CN116301058B - 一种无人飞行反馈非线性偏航控制方法、***和设备 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种无人飞行反馈非线性偏航控制方法、***和设备，属于无人飞行器飞行控制技术领域，该方法包括：计算得到无人飞行器当前航向距离偏差；计算得到无人飞行器当前航迹角偏差；建立航向距离偏差和航迹角偏差的非线性状态方程；将非线性状态方程转换为线性***；根据线性***的传递特性，以航向距离偏差和航迹角偏差构建状态反馈，从而将线性***转换为闭环控制***；计算得到状态反馈系数；计算得到所述状态反馈；根据所述状态反馈，解算得到横滚角实时指令并将其发送给无人飞行器的控制设备进行偏航控制。本发明通过建立实时跟踪无人飞行器航向距离偏差和航迹角偏差的反馈闭环控制***，可快速准确地实现无人飞行器的偏航控制。
Description
技术领域
本发明属于无人飞行器飞行控制技术领域，具体涉及一种无人飞行反馈非线性偏航控制方法、***和设备。
背景技术
无人飞行器应用广泛，无人飞行器按照规划的航迹任务自主完成飞行控制，其中，偏航轨迹控制是根据实时的位置偏差，通过自主控制***产生横滚角控制指令来实现偏航方向的航迹跟踪。
传统的无人飞行器偏航控制主要是采用基于横向位置偏差的PID控制策略，这种控制方法为满足控制响应指标要求，在设计过程中，需要对偏差信号的PID***进行反复迭代调参，调参过程往往需要设计者具有较好的工程经验，且耗费时间较长，有时还无法取得较好的跟踪效果。
发明内容
为了解决现有无人飞行器偏航控制技术耗时长，跟踪效果较差的问题，本发明提供了一种无人飞行反馈非线性偏航控制方法、***和设备。本发明通过建立实时跟踪飞行器距离偏差和航迹角偏差的反馈闭环控制***，可快速准确地实现无人飞行器的偏航控制。
本发明通过下述技术方案实现：
一种无人飞行反馈非线性偏航控制方法，所述控制方法包括：
根据无人飞行器当前位置坐标及其对应的航线坐标，计算得到无人飞行器当前航向距离偏差；
根据无人飞行器飞行高度平面内速度，计算得到无人飞行器当前航迹角偏差；
建立所述航向距离偏差和所述航迹角偏差的非线性状态方程；
将所述非线性状态方程转换为线性***；
根据所述线性***的传递特性，以所述航向距离偏差和所述航迹角偏差构建状态反馈，从而将所述线性***转换为闭环控制***；
根据所述闭环控制***的设计指标，计算得到状态反馈系数；
根据所述状态反馈系数，计算得到所述状态反馈；
根据所述状态反馈，解算得到横滚角实时指令并将其发送给无人飞行器的控制设备进行偏航控制。
相较于现有采用横向位置偏差的PID控制策略实现无人飞行器偏航控制的技术，该技术对相关人员的工程经验要求较高，且耗时长，跟踪效果无法保证等，本发明提出的控制技术通过建立实时跟踪无人飞行器航向距离偏差和航迹角偏差的反馈闭环控制***，可快速准确地实现无人飞行器的偏航控制；同时本发明提出的控制技术中的解算过程仅需要根据***设计参数即可实现，对相关人员的工程经验要求低，便于该技术的推广应用，为无人飞行器的飞行安全提供了技术支撑和数据支撑。
作为优选实施方式，本发明设无人飞行器当前位置P点坐标为，当前位置P点对应的航线起始点坐标为/>，当前位置P点对应的航线终点坐标为/>，则通过下式计算得到无人飞行器当前航向距离偏差：
；
式中，。
作为优选实施方式，本发明设无人飞行器飞行高度平面内速度矢量为，则通过下式计算得到无人飞行器当前航迹角偏差：
；
式中，，/>为航线终点坐标/>的矢量表示，/>为航线起始点坐标/>的矢量表示，|·|为矢量的模值。
作为优选实施方式，本发明建立的所述非线性状态方程为：
；
式中，为重力加速度，/>为t时刻的飞行速度，/>为t时刻的横滚角，/>为t时刻的航向距离偏差，/>为t时刻的航迹角偏差。
作为优选实施方式，本发明的方法引入，同时取，则转换的所述线性***为：
；
其中，为t时刻的状态反馈，/>为/>转化为/>带来的***偏差。
作为优选实施方式，本发明构建的状态反馈为：
；
建立的所述闭环控制***的状态方程为：
；
其中，为状态量，/>为t时刻的航向距离偏差系数，/>为t时刻的航迹角偏差系数；
所述闭环控制***的特征多项式为：
；
式中，为拉普拉斯算子，/>和/>分别为所述闭环控制***的阻尼比和固有频率。
作为优选实施方式，本发明根据所述闭环控制***的设计指标，计算得到状态反馈系数，分别为：
。
作为优选实施方式，本发明根据所述状态反馈系数，计算得到状态反馈为：
；
其中，为t时刻的状态反馈，/>为t时刻的航向距离偏差，/>为t时刻的航迹角偏差，/>为t时刻的航向距离偏差系数，/>为t时刻的航迹角偏差系数；
之后，根据所述状态反馈与横滚角间的关系解算得到横滚角实时指令。
第二方面，本发明提出了一种无人飞行反馈非线性偏航控制***，所述控制***包括：
第一计算单元：根据无人飞行器当前位置坐标及其对应的航线坐标，计算得到无人飞行器当前航向距离偏差；
第二计算单元：根据无人飞行器飞行高度平面内速度，计算得到无人飞行器当前航迹角偏差；
状态方程构建单元：建立所述航向距离偏差和所述航迹角偏差的非线性状态方程；
转换单元：将所述非线性状态方程转换为线性***；
闭环控制单元：根据所述线性***的传递特性，以所述航向距离偏差和所述航迹角偏差构建状态反馈：从而将所述线性***转换为闭环控制***；
第三计算单元：根据所述闭环控制***的设计指标，计算得到状态反馈系数并根据所述状态反馈系数，计算得到所述状态反馈；
以及，解算单元：根据所述状态反馈，解算得到横滚角实时指令并将其发送给无人飞行器的控制设备进行偏航控制。
第三方面本发明提出了一种机载电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现本发明上述控制方法的步骤。
本发明具有如下的优点和有益效果：
1、本发明利用无人飞行器实时飞行参数建立非线性状态方程，将非线性状态方程转换为线性***，建立了航向距离偏差和航迹角偏差为状态反馈的闭环控制***，从而可根据***的设计指标，快速解算得到横滚角实时指令，快速准确实现无人飞行器偏航控制。
2、本发明只需要根据***的设计指标，即可解算得到横滚角实时指令，对设计者的工程经验要求较低，降低了成本。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本申请的一部分，并不构成对本发明实施例的限定。在附图中：
图1为本发明实施例的控制方法流程图。
图2为本发明实施例的无人飞行器飞行过程中实时参数关系。
图3为本发明实施例的线性***传递函数框图。
图4为本发明实施例的控制***原理框图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合实施例和附图，对本发明作进一步的详细说明，本发明的示意性实施方式及其说明仅用于解释本发明，并不作为对本发明的限定。
实施例：
针对现有无人飞行器偏航控制技术对相关设计人员的工程经验要求较高，且耗费时间较长；有时还无法取得较好的跟踪效果，控制精度较差。基于此，本实施例提出了一种无人飞行反馈非线性偏航控制方法，飞行器飞行过程中，气动力、离心力等的变化会导致飞行器偏航角度变化的非线性响应，因此采用非线性控制技术能够准确的建模和控制飞行器的动态响应，从而能够更加准确可靠的控制飞行器的偏航运动，同时非线性控制技术还能够更好地处理影响飞行器的偏航运动的不确定性因素（例如风向、载荷等），提高偏航控制的鲁棒性和可靠性，因此本实施例采用航向距离偏差和航迹角偏差作为反馈控制参数的非线性控制方法：具体利用无人飞行器飞行过程中的实时参数建立非线性状态方程，并将该状态方程转换为以航向距离偏差和航迹角偏差为状态反馈的闭环控制***，从而可根据***的设计指标，快速准确解算得到横滚角实时指令，有效实现无人飞行器的偏航控制，并提高控制精度、鲁棒性和适应性。
具体如图1所示，本实施例提出的方法包括以下步骤：
步骤1，获取无人飞行器当前位置坐标及其对应的航线坐标，并根据获取的坐标数据计算得到无人飞行器当前航向距离偏差。
具体的，无人飞行器在航线上飞行时，可设当前位置P点坐标为，当前位置P点对应的航线坐标可由/>（即航线起始点坐标）和/>（即航线终点坐标）组成，如图2所示，计算当前位置到航迹的垂直距离/>，即为无人飞行器当前航向距离偏差，计算方法表示为：
，
其中，。
需要说明的是，无人飞行器的航迹是预先规划好的，航迹可由若干段航线构成，因此，本实施例中以航线起始点坐标和终点坐标构成的一条线段来表示一段航线。
无人飞行器的当前位置坐标可根据无人飞行器上的GPS等定位装置实时获取，无人飞行器的当前位置对应的航线的首尾坐标可直接从无人飞行器上存储的预先规划的航迹指令得到。
步骤2，根据无人飞行器飞行高度平面内速度，计算得到无人飞行器当前航迹角偏差。
具体的，无人飞行器飞行高度平面内速度矢量可表示为，则如图2所示，当前航迹角偏差计算方法表示为：
，
其中，，/>为航线终点坐标/>的矢量表示，/>为航线起始点坐标/>的矢量表示，则/>为航线终点坐标矢量与航线起始点坐标矢量之差，|·|为矢量的模值。
步骤3，建立航向距离偏差和航迹角偏差的非线性状态方程。
无人飞行器航向控制是通过横滚产出侧向力来实现偏航控制，因此本实施例建立航向距离偏差和航迹角偏差的状态方程，表示为：
，
其中，为重力加速度，/>为t时刻的飞行速度，/>为t时刻的横滚角，/>为t时刻的航向距离偏差，/>为/>的微分，/>为t时刻的航迹角偏差，/>为的微分。
步骤4，将非线性状态方程转换为线性***。
上述航向距离偏差和航迹角偏差的状态方程为非线性方程，因此本实施例引入，同时由于/>较小，因此/>，从而将上述状态方程转换为线性***，具体表示为：
，
其中，为t时刻的状态反馈，/>为/>转化为/>带来的***偏差，该线性***的开环传递函数框图如图3所示。
步骤5，根据线性***，建立航向距离偏差和航迹角偏差为状态反馈的闭环控制***及其状态方程。
具体的，根据上述线性***的开环传递特性，以航向距离偏差和航迹角偏差构建状态反馈，从而将上述线性***转换为闭环控制***，状态反馈表示为：
。
本实施例建立的闭环控制***的状态方程如下：
；
其中，为状态量，/>为/>的微分，/>和/>为t时刻的状态反馈系数（具体的，/>为航向距离偏差系数，/>为航迹角偏差系数）。
***的特征多项式为：；
其中，为拉普拉斯算子，/> 和/>分别为***的阻尼比和固有频率，由***控制设计指标进行确定。
步骤6，根据闭环控制***的设计指标，计算得到状态反馈系数。
本实施例根据闭环控制***的阻尼比和固有频率，计算得到状态反馈系数，分别为：
。
步骤7，根据计算得到的状态反馈系数，计算得到状态反馈。
本实施例根据上述计算得到的状态反馈系数，即和/>，计算得到状态反馈，即：
。
步骤8，根据计算得到的状态反馈，解算得到横滚角实时指令并将其发送给无人飞行器的控制设备进行偏航控制。
本实施例根据上述计算得到的状态反馈，即，解算得到横滚角实时指令。
本实施例还提出了一种无人飞行反馈非线性偏航控制***，具体如图4所示，本实施例提出的***包括：
第一计算单元，用于获取无人飞行器当前位置坐标及其对应的航线坐标，并根据获取获取的坐标数据计算得到无人飞行器当前航向距离偏差。
第二计算单元，根据无人飞行器飞行高度平面内速度，计算得到无人飞行器当前航迹角偏差。
状态方程构建单元，建立航向距离偏差和航迹角偏差的非线性状态方程。
转换单元，将非线性状态方程转换为线性***。
闭环控制单元，根据线性***，建立航向距离偏差和航迹角偏差为状态反馈的闭环控制方程及其状态方程。
第三计算单元，根据闭环控制***的设计指标，计算得到状态反馈系数，并根据状态反馈系数，得到状态反馈。
解算单元，根据状态反馈，解算得到横滚角实时指令并将其发送给无人飞行器的控制设备进行偏航控制。
本实施例还提出了一种机载电子设备，用于执行本实施例的上述方法。
机载电子设备可采用计算机设备，包括处理器、存储器和***总线；存储器和处理器在内的各种设备组件连接到***总线上。处理器是一个用来通过计算机***中基本的算术和逻辑运算来执行计算机程序指令的硬件。存储器是一个用于临时或永久性存储计算程序或数据(例如，程序状态信息)的物理设备。***总线可以为以下几种类型的总线结构中的任意一种，包括存储器总线或存储控制器、外设总线和局部总线。处理器和内存储器可以通过***总线进行数据通信。其中内存储器包括只读存储器(ROM)或闪存，以及随机存取存储器(RAM)，RAM通常是指加载了操作***和计算机程序的主存储器。
应当指出的是，其它包括比计算机设备更多或更少的子***的计算机***也能适用于发明。
如上面详细描述的，适用于本实施例的计算机设备能执行偏航控制方法的指定操作。计算机设备通过处理器运行在计算机可读介质中的软件指令的形式来执行这些操作。这些软件指令可以从存储设备或者通过局域网接口从另一设备读入到存储器中。存储在存储器中的软件指令使得处理器执行上述的群成员信息的处理方法。此外，通过硬件电路或者硬件电路结合软件指令也能同样实现本发明。因此，实现本实施例并不限于任何特定硬件电路和软件的组合。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种无人飞行反馈非线性偏航控制方法，其特征在于，所述控制方法包括：
根据无人飞行器当前位置坐标及其对应的航线坐标，计算得到无人飞行器当前航向距离偏差；
根据无人飞行器飞行高度平面内速度，计算得到无人飞行器当前航迹角偏差；
建立所述航向距离偏差和所述航迹角偏差的非线性状态方程；
将所述非线性状态方程转换为线性***；
根据所述线性***的传递特性，以所述航向距离偏差和所述航迹角偏差构建状态反馈，从而将所述线性***转换为闭环控制***；
构建的状态反馈为：
φc(t)＝KL(t)ΔL(t)+KΨ(t)ΔΨ(t)；
建立的所述闭环控制***的状态方程为：
其中，φc(t)为t时刻的状态反馈，ΔL(t)为t时刻的航向距离偏差，Δψ(t)为t时刻的航迹角偏差，x为状态量，KL(t)为t时刻的航向距离偏差系数，KΨ(t)为t时刻的航迹角偏差系数，V(t)为t时刻的飞行速度，g为重力加速度；
所述闭环控制***的特征多项式为：
s2-KΨ(t)gs+KL(t)V(t)g＝s2+2ξωns+ωn 2；
式中，s为拉普拉斯算子，ξ和ωn分别为所述闭环控制***的阻尼比和固有频率；
根据所述闭环控制***的设计指标，计算得到状态反馈系数；
根据所述闭环控制***的设计指标，计算得到的状态反馈系数，分别为：
根据所述状态反馈系数，计算得到所述状态反馈；
根据所述状态反馈，解算得到横滚角实时指令并将其发送给无人飞行器的控制设备进行偏航控制。
2.根据权利要求1所述的一种无人飞行反馈非线性偏航控制方法，其特征在于，设无人飞行器当前位置P点坐标为(x，y)，当前位置P点对应的航线起始点坐标为P1(x1，y1)，当前位置P点对应的航线终点坐标为P2(x2，y2)，则通过下式计算得到无人飞行器当前航向距离偏差：
式中，a＝y2-y1，b＝x1-x2，c＝x2y1-x1y2。
3.根据权利要求2所述的一种无人飞行反馈非线性偏航控制方法，其特征在于，设无人飞行器飞行高度平面内速度矢量为则通过下式计算得到无人飞行器当前航迹角偏差：
式中， 为航线终点坐标P2的矢量表示，/>为航线起始点坐标P1的矢量表示，|·|为矢量的模值。
4.根据权利要求1所述的一种无人飞行反馈非线性偏航控制方法，其特征在于，建立的所述非线性状态方程为：
式中，g为重力加速度，V(t)为t时刻的飞行速度，φ(t)为t时刻的横滚角，ΔL(t)为t时刻的航向距离偏差，Δψ(t)为t时刻的航迹角偏差。
5.根据权利要求4所述的一种无人飞行反馈非线性偏航控制方法，其特征在于，该方法引入φ(t)＝tan-1V(t)φc(t)，同时取sinΔψ(t)≈ΔΨ(t)，则转换的所述线性***为：
其中，φc(t)为t时刻的状态反馈，dΔL为sinΔψ(t)转化为Δψ(t)带来的***偏差。
6.根据权利要求1所述的一种无人飞行反馈非线性偏航控制方法，其特征在于，根据所述状态反馈系数，计算得到状态反馈为：
φc(t)＝KL(t)ΔL(t)+KΨ(t)ΔΨ(t)；
其中，φc(t)为t时刻的状态反馈，ΔL(t)为t时刻的航向距离偏差，Δψ(t)为t时刻的航迹角偏差，KL(t)为t时刻的航向距离偏差系数，KΨ(t)为t时刻的航迹角偏差系数；
之后，根据所述状态反馈与横滚角间的关系解算得到横滚角实时指令。
7.一种无人飞行反馈非线性偏航控制***，其特征在于，所述控制***包括：
第一计算单元：根据无人飞行器当前位置坐标及其对应的航线坐标，计算得到无人飞行器当前航向距离偏差；
第二计算单元：根据无人飞行器飞行高度平面内速度，计算得到无人飞行器当前航迹角偏差；
状态方程构建单元：建立所述航向距离偏差和所述航迹角偏差的非线性状态方程；
转换单元：将所述非线性状态方程转换为线性***；
闭环控制单元：根据所述线性***的传递特性，以所述航向距离偏差和所述航迹角偏差构建状态反馈，从而将所述线性***转换为闭环控制***；
构建的状态反馈为：
φc(t)＝KL(t)ΔL(t)+KΨ(t)ΔΨ(t)；
建立的所述闭环控制***的状态方程为：
其中，φc(t)为t时刻的状态反馈，ΔL(t)为t时刻的航向距离偏差，Δψ(t)为t时刻的航迹角偏差，x为状态量，KL(t)为t时刻的航向距离偏差系数，KΨ(t)为t时刻的航迹角偏差系数，V(t)为t时刻的飞行速度，g为重力加速度；
所述闭环控制***的特征多项式为：
s2-KΨ(t)gs+KL(t)V(t)g＝s2+2ξωns+ωn 2；
式中，s为拉普拉斯算子，ξ和ωn分别为所述闭环控制***的阻尼比和固有频率；
第三计算单元：根据所述闭环控制***的设计指标，计算得到状态反馈系数并根据所述状态反馈系数，计算得到所述状态反馈；
根据所述闭环控制***的设计指标，计算得到的状态反馈系数，分别为：
以及，解算单元：根据所述状态反馈，解算得到横滚角实时指令并将其发送给无人飞行器的控制设备进行偏航控制。
8.一种机载电子设备，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1-6中任一项所述方法的步骤。
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