的虚拟控制量指令，当飞行器10刚启动且接收到终端设备10发出的第一控制指令飞行时，该第三指令为预设的虚拟指令。当飞行器10在飞行途中接收到终端设备10发出的第一控制指令时，该第三指令为前一周期的虚拟控制量指令。
飞行器10根据获取的姿态角速率X2和期望姿态角速率控制指令X2c获取姿态角速率控制误差△X2c；并根据所述姿态角速率控制误差△X2c和所述参数估计值γ获取当前的虚拟控制量指令，以实现周期性根据前一周期的虚拟控制指令更新当前的虚拟控制量指令。
如图4所示，示例性地，已知姿态角速率动力模型
Figure BDA0002246779040000104
为：
Figure BDA0002246779040000105
将该姿态角速率动力模型
Figure BDA0002246779040000111
离散化处理，可获得其单通道离散化形式为：
X2i(k+1)＝(1+Ta2i(k))X2i(k)+Tbi(k)ui(k)+Tdi(k) (10)
其中i＝1时，X2i＝ωx；其中i＝2时，X2i＝ωy；其中i＝3时，X2i＝ωz，T为采样时间。
设h2i(k)＝[X2i(k)，ui(k)，1]，姿态角速率X2的测量值z2i(k+1)＝X2i(k+1)，θ2i(k+1)＝[1+Ta2i(k+1)，Tbi(k+1)，Tdi(k+1)]T，则处理器106利用获取的姿态角速率X2、第三控制指令，并采用预设公式(10)进行在线参数辨识，求得参数θ2i(k+1)的估计值
Figure BDA0002246779040000112
即：
Figure BDA0002246779040000113
其中，I为单位矩阵，通过公式(10)、(11)可求得参数
Figure BDA0002246779040000114
则进一步可求得参数a2i(k+1)，bi(k+1)，di(k+1)对应的估计值
Figure RE-GDA0002391597010000115
即：
Figure BDA0002246779040000117
则可得到参数估计值γ，参数估计值γ包括第二参数矩阵A2的估计值
Figure BDA0002246779040000118
第三参数矩阵B的估计值
Figure BDA0002246779040000119
以及干扰参数d的估计值
Figure BDA00022467790400001110
飞行器10根据期望姿态角速率控制指令获取对应的期望姿态角速率，利用期望姿态角速率和飞行器10通过传感器组件105获取的姿态角速率X2做差以获得姿态角速率控制误差△X2。
控制组件104的姿态角速率控制器1042获取姿态角速率控制误差△X2以及参数估计值γ，经过预设控制方程，如式子(13)所示，获取当前的虚拟控制量指令uk+1，其中，预设控制方程为：
Figure BDA00022467790400001111
步骤S105：根据所述姿态角速率、所述当前的虚拟控制量指令以及第四控制指令获取当前的动力分配指令，其中，所述第四控制指令为预设的动力分配指令或前一周期的动力分配指令。
请参阅图6，在部分实施例中，步骤S105包括：
步骤S1051：根据所述姿态角速率和所述第四控制指令通过在线参数辨识获取动力分配矩阵估计值；
步骤S1052：根据所述动力分配矩阵估计值和所述当前的虚拟控制量指令获取当前的动力分配指令。
飞行器10根据所获取的姿态角速率X1和第四控制指令通过在线参数辨识获取动力分配矩阵估计值，其中，该第四控制指令为预设的动力分配指令或前一周期的动力分配指令。当飞行器10刚启动且接收到终端设备10发出的第一控制指令飞行时，该第四指令为预设的动力分配指令。当飞行器10在飞行途中接收到终端设备10发出的第一控制指令时，该第四指令为前一周期的动力分配指令。
飞行器10根据动力分配矩阵估计值和所述当前的虚拟控制量指令获取当前的动力分配指令，以实现周期性根据前一周期的动力分配指令更新当前的动力分配指令。
如图4所示，示例性地，姿态角速率动力模型
Figure BDA0002246779040000121
为：
Figure BDA0002246779040000122
由于相比于Bu，A2X2和d的值较小，可将其舍弃得到近似模型：
Figure BDA0002246779040000123
已知动力分配模型v为：
Figure BDA0002246779040000124
由式子(4)、(14)可以获知：
Figure BDA0002246779040000125
上式子(15)的单通道离散形式为：
Figure BDA0002246779040000126
其中，Mi(k)＝[mi1 mi2 … min]，设
Figure BDA0002246779040000127
h3i(k)＝v(k)，
Figure BDA0002246779040000128
则处理器106利用获取的姿态角速率X2、第四控制指令，并采样预设公式(17)进行在线参数辨识，求得θ3i(k+1)的估计值
Figure BDA0002246779040000129
Figure BDA0002246779040000131
上式(17)计算得到了
Figure BDA0002246779040000132
即可得到了动力分配矩阵Mi(k+1)的估计值
Figure BDA0002246779040000133
也即得到了动力分配矩阵估计值
Figure BDA0002246779040000134
控制组件104的动力分配控制器1043获取动力分配矩阵估计值
Figure BDA0002246779040000135
和所述当前的虚拟控制量指令uk+1获取当前的动力分配指令vk+1。
步骤S106：根据所述当前的动力分配指令和所述动力分配模型控制所述动力组件以调整所述飞行器的飞行姿态。
在部分实施例中，步骤S106包括：
根据所述当前的动力分配指令和所述动力分配模型生成脉冲宽度调制指令；
根据所述脉冲宽度调制指令控制所述动力组件的输出，以控制所述飞行器的飞行姿态。
如图4所示，示例性地，飞行器10根据当前的动力分配指令和动力分配模型控制设置于飞行器10的动力补充模块1044生成脉冲宽度调制指令，即 PWM控制指令，以根据该PWM控制指令控制飞行器10的动力组件103输出，从而可以控制飞行器10的飞行姿态。
请参阅图7，在部分实施例中，飞行器10还包括存储器107以及总线108。传感器组件105、动力组件103以及存储器107通过总线108与处理器106电连接。
其中，存储器107至少包括一种类型的可读存储介质，所述可读存储介质包括闪存、硬盘、多媒体卡、卡型存储器(示例性地，SD或DX存储器等)、磁性存储器、磁盘、光盘等。存储器107在一些实施例中可以是飞行器10的内部存储单元，示例性地该飞行器10的硬盘。存储器107在另一些实施例中也可以是飞行器10的外部存储设备，示例性地飞行器10上配备的插接式硬盘，智能存储卡(Smart Media Card,SMC)，安全数字(Secure Digital,SD)卡，闪存卡(Flash Card)等。
存储器107不仅可以用于存储安装于飞行器10的应用软件及各类数据，示例性地计算机可读程序的代码等，如磁力计校准程序，也即存储器107可以作为存储介质。
处理器106在一些实施例中可以是中央处理器(Central Processing Unit,CPU)、控制器、微控制器、微处理器或其他数据处理芯片，处理器106可调用存储器107中存储的程序代码或处理数据，实现前述的飞行控制方法。
此外，本发明实施例还提出一种存储介质，所述存储介质为计算机可读存储介质，所述存储介质存储有可执行计算程序，所述可执行计算程序被执行时，实现前述的飞行控制方法。
请参阅图8，本发明还提供一种飞行器30，飞行器30与终端设备通信连接，所述飞行器30包括：
模型构建模块301，用于构建所述飞行器的姿态动力模型以及动力分配模型，其中，所述姿态动力模型包括姿态角动力模型和姿态角速率动力模型；
获取模块302，用于周期性获取所述飞行器的姿态参数以及所述终端设备发出的第一控制指令，其中，所述姿态参数包括姿态角以及姿态角速率；
第一辨识模块303，用于根据所述姿态角动力模型、所述姿态参数以及所述第一控制指令获取第二控制指令；
第二辨识模块304，用于根据所述第二控制指令、所述姿态角速率以及第三控制指令获取当前的虚拟控制量指令，其中，所述第三控制指令为预设的虚拟控制量指令或前一周期的虚拟控制量指令；
第三辨识模块305，用于根据所述姿态角速率、所述当前的虚拟控制量指令以及第四控制指令获取当前的动力分配指令，其中，所述第四控制指令为预设的动力分配指令或前一周期的动力分配指令；以及
飞行控制模块306，用于根据所述当前的动力分配指令和所述动力分配模型控制所述动力组件以调整所述飞行器的飞行姿态。
在部分实施例中，所述第一控制指令为期望姿态角指令，所述第一辨识模块303还用于：
根据所述姿态角动力模型以及所述姿态参数获取第一参数矩阵估计值；
根据所述期望姿态角指令以及所述姿态角获取姿态角控制误差；
根据所述姿态角控制误差、所述第一参数矩阵估计值以及预设参数矩阵获取所述第二控制指令。
在部分实施例中，所述第二控制指令为期望姿态角速率控制指令，所述第二辨识模块304还用于：
根据所述姿态角速率动力模型、所述姿态角速率以及所述第三控制指令获取参数估计值，其中，所述参数估计值包括第二参数矩阵估计值、第三参数矩阵估计值以及干扰参数估计值；
根据所述姿态角速率和所述期望姿态角速率控制指令获取姿态角速率控制误差；
根据所述姿态角速率控制误差和所述参数估计值获取当前的虚拟控制量指令。
在部分实施例中，第三辨识模块305还用于：
根据所述姿态角速率和所述第四控制指令通过在线参数辨识获取动力分配矩阵估计值；
根据所述动力分配矩阵估计值和所述当前的虚拟控制量指令获取当前的动力分配指令。
在部分实施例中，飞行控制模块306还用于：
根据所述当前的动力分配指令和所述动力分配模型生成脉冲宽度调制指令；
根据所述脉冲宽度调制指令控制所述动力组件的输出，以控制所述飞行器的飞行姿态。
以上仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的保护范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的保护范围内。

Claims (5)

1.一种飞行控制方法，应用于飞行器，所述飞行器与终端设备通信连接，所述飞行器设置有动力组件，其特征在于，所述方法包括：
构建所述飞行器的姿态动力模型以及动力分配模型，其中，所述姿态动力模型包括姿态角动力模型和姿态角速率动力模型；
周期性获取所述飞行器的姿态参数以及所述终端设备发出的第一控制指令，其中，所述姿态参数包括姿态角以及姿态角速率，所述第一控制指令为期望姿态角指令；根据所述期望姿态角指令以及所述姿态角获取姿态角控制误差，根据所述姿态角动力模型、所述姿态参数、所述姿态角控制误差以及所述期望姿态角控制指令获取第二控制指令，其中，所述第二控制指令为期望姿态角速率控制指令；
根据所述姿态角速率和所述期望姿态角速率控制指令获取姿态角速率控制误差，根据所述期望姿态角速率控制指令、所述姿态角速率、所述姿态角速率控制误差以及第三控制指令获取当前的虚拟控制量指令，其中，所述第三控制指令为预设的虚拟控制量指令或前一周期的虚拟控制量指令；
根据所述姿态角速率、所述当前的虚拟控制量指令以及第四控制指令获取当前的动力分配指令，其中，所述第四控制指令为预设的动力分配指令或前一周期的动力分配指令；
根据所述当前的动力分配指令和所述动力分配模型控制所述动力组件以调整所述飞行器的飞行姿态；
其中，根据所述期望姿态角指令以及所述姿态角获取姿态角控制误差，所述根据所述姿态角动力模型、所述姿态参数、所述姿态角控制误差以及所述期望姿态角控制指令获取第二控制指令，
包括：
根据所述姿态角动力模型以及所述姿态参数通过在线参数辨识获取第一参数矩阵估计值；
根据所述姿态角控制误差、所述第一参数矩阵估计值以及预设参数矩阵，获取所述第二控制指令；
其中，所述根据所述姿态角速率和所述期望姿态角速率控制指令获取姿态角速率控制误差，根据所述期望姿态角速率控制指令、所述姿态角速率以及第三控制指令获取当前的虚拟控制量指令，包括：
根据所述姿态角速率动力模型、所述姿态角速率以及所述第三控制指令通过在线参数辨识获取参数估计值，其中，所述参数估计值包括第二参数矩阵估计值、第三参数矩阵估计值以及干扰参数估计值；
根据所述姿态角速率控制误差和所述参数估计值获取当前的虚拟控制量指令；
其中，所述根据所述姿态角速率、所述当前的虚拟控制量指令以及第四控制指令获取当前的动力分配指令，包括：
根据所述姿态角速率和所述第四控制指令通过在线参数辨识获取动力分配矩阵估计值；
根据所述动力分配矩阵估计值和所述当前的虚拟控制量指令获取当前的动力分配指令。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述飞行器设置有动力组件，所述根据所述当前的动力分配指令和所述动力分配模型控制所述飞行器飞行，包括：
根据所述当前的动力分配指令和所述动力分配模型生成脉冲宽度调制指令；
根据所述脉冲宽度调制指令控制所述动力组件的输出，以控制所述飞行器的飞行姿态。
3.一种飞行器，所述飞行器与终端设备通信连接，其特征在于，所述飞行器包括：
模型构建模块，用于构建所述飞行器的姿态动力模型以及动力分配模型，其中，所述姿态动力模型包括姿态角动力模型和姿态角速率动力模型；
获取模块，用于周期性获取所述飞行器的姿态参数以及所述终端设备发出的第一控制指令，其中，所述姿态参数包括姿态角以及姿态角速率，所述第一控制指令为期望姿态角指令
第一辨识模块，用于根据所述期望姿态角指令以及所述姿态角获取姿态角控制误差，根据所述姿态角动力模型、所述姿态参数、所述姿态角控制误差以及所述第一控制指令获取第二控制指令，所述第二控制指令为期望姿态角速率控制指令；
第二辨识模块，用于根据所述姿态角速率和所述期望姿态角速率控制指令获取姿态角速率控制误差，根据所述第二控制指令、所述姿态角速率、所述姿态角速率控制误差以及第三控制指令获取当前的虚拟控制量指令，其中，所述第三控制指令为预设的虚拟控制量指令或前一周期的虚拟控制量指令；
第三辨识模块，用于根据所述姿态角速率、所述当前的虚拟控制量指令以及第四控制指令获取当前的动力分配指令，其中，所述第四控制指令为预设的动力分配指令或前一周期的动力分配指令；
飞行控制模块，用于根据所述当前的动力分配指令和所述动力分配模型控制所述动力组件以调整所述飞行器的飞行姿态；
其中，所述第一辨识模块还用于：
根据所述姿态角动力模型以及所述姿态参数获取第一参数矩阵估计值；
根据所述姿态角控制误差、所述第一参数矩阵估计值以及预设参数矩阵获取所述第二控制指令；
其中，所述第二辨识模块还用于：
根据所述姿态角速率动力模型、所述姿态角速率以及所述第三控制指令获取参数估计值，其中，所述参数估计值包括第二参数矩阵估计值、第三参数矩阵估计值以及干扰参数估计值；
根据所述姿态角速率控制误差和所述参数估计值获取当前的虚拟控制量指令；
其中，所述根据所述姿态角速率、所述当前的虚拟控制量指令以及第四控制指令获取当前的动力分配指令，包括：
根据所述姿态角速率和所述第四控制指令通过在线参数辨识获取动力分配矩阵估计值；
根据所述动力分配矩阵估计值和所述当前的虚拟控制量指令获取当前的动力分配指令。
4.一种飞行器，所述飞行器与终端设备通信连接，其特征在于，所述飞行器包括：
机身；
机臂，与所述机身相连；
动力组件，设于所述机臂，用于给所述飞行器提供飞行的动力；
存储器，用于存储计算机可执行的飞行控制程序；及
处理器，用于调取存储在所述存储器中的可执行的飞行控制程序，以执行如权利要求1或2所述的飞行控制方法。
5.一种飞行***，所述飞行器***包括飞行器以及与所述飞行器通信连接的终端设备，其特征在于，所述飞行器包括：
机身；
机臂，与所述机身相连；
动力组件，设于所述机臂，用于给所述飞行器提供飞行的动力；
存储器，用于存储计算机可执行的飞行控制程序；及
处理器，用于调取存储在所述存储器中的可执行的飞行控制程序，以执行如权利要求1或2所述的飞行控制方法。
CN201911019662.2A 2019-10-24 2019-10-24 一种飞行控制方法、飞行器及飞行*** Active CN110989640B (zh)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911019662.2A CN110989640B (zh) 2019-10-24 2019-10-24 一种飞行控制方法、飞行器及飞行***
PCT/CN2020/123306 WO2021078259A1 (zh) 2019-10-24 2020-10-23 一种飞行控制方法、飞行器及飞行***

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911019662.2A CN110989640B (zh) 2019-10-24 2019-10-24 一种飞行控制方法、飞行器及飞行***

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110989640A CN110989640A (zh) 2020-04-10
CN110989640B true CN110989640B (zh) 2022-07-08

Family

ID=70082383

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911019662.2A Active CN110989640B (zh) 2019-10-24 2019-10-24 一种飞行控制方法、飞行器及飞行***

Country Status (2)

Country Link
CN (1) CN110989640B (zh)
WO (1) WO2021078259A1 (zh)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110989640B (zh) * 2019-10-24 2022-07-08 深圳市道通智能航空技术股份有限公司 一种飞行控制方法、飞行器及飞行***
CN113176789B (zh) * 2021-04-27 2023-04-04 北京三快在线科技有限公司 飞行器的控制方法、装置、设备及可读存储介质
CN113212770B (zh) * 2021-05-25 2023-05-05 象限空间（天津）科技有限公司 飞行器动力装置控制***
CN113791632B (zh) * 2021-09-10 2023-07-18 常州希米智能科技有限公司 一种无人机实时飞行姿态的处理方法和装置
CN114035599B (zh) * 2021-11-22 2023-12-19 北京理工大学 飞行器姿态控制方法、装置和电子设备
CN114408162B (zh) * 2022-01-26 2023-07-28 四川傲势科技有限公司 舵面重构方法、***及可读存储介质
CN114610055B (zh) * 2022-02-07 2023-02-24 南通大学 飞行器控制方法与飞行器
CN117148854B (zh) * 2023-10-31 2024-02-09 深圳市苇渡智能科技有限公司 基于动力调节的电动水翼载具俯仰姿态控制方法及***

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104022742A (zh) * 2014-06-19 2014-09-03 金陵科技学院 基于神经网络观测器的飞行器姿态鲁棒反演容错控制方法
CN104950908A (zh) * 2015-07-02 2015-09-30 上海交通大学 平流层飞艇水平位置控制***及实现方法
CN105629734A (zh) * 2016-02-14 2016-06-01 济南大学 一种近空间飞行器的轨迹跟踪控制方法
CN105700542A (zh) * 2016-03-30 2016-06-22 北京航空航天大学 一种基于矢量场制导和最小二乘法的平流层飞艇控制分配方法
CN106647783A (zh) * 2016-11-22 2017-05-10 天津大学 倾转式三旋翼无人机姿态与高度自适应鲁棒控制方法
CN109947126A (zh) * 2019-03-07 2019-06-28 中国科学院深圳先进技术研究院 四旋翼无人机的控制方法、装置、设备及可读介质

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9428272B2 (en) * 2013-03-04 2016-08-30 Michael Beaugavin Markov Aerial material distribution method and apparatus
US9978285B2 (en) * 2015-06-10 2018-05-22 Ecole Polytechnique Federale De Lausanne (Epfl) Autonomous and non-autonomous dynamic model based navigation system for unmanned vehicles
CN107562064B (zh) * 2016-06-30 2020-08-25 北京电子工程总体研究所 一种基于多执行机构的飞行器的姿态控制分配方法
CN107678442B (zh) * 2016-08-01 2022-03-04 北京航空航天大学 一种基于双模型下的四旋翼自主着船控制方法
CN108388255A (zh) * 2017-12-29 2018-08-10 易瓦特科技股份公司 基于地面站的无人机控制方法及装置
CN108762283B (zh) * 2018-05-08 2021-04-13 哈尔滨工业大学 带有旋转载荷的卫星平台的姿态控制方法、装置及***
CN108803648A (zh) * 2018-08-17 2018-11-13 北京航空航天大学 无人飞行器鲁棒姿态控制方法、装置及电子设备
CN109597303B (zh) * 2018-11-29 2020-09-18 南京航空航天大学 一种复合式旋翼飞行器全模式飞行控制方法
CN110989640B (zh) * 2019-10-24 2022-07-08 深圳市道通智能航空技术股份有限公司 一种飞行控制方法、飞行器及飞行***

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104022742A (zh) * 2014-06-19 2014-09-03 金陵科技学院 基于神经网络观测器的飞行器姿态鲁棒反演容错控制方法
CN104950908A (zh) * 2015-07-02 2015-09-30 上海交通大学 平流层飞艇水平位置控制***及实现方法
CN105629734A (zh) * 2016-02-14 2016-06-01 济南大学 一种近空间飞行器的轨迹跟踪控制方法
CN105700542A (zh) * 2016-03-30 2016-06-22 北京航空航天大学 一种基于矢量场制导和最小二乘法的平流层飞艇控制分配方法
CN106647783A (zh) * 2016-11-22 2017-05-10 天津大学 倾转式三旋翼无人机姿态与高度自适应鲁棒控制方法
CN109947126A (zh) * 2019-03-07 2019-06-28 中国科学院深圳先进技术研究院 四旋翼无人机的控制方法、装置、设备及可读介质

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
3-D Unitary ESPRIT: Accurate attitude estimation for unmanned aerial vehicles with a hexagon-shaped ESPAR array;KefeiLiu;《Digital Signal Processing》;20130531;第23卷(第3期);全文 *
一种四旋翼无人机控制***的设计与实现研究;姜成平;《中国优秀硕士学位论文全文数据库》;20150215;全文 *
临近空间高超声速飞行器匹配化滑模姿态控制;郭建国，张添保，周军，***;《***工程与电子技术》;20170930;第39卷(第9期);全文 *
高超声速飞行器动力学建模与复合姿态控制问题研究;孔庆霞;《中国优秀硕士学位论文全文数据库》;20140615;全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN110989640A (zh) 2020-04-10
WO2021078259A1 (zh) 2021-04-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110989640B (zh) 一种飞行控制方法、飞行器及飞行***
Choi et al. Nonlinear control of quadrotor for point tracking: Actual implementation and experimental tests
Lin et al. A decoupling control for quadrotor UAV using dynamic surface control and sliding mode disturbance observer
CN110244753B (zh) 风速测算方法及无人机
CN114967736A (zh) 风速测算方法、风速估算器及无人机
EP2883064A1 (en) Estimating a wind vector
CN106020220A (zh) 无人机、无人机飞行控制方法及装置
CN107247459B (zh) 抗干扰飞行控制方法及装置
CN106160617A (zh) 飞行器的电机控制方法、装置、电子调速器以及飞行器
Wang et al. Robust attitude tracking control of small-scale unmanned helicopter
CN113484765B (zh) 无人机的续航时间确定方法、装置、处理设备及介质
CN107943089B (zh) 多规格动力***控制分配方法及相关装置
CN106354151B (zh) 一种无人飞行器的控制方法和控制装置
CN108089597B (zh) 基于地面站对无人机进行控制的方法及装置
CN109286388A (zh) 脉冲信号的滤波方法及装置、无人机
CN113031641B (zh) 无人机控制方法、装置、存储介质及无人机
CN108107902B (zh) 横航向姿态控制方法及相关装置
CN110567493A (zh) 一种磁力计校准数据采集方法、装置以及飞行器
CN108536879B (zh) 基于模型参考自适应的多旋翼无人机参数辨识方法
CN108170030B (zh) 动力***控制分配方法及相关装置
CN115857544A (zh) 一种无人机集群编队飞行控制方法、装置及设备
CN106527482B (zh) 一种无人机飞行控制方法和装置
CN111758034A (zh) 风速确定方法、***、飞行器及计算机可读存储介质
CN108196557B (zh) 无人机的控制方法及装置
TW202319706A (zh) 用於無人機的定位方法和設備

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
CB02 Change of applicant information
CB02 Change of applicant information

Address after: 518055 Shenzhen, Guangdong, Nanshan District Xili street, No. 1001, Zhiyuan Road, B1 9.

Applicant after: Shenzhen daotong intelligent Aviation Technology Co.,Ltd.

Address before: 518055 Shenzhen, Guangdong, Nanshan District Xili street, No. 1001, Zhiyuan Road, B1 9.

Applicant before: AUTEL ROBOTICS Co.,Ltd.

GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
TR01 Transfer of patent right
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20230220

Address after: 518000 Room 201, building A, No. 1, Qian Wan Road, Qianhai Shenzhen Hong Kong cooperation zone, Shenzhen, Guangdong (Shenzhen Qianhai business secretary Co., Ltd.)

Patentee after: Shenzhen daotong intelligent software development Co.,Ltd.

Address before: 518055 Shenzhen, Guangdong, Nanshan District Xili street, No. 1001, Zhiyuan Road, B1 9.

Patentee before: Shenzhen daotong intelligent Aviation Technology Co.,Ltd.