CN113495571B - 飞行器路径跟踪方法、装置、设备和介质 - Google Patents

飞行器路径跟踪方法、装置、设备和介质 Download PDF

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CN113495571B CN202110845471.2A CN202110845471A CN113495571B CN 113495571 B CN113495571 B CN 113495571B CN 202110845471 A CN202110845471 A CN 202110845471A CN 113495571 B CN113495571 B CN 113495571B
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Abstract

本申请涉及飞行器路径跟踪方法、装置、设备和介质，方法包括：获取圆弧航线的航向角PID控制器；获取直线航线的航向角PID控制器；根据圆弧航线的航向角PID控制器以及直线航线的航向角PID控制器，分别求取圆弧目标航向角和直线目标航向角；分别控制飞行器根据圆弧目标航向角和直线目标航向角完成对参考路径的跟踪任务。其中，圆弧航线的航向角PID控制器通过利用飞行器相对地面速度在水平面内的分量，以及圆弧航线跟踪的圆弧航线比例控制器构建得到，圆弧航线比例控制器的航向误差比例增益为圆弧目标航线的前置距离的倒数。直线航线的航向角PID控制器同理。大幅提升了飞行器路径跟踪控制精度。

Description

飞行器路径跟踪方法、装置、设备和介质
技术领域
本申请涉及飞行器跟踪技术领域，特别是涉及一种飞行器路径跟踪方法、装置、设备和介质。
背景技术
路径跟踪技术是飞行器执行任务的前提条件。目前，路径跟踪技术已经成为飞行器控制***设计中的关键一环，是飞行器控制***中重要的组成部分。在路径跟踪技术中，可以将跟踪内容分为两个组成部分，包括直线路径跟踪与圆路径跟踪。路径跟踪技术的核心算法任务为求取合适的航向角指令，使飞行器可以根据该航向角指令，完成对参考路径的跟踪任务。路径跟踪技术的问题的决主要基于几何理论或控制理论。然而，在实现本发明过程中，发明人发现前述传统的路径跟踪技术，存在着跟踪控制精度不足的技术问题。
发明内容
基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种跟踪控制精度较高的飞行器路径跟踪方法、一种飞行器路径跟踪装置、一种计算机设备以及一种计算机可读存储介质。
为了实现上述目的，本发明实施例采用以下技术方案：
一方面，本发明实施例提供一种飞行器路径跟踪方法，包括步骤：
获取圆弧航线的航向角PID控制器；圆弧航线的航向角PID控制器通过利用飞行器相对地面速度在水平面内的分量，以及圆弧航线跟踪的圆弧航线比例控制器构建得到，圆弧航线比例控制器的航向误差比例增益为圆弧目标航线的前置距离的倒数；
获取直线航线的航向角PID控制器；直线航线的航向角PID控制器通过利用飞行器相对地面速度在水平面内的分量，以及直线航线跟踪的直线航线比例控制器构建得到，直线航线比例控制器的航向误差比例增益为直线目标航线的前置距离的倒数；
根据圆弧航线的航向角PID控制器以及直线航线的航向角PID控制器，分别求取圆弧目标航向角和直线目标航向角；
分别控制飞行器根据圆弧目标航向角和直线目标航向角完成对参考路径的跟踪任务。
在其中一个实施例中，圆弧航线比例控制器为：
ψr＝ψ0+tan-1(KPε)
其中，ψr表示跟踪圆弧航线时的目标航向角，ψ0表示圆弧目标航线的前置距离对应的前置参考线相对正北方向的方位角，KP表示圆弧航线比例控制器的航向误差比例增益，ε表示飞行器相对目标航线的横距误差。
在其中一个实施例中，上述方法还包括：
对圆弧航线比例控制器进行横距误差积分反馈项和横距误差微分反馈项补充，得到优化的圆弧航线比例控制器；
根据飞行器相对地面速度在水平面内的分量以及优化的圆弧航线比例控制器，构建得到圆弧航线的航向角PID控制器；
优化的圆弧航线比例控制器为：
其中，KI表示圆弧航线的航向误差积分增益，KD表示圆弧航线的航向误差微分增益，ψr表示跟踪圆弧航线时的目标航向角，t表示时间；
圆弧航线的航向角PID控制器为：
其中，ar表示跟踪圆弧航线时的指令横向加速度，v表示飞行器相对地面速度在水平面内的分量。
在其中一个实施例中，直线航线比例控制器为：
ψr＝ψ0+tan-1(KPε)
其中，ψr表示跟踪直线航线时的目标航向角，ψ0表示直线目标航线的前置距离对应的前置参考线相对正北方向的方位角，KP表示直线航线比例控制器的航向误差比例增益，ε表示飞行器相对目标航线的横距误差。
在其中一个实施例中，上述方法还包括：
对直线航线比例控制器进行横距误差积分反馈项和横距误差微分反馈项补充，得到优化的直线航线比例控制器；
根据飞行器相对地面速度在水平面内的分量以及优化的直线航线比例控制器，构建得到直线航线的航向角PID控制器；
优化的直线航线比例控制器为：
其中，KI表示直线航线的航向误差积分增益，KD表示直线航线的航向误差微分增益，ψr表示跟踪直线航线时的目标航向角，t表示时间；
直线航线的航向角PID控制器为：
其中，ar表示跟踪直线航线时的指令横向加速度，v表示飞行器相对地面速度在水平面内的分量。
另一方面，还提供一种飞行器路径跟踪装置，包括：
圆弧跟踪获取模块，用于获取圆弧航线的航向角PID控制器；圆弧航线的航向角PID控制器通过利用飞行器相对地面速度在水平面内的分量，以及圆弧航线跟踪的圆弧航线比例控制器构建得到，圆弧航线比例控制器的航向误差比例增益为圆弧目标航线的前置距离的倒数；
直线跟踪获取模块，用于获取直线航线的航向角PID控制器；直线航线的航向角PID控制器通过利用飞行器相对地面速度在水平面内的分量，以及直线航线跟踪的直线航线比例控制器构建得到，直线航线比例控制器的航向误差比例增益为直线目标航线的前置距离的倒数；
航向角输出模块，用于根据圆弧航线的航向角PID控制器以及直线航线的航向角PID控制器，分别求取圆弧目标航向角和直线目标航向角；
跟踪控制模块，用于分别控制飞行器根据圆弧目标航向角和直线目标航向角完成对参考路径的跟踪任务。
在其中一个实施例中，上述装置还包括：
第一控制优化模块，用于对圆弧航线比例控制器进行横距误差积分反馈项和横距误差微分反馈项补充，得到优化的圆弧航线比例控制器；
第一控制构建模块，用于根据飞行器相对地面速度在水平面内的分量以及优化的圆弧航线比例控制器，构建得到圆弧航线的航向角PID控制器；
优化的圆弧航线比例控制器为：
其中，KI表示圆弧航线的航向误差积分增益，KD表示圆弧航线的航向误差微分增益，ψr表示跟踪圆弧航线时的目标航向角，t表示时间；
圆弧航线的航向角PID控制器为：
其中，ar表示跟踪圆弧航线时的指令横向加速度，v表示飞行器相对地面速度在水平面内的分量。
在其中一个实施例中，上述装置还包括：
第二控制优化模块，用于对直线航线比例控制器进行横距误差积分反馈项和横距误差微分反馈项补充，得到优化的直线航线比例控制器；
第二控制构建模块，用于根据飞行器相对地面速度在水平面内的分量以及优化的直线航线比例控制器，构建得到直线航线的航向角PID控制器；
优化的直线航线比例控制器为：
其中，KI表示直线航线的航向误差积分增益，KD表示直线航线的航向误差微分增益，ψr表示跟踪直线航线时的目标航向角，t表示时间；
直线航线的航向角PID控制器为：
其中，ar表示跟踪直线航线时的指令横向加速度，v表示飞行器相对地面速度在水平面内的分量。
又一方面，还提供一种计算机设备，包括存储器和处理器，存储器存储有计算机程序，处理器执行计算机程序时实现任一项的上述飞行器路径跟踪方法的步骤。
再一方面，还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现任一项的上述飞行器路径跟踪方法的步骤。
上述技术方案中的一个技术方案具有如下优点和有益效果：
上述飞行器路径跟踪方法、装置、设备和介质，通过在飞行器进行路径跟踪的过程中，分别采用构建的圆弧航线的航向角PID控制器和直线航线的航向角PID控制器，实时求取目标航线的圆弧目标航向角和直线目标航向角，以分别控制飞行器根据圆弧目标航向角和直线目标航向角完成对参考路径的跟踪任务。如此，结合了基于虚拟目标点的圆轨迹跟踪方法以及基于虚拟目标点的直线轨迹跟踪方法，在实践应用中相比于传统的路径跟踪技术，克服了纯追踪法的控制精度下降问题及抗干扰差等处理方面的不足，也克服了基于非线性控制理论算法计算量过大的问题，提高了计算效率，达到了大幅提升飞行器路径跟踪控制精度的技术效果。
附图说明
图1为一个实施例中飞行器路径跟踪方法的流程示意图；
图2为一个实施例中圆弧形轨迹跟踪示意图；
图3为一个实施例中直线轨迹跟踪示意图；
图4为另一个实施例中飞行器路径跟踪方法的流程示意图；
图5为又一个实施例中飞行器路径跟踪方法的流程示意图；
图6为一个实施例中飞行器路径跟踪装置的模块结构示意图。
具体实施方式
为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本申请的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本申请的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本申请。
另外，本发明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。
目前，几何(理论)技术，最为经典的是纯追踪算法(Pure Pursuit)。纯追踪算法是一种传统且经典的横向运动控制算法，其基本思想是在每个控制周期，通过前方目标轨迹上的一个点，指导当前航向，使飞行器产生向目标点的运动。纯追踪算法的重要参数在于前视距离系数，一般而言，其前视距离与速度正相关。由于使用几何技术，因此计算所需航向角的速度较快并且易于实现。
控制(理论)技术，特别是非线性控制技术，在路径跟踪中的应用十分广泛，对扰动提供了一定程度的鲁棒性。路径跟踪中使用的一种常用方法是比例积分微分(PID)控制，但其性能不如NLGL(nonlinear guidance law，非线性导引律)。针对PID控制算法的缺点，一种具有前馈功能的PID控制器被广泛应用，其性能优于NLGL。
目前已经针对机器人技术中的路径跟踪问题开发了几种类型的控制(理论)技术，应用对象包括UAV(Unmanned Aerial Vehicle，无人驾驶飞机)、AUV(AutonomousUnderwater Vehicle，自主式水下潜器)、ASV(Advanced Safety Vehicle，先进安全车)和UGV(Unmanned Ground Vehicle，无人地面车)。一些已经被广泛使用的技术包括线性二次调节器(LQR)、滑模控制、模型预测控制、后推控制、增益调度理论、自适应控制和动态规划。其他跟踪预定路径的技术还有分段仿射控制等。
稳定性和性能保证是非线性控制律的关键要求，以确保飞行器在不同的路径和环境条件下都能准确地跟踪路径。从微调路径概念发展出来的一类路径跟踪控制器，具有局部最优性能和稳定性特点，对任意通用***，路径横向误差都接近于零，相关的路径跟踪问题的性能分析目前已经被证明。
然而，在实际工作中，发明人发现上述传统的路径跟踪技术还存在着如下问题：其一，基于几何理论的路径规划算法，存在过渡过程时间长且收敛精度较低等问题。特别是当存在干扰时，如轨迹不稳定，将会导致路径跟踪控制精度下降的技术问题。其二，基于控制理论的路径规划算法，存在计算量大且跟踪结果会出现震荡，甚至发散的情况。若干扰较大，则还会出现无法校订跟踪误差的情况。
综上，本发明针对传统的路径跟踪技术存在着的跟踪控制精度不足的技术问题，设计了一种跟踪控制精度较高的飞行器路径跟踪方法，采用基于虚拟目标点的圆轨迹跟踪与直线轨迹跟踪的方式，有效解决了前述技术问题。
请参阅图1，一方面，本发明提供一种飞行器路径跟踪方法，包括如下步骤S12至S18：
S12，获取圆弧航线的航向角PID控制器；圆弧航线的航向角PID控制器通过利用飞行器相对地面速度在水平面内的分量，以及圆弧航线跟踪的圆弧航线比例控制器构建得到，圆弧航线比例控制器的航向误差比例增益为圆弧目标航线的前置距离的倒数。
可以理解，如图2所示，对于圆弧轨迹跟踪，令Pn为目标航线AL对应的圆心，U为飞行器位置，ε为飞行器相对目标航线AL的横距误差。以连线PnU和目标航线AL的交点为起点O，向预定飞行方向与目标航线AL相切，绘制长度为L的前置参考线，L即为前置距离。该前置参考线相对正北方向(以图2平面为基准)的方位角记为ψ0，该前置参考线的末端T点即为虚拟目标点(VPT)。连线UT相对正北方向的方位角，即为飞行器跟踪圆弧航线时的目标航向角，记目标航向角为ψr，根据几何关系可得：
用于控制飞行器路径跟踪的计算/控制设备可以但不限于通过预先载入、在线构建或者程序调用等方式，获取圆弧航线的航向角PID控制器。
在一些实施方式中，将前置距离L的倒数1/L作为航向误差比例增益KP，可得圆弧形航线跟踪的圆弧航线比例控制器为：
ψr＝ψ0+tan-1(KPε)
其中，ψr表示跟踪圆弧航线时的目标航向角，ψ0表示圆弧目标航线的前置距离对应的前置参考线相对正北方向的方位角，KP表示圆弧航线比例控制器的航向误差比例增益，ε表示飞行器相对目标航线的横距误差。
S14，获取直线航线的航向角PID控制器；直线航线的航向角PID控制器通过利用飞行器相对地面速度在水平面内的分量，以及直线航线跟踪的直线航线比例控制器构建得到，直线航线比例控制器的航向误差比例增益为直线目标航线的前置距离的倒数。
可以理解，如图3所示，对于直线轨迹跟踪，记目标航线的起点为Pn，终点为Pn+1，飞行器位于U点。飞行器相对目标航线PnPn+1的横距误差为ε。以飞行器在PnPn+1上的投影点为起点O，向目标点Pn+1方向绘制长度为L的前置参考线，L为前置距离，该前置参考线相对正北方向(以图3平面为基准)的方位角记为ψ0，参考线终点T为虚拟目标点(VPT)。连线UT相对正北方向的方位角即为飞行器跟踪直线形航线时的目标航向角，记目标航向角为ψr，根据几何关系可得：
计算/控制设备可以但不限于通过预先载入、在线构建或者程序调用等方式，获取直线航线的航向角PID控制器。
在一些实施方式中，将前置距离L的倒数1/L作为航向误差比例增益KP，可得直线形航线跟踪的直线航线比例控制器为：
ψr＝ψ0+tan-1(KPε)
其中，ψr表示跟踪直线航线时的目标航向角，ψ0表示直线目标航线的前置距离对应的前置参考线相对正北方向的方位角，KP表示直线航线比例控制器的航向误差比例增益，ε表示飞行器相对目标航线的横距误差。
S16，根据圆弧航线的航向角PID控制器以及直线航线的航向角PID控制器，分别求取圆弧目标航向角和直线目标航向角。
S18，分别控制飞行器根据圆弧目标航向角和直线目标航向角完成对参考路径的跟踪任务。
具体的，在飞行器进行路径跟踪的过程中，将飞行器路径区分为圆弧形航线和直线航线两种类型，分别采用构建的圆弧航线的航向角PID控制器和直线航线的航向角PID控制器，求取获得路径上的圆弧目标航向角和直线目标航向角，从而可以令指令航向角为求取获得的目标航向角进行相应的路径跟踪控制。得益于采用的前述两种PID实时求取过程，可以获得高精度的目标航向角且在轨迹不稳定等干扰时可以实时跟进修正求取结果，有效提升控制精度的同时大幅提升抗干扰能力，不存在过渡过程时间长、收敛精度低等问题；此外，求取过程得到大幅简化，克服了传统非线性控制理论算法的计算量过大的问题，因此，还提升了计算处理效率，在实践应用中取得了较好的工程应用效果。
上述飞行器路径跟踪方法，通过在飞行器进行路径跟踪的过程中，分别采用构建的圆弧航线的航向角PID控制器和直线航线的航向角PID控制器，实时求取目标航线的圆弧目标航向角和直线目标航向角，以分别控制飞行器根据圆弧目标航向角和直线目标航向角完成对参考路径的跟踪任务。如此，结合了基于虚拟目标点的圆轨迹跟踪方法以及基于虚拟目标点的直线轨迹跟踪方法，在实践应用中相比于传统的路径跟踪技术，克服了纯追踪法的控制精度下降问题及抗干扰差等方面的不足，也克服了基于非线性控制理论算法计算量过大的问题，提高了计算效率，达到了大幅提升飞行器路径跟踪控制精度的技术效果。
请参阅图4，在一个实施例中，上述飞行器路径跟踪方法还可以包括如下处理步骤S102和S104：
S102，对圆弧航线比例控制器进行横距误差积分反馈项和横距误差微分反馈项补充，得到优化的圆弧航线比例控制器；
S104，根据飞行器相对地面速度在水平面内的分量以及优化的圆弧航线比例控制器，构建得到圆弧航线的航向角PID控制器；
如图2所示，优化的圆弧航线比例控制器为：
其中，KI表示圆弧航线的航向误差积分增益，KD表示圆弧航线的航向误差微分增益，ψr表示跟踪圆弧航线时的目标航向角，t表示时间。
圆弧航线的航向角PID控制器为：
其中，ar表示跟踪圆弧航线时的指令横向加速度，v表示飞行器相对地面速度在水平面内的分量。
具体的，为了进一步提高稳态精度并改善过渡过程，补充横距误差积分反馈项和横距误差微分反馈项，得到优化的圆弧航线比例控制器如上式(1)所示。
令指令航向角为ψr，飞行器航向角为ψ，航向角误差为ε＝ψr-ψ，指令横向加速度为ar，飞行器相对地面速度在水平面内的分量为v。则构建的圆弧航线的航向角PID控制器如上式(2)所示。
通过上述处理步骤，可以在线优化构建圆弧航线比例控制器和圆弧航线的航向角PID控制器，从而进一步提高圆弧航线跟踪时的稳态精度并改善过渡过程。
请参阅图5，在一个实施例中，上述飞行器路径跟踪方法还可以包括如下处理步骤S132和S134：
S132，对直线航线比例控制器进行横距误差积分反馈项和横距误差微分反馈项补充，得到优化的直线航线比例控制器；
S134，根据飞行器相对地面速度在水平面内的分量以及优化的直线航线比例控制器，构建得到直线航线的航向角PID控制器；
如图3所示，优化的直线航线比例控制器为：
其中，KI表示直线航线的航向误差积分增益，KD表示直线航线的航向误差微分增益，ψr表示跟踪直线航线时的目标航向角，t表示时间；
直线航线的航向角PID控制器为：
其中，ar表示跟踪直线航线时的指令横向加速度，v表示飞行器相对地面速度在水平面内的分量。
具体的，为了进一步提高稳态精度并改善过渡过程，补充横距误差积分反馈项和横距误差微分反馈项，得到最终的优化的直线航线比例控制器如上式(3)所示。
令指令航向角为ψr，飞行器航向角为ψ，航向角误差为ε＝ψr-ψ，指令横向加速度为ar，飞行器相对地面速度在水平面内的分量为v。则构建的直线航线的航向角PID控制器如上式(4)所示。
通过上述处理步骤，可以在线优化构建直线航线比例控制器和直线航线的航向角PID控制器，从而进一步提高直线航线跟踪时的稳态精度并改善过渡过程。
可以理解，在一些应用场景中，应用上述飞行器路径跟踪方法时，可以预定义参量Pn，L，KP，KI和KD，其中参量为U在线测量，中间计算量为ε，ψ0，T，ψr，ar和v。利用上述方法实时测量飞行器位置，最终获取飞行器的目标航向角进而用于实现路径跟踪。
应该理解的是，虽然图1、图4和图5流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且图1、图4和图5的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些子步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。
请参阅图6，在一个实施例中，还提供了一种飞行器路径跟踪装置100，包括圆弧跟踪获取模块11、直线跟踪获取模块13、航向角输出模块15和跟踪控制模块17。其中，圆弧跟踪获取模块11用于获取圆弧航线的航向角PID控制器；圆弧航线的航向角PID控制器通过利用飞行器相对地面速度在水平面内的分量，以及圆弧航线跟踪的圆弧航线比例控制器构建得到，圆弧航线比例控制器的航向误差比例增益为圆弧目标航线的前置距离的倒数。直线跟踪获取模块13用于获取直线航线的航向角PID控制器；直线航线的航向角PID控制器通过利用飞行器相对地面速度在水平面内的分量，以及直线航线跟踪的直线航线比例控制器构建得到，直线航线比例控制器的航向误差比例增益为直线目标航线的前置距离的倒数。航向角输出模块15用于根据圆弧航线的航向角PID控制器以及直线航线的航向角PID控制器，分别求取圆弧目标航向角和直线目标航向角。跟踪控制模块17用于分别控制飞行器根据圆弧目标航向角和直线目标航向角完成对参考路径的跟踪任务。
上述飞行器路径跟踪装置100，通过各模块的协作，在飞行器进行路径跟踪的过程中，分别采用构建的圆弧航线的航向角PID控制器和直线航线的航向角PID控制器，实时求取目标航线的圆弧目标航向角和直线目标航向角，以分别控制飞行器根据圆弧目标航向角和直线目标航向角完成对参考路径的跟踪任务。如此，结合了基于虚拟目标点的圆轨迹跟踪方法以及基于虚拟目标点的直线轨迹跟踪方法，在实践应用中相比于传统的路径跟踪技术，克服了纯追踪法的控制精度下降问题及抗干扰差等处理方面的不足，也克服了基于非线性控制理论算法计算量过大的问题，提高了计算效率，达到了大幅提升飞行器路径跟踪控制精度的技术效果。
在一个实施例中，圆弧航线比例控制器为：
ψr＝ψ0+tan-1(KPε)
其中，ψr表示跟踪圆弧航线时的目标航向角，ψ0表示圆弧目标航线的前置距离对应的前置参考线相对正北方向的方位角，KP表示圆弧航线比例控制器的航向误差比例增益，ε表示飞行器相对目标航线的横距误差。
在一个实施例中，上述飞行器路径跟踪装置100还包括第一控制优化模块和第一控制构建模块。其中，第一控制优化模块用于对圆弧航线比例控制器进行横距误差积分反馈项和横距误差微分反馈项补充，得到优化的圆弧航线比例控制器。第一控制构建模块10用于根据飞行器相对地面速度在水平面内的分量以及优化的圆弧航线比例控制器，构建得到圆弧航线的航向角PID控制器。
优化的圆弧航线比例控制器为：
其中，KI表示圆弧航线的航向误差积分增益，KD表示圆弧航线的航向误差微分增益，ψr表示跟踪圆弧航线时的目标航向角，t表示时间；
圆弧航线的航向角PID控制器为：
其中，ar表示跟踪圆弧航线时的指令横向加速度，v表示飞行器相对地面速度在水平面内的分量。
在一个实施例中，直线航线比例控制器为：
ψr＝ψ0+tan-1(KPε)
其中，ψr表示跟踪直线航线时的目标航向角，ψ0表示直线目标航线的前置距离对应的前置参考线相对正北方向的方位角，KP表示直线航线比例控制器的航向误差比例增益，ε表示飞行器相对目标航线的横距误差。
在一个实施例中，上述飞行器路径跟踪装置100还包括第二控制优化模块和第二控制构建模块。第二控制优化模块用于对直线航线比例控制器进行横距误差积分反馈项和横距误差微分反馈项补充，得到优化的直线航线比例控制器。第二控制构建模块，用于根据飞行器相对地面速度在水平面内的分量以及优化的直线航线比例控制器，构建得到直线航线的航向角PID控制器。
优化的直线航线比例控制器为：
其中，KI表示直线航线的航向误差积分增益，KD表示直线航线的航向误差微分增益，ψr表示跟踪直线航线时的目标航向角，t表示时间；
直线航线的航向角PID控制器为：
其中，ar表示跟踪直线航线时的指令横向加速度，v表示飞行器相对地面速度在水平面内的分量。
关于飞行器路径跟踪装置100的具体限定，可以参见上文中飞行器路径跟踪方法的相应限定，在此不再赘述。上述飞行器路径跟踪装置100中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于具体数据处理功能的设备中，也可以软件形式存储于前述设备的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作，前述计算设备可以是但不限于本领域已有的各型飞行器或地面跟踪***的计算和/或控制设备。
又一方面，还提供一种计算机设备，包括存储器和处理器，存储器存储有计算机程序，处理器执行计算机程序时可以实现以下步骤：获取圆弧航线的航向角PID控制器；获取直线航线的航向角PID控制器；根据圆弧航线的航向角PID控制器以及直线航线的航向角PID控制器，分别求取圆弧目标航向角和直线目标航向角；分别控制飞行器根据圆弧目标航向角和直线目标航向角完成对参考路径的跟踪任务。其中，圆弧航线的航向角PID控制器通过利用飞行器相对地面速度在水平面内的分量，以及圆弧航线跟踪的圆弧航线比例控制器构建得到，圆弧航线比例控制器的航向误差比例增益为圆弧目标航线的前置距离的倒数。直线航线的航向角PID控制器通过利用飞行器相对地面速度在水平面内的分量，以及直线航线跟踪的直线航线比例控制器构建得到，直线航线比例控制器的航向误差比例增益为直线目标航线的前置距离的倒数。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还可以实现上述飞行器路径跟踪方法各实施例中增加的步骤或者子步骤。
再一方面，还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：获取圆弧航线的航向角PID控制器；获取直线航线的航向角PID控制器；根据圆弧航线的航向角PID控制器以及直线航线的航向角PID控制器，分别求取圆弧目标航向角和直线目标航向角；分别控制飞行器根据圆弧目标航向角和直线目标航向角完成对参考路径的跟踪任务。其中，圆弧航线的航向角PID控制器通过利用飞行器相对地面速度在水平面内的分量，以及圆弧航线跟踪的圆弧航线比例控制器构建得到，圆弧航线比例控制器的航向误差比例增益为圆弧目标航线的前置距离的倒数。直线航线的航向角PID控制器通过利用飞行器相对地面速度在水平面内的分量，以及直线航线跟踪的直线航线比例控制器构建得到，直线航线比例控制器的航向误差比例增益为直线目标航线的前置距离的倒数。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时，还可以实现上述飞行器路径跟踪方法各实施例中增加的步骤或者子步骤。
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成的，计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本申请所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器(ROM)、可编程ROM(PROM)、电可编程ROM(EPROM)、电可擦除可编程ROM(EEPROM)或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器(RAM)或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，RAM以多种形式可得，诸如静态RAM(SRAM)、动态RAM(DRAM)、同步DRAM(SDRAM)、双数据率SDRAM(DDRSDRAM)、增强型SDRAM(ESDRAM)、同步链路(Synchlink)DRAM(SLDRAM)、存储器总线式动态随机存储器(Rambus DRAM，简称RDRAM)以及接口动态随机存储器(DRDRAM)等。
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可做出若干变形和改进，都属于本申请保护范围。因此本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (7)

1.一种飞行器路径跟踪方法，其特征在于，包括步骤：
获取圆弧航线的航向角PID控制器；所述圆弧航线的航向角PID控制器通过利用飞行器相对地面速度在水平面内的分量，以及圆弧航线跟踪的圆弧航线比例控制器构建得到，所述圆弧航线比例控制器的航向误差比例增益为圆弧目标航线的前置距离的倒数；
获取直线航线的航向角PID控制器；所述直线航线的航向角PID控制器通过利用所述飞行器相对地面速度在水平面内的分量，以及直线航线跟踪的直线航线比例控制器构建得到，所述直线航线比例控制器的航向误差比例增益为直线目标航线的前置距离的倒数；
根据所述圆弧航线的航向角PID控制器以及所述直线航线的航向角PID控制器，分别求取圆弧目标航向角和直线目标航向角；
分别控制所述飞行器根据所述圆弧目标航向角和所述直线目标航向角完成对参考路径的跟踪任务；其中，所述圆弧航线比例控制器为：
ψr＝ψ0+tan-1(KPε)
其中，ψr表示跟踪圆弧航线时的目标航向角，ψ0表示所述圆弧目标航线的前置距离对应的前置参考线相对正北方向的方位角，KP表示所述圆弧航线比例控制器的航向误差比例增益，ε表示飞行器相对目标航线的横距误差；其中，所述的飞行器路径跟踪方法还包括：
对所述圆弧航线比例控制器进行横距误差积分反馈项和横距误差微分反馈项补充，得到优化的圆弧航线比例控制器；
根据所述飞行器相对地面速度在水平面内的分量以及优化的所述圆弧航线比例控制器，构建得到所述圆弧航线的航向角PID控制器；
优化的所述圆弧航线比例控制器为：
其中，KI表示所述圆弧航线的航向误差积分增益，KD表示所述圆弧航线的航向误差微分增益，ψr表示跟踪圆弧航线时的目标航向角，t表示时间；
所述圆弧航线的航向角PID控制器为：
其中，ar表示跟踪圆弧航线时的指令横向加速度，v表示所述飞行器相对地面速度在水平面内的分量。
2.根据权利要求1所述的飞行器路径跟踪方法，其特征在于，所述直线航线比例控制器为：
ψr＝ψ0+tan-1(KPε)
其中，ψr表示跟踪直线航线时的目标航向角，ψ0表示所述直线目标航线的前置距离对应的前置参考线相对正北方向的方位角，KP表示所述直线航线比例控制器的航向误差比例增益，ε表示飞行器相对目标航线的横距误差。
3.根据权利要求2所述的飞行器路径跟踪方法，其特征在于，还包括：
对所述直线航线比例控制器进行横距误差积分反馈项和横距误差微分反馈项补充，得到优化的直线航线比例控制器；
根据所述飞行器相对地面速度在水平面内的分量以及优化的所述直线航线比例控制器，构建得到所述直线航线的航向角PID控制器；
优化的所述直线航线比例控制器为：
其中，KI表示所述直线航线的航向误差积分增益，KD表示所述直线航线的航向误差微分增益，ψr表示跟踪直线航线时的目标航向角，t表示时间；
所述直线航线的航向角PID控制器为：
其中，ar表示跟踪直线航线时的指令横向加速度，v表示所述飞行器相对地面速度在水平面内的分量。
4.一种飞行器路径跟踪装置，其特征在于，包括：
圆弧跟踪获取模块，用于获取圆弧航线的航向角PID控制器；所述圆弧航线的航向角PID控制器通过利用飞行器相对地面速度在水平面内的分量，以及圆弧航线跟踪的圆弧航线比例控制器构建得到，所述圆弧航线比例控制器的航向误差比例增益为圆弧目标航线的前置距离的倒数；
直线跟踪获取模块，用于获取直线航线的航向角PID控制器；所述直线航线的航向角PID控制器通过利用所述飞行器相对地面速度在水平面内的分量，以及直线航线跟踪的直线航线比例控制器构建得到，所述直线航线比例控制器的航向误差比例增益为直线目标航线的前置距离的倒数；
航向角输出模块，用于根据所述圆弧航线的航向角PID控制器以及所述直线航线的航向角PID控制器，分别求取圆弧目标航向角和直线目标航向角；
跟踪控制模块，用于分别控制所述飞行器根据所述圆弧目标航向角和所述直线目标航向角完成对参考路径的跟踪任务；其中，所述圆弧航线比例控制器为：
ψr＝ψ0+tan-1(KPε)
其中，ψr表示跟踪圆弧航线时的目标航向角，ψ0表示所述圆弧目标航线的前置距离对应的前置参考线相对正北方向的方位角，KP表示所述圆弧航线比例控制器的航向误差比例增益，ε表示飞行器相对目标航线的横距误差；其中，所述的飞行器路径跟踪装置还包括：
第一控制优化模块，用于对所述圆弧航线比例控制器进行横距误差积分反馈项和横距误差微分反馈项补充，得到优化的圆弧航线比例控制器；
第一控制构建模块，用于根据所述飞行器相对地面速度在水平面内的分量以及优化的所述圆弧航线比例控制器，构建得到所述圆弧航线的航向角PID控制器；
优化的所述圆弧航线比例控制器为：
其中，KI表示所述圆弧航线的航向误差积分增益，KD表示所述圆弧航线的航向误差微分增益，ψr表示跟踪圆弧航线时的目标航向角，t表示时间；
所述圆弧航线的航向角PID控制器为：
其中，ar表示跟踪圆弧航线时的指令横向加速度，v表示所述飞行器相对地面速度在水平面内的分量。
5.根据权利要求4所述的飞行器路径跟踪装置，其特征在于，还包括：
第二控制优化模块，用于对所述直线航线比例控制器进行横距误差积分反馈项和横距误差微分反馈项补充，得到优化的直线航线比例控制器；
第二控制构建模块，用于根据所述飞行器相对地面速度在水平面内的分量以及优化的所述直线航线比例控制器，构建得到所述直线航线的航向角PID控制器；
优化的所述直线航线比例控制器为：
其中，KI表示所述直线航线的航向误差积分增益，KD表示所述直线航线的航向误差微分增益，ψr表示跟踪直线航线时的目标航向角，t表示时间；
所述直线航线的航向角PID控制器为：
其中，ar表示跟踪直线航线时的指令横向加速度，v表示所述飞行器相对地面速度在水平面内的分量。
6.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至3中任一项所述飞行器路径跟踪方法的步骤。
7.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至3中任一项所述飞行器路径跟踪方法的步骤。
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