CN105843269A - 动力伞控制器的构建方法及装置、动力伞控制方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种动力伞控制器的构建方法及装置。该方法包括：获取动力伞的非线性模型，非线性模型包括动力伞的相对运动变量；将非线性模型转换为线性模型，并基于线性模型确定出单通道控制器的控制器参数以及耦合通道控制器的控制参数，单通道控制器用于控制动力伞的第一能量参数，耦合通道控制器基于第一能量参数控制动力伞的第二能量参数，第一能量参数与第二能量参数具有耦合关系；利用单通道控制器、耦合通道控制器和非线性模型，构建动力伞控制器。如此方案，可以提高本发明构建动力伞控制器的准确性，且有助于缓解动力伞耦合关系给飞行控制带来的不便，实现对动力伞飞行运动的有效控制。此外，本发明还公开了一种动力伞控制方法及装置。

Description

动力伞控制器的构建方法及装置、动力伞控制方法及装置

技术领域

本发明涉及控制领域，具体地，涉及一种动力伞控制器的构建方法及装置、动力伞控制方法及装置。

背景技术

动力伞(powered paraglider)是一种带动力装置的小型飞行器，具有成本低、载荷量大、重量轻、软着陆、低速低空飞行、安全性好等优点，广泛应用于对地监视、通信中继、搜索营救、物质投放等领域。

通常，动力伞的飞行运动具有复杂性、不确定性、非线性、时变、大时滞以及大惯性等特点，飞行过程时刻受到大气环境的影响。如何实现对动力伞飞行运动的有效控制，是目前一个亟待解决的问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种动力伞控制器的构建方法及装置、动力伞控制方法及装置，用以实现对动力伞飞行运动的有效控制。

本发明实施例提供了一种动力伞控制器的构建方法，所述方法包括：获取所述动力伞的非线性模型，所述非线性模型包括所述动力伞的相对运动变量；将所述非线性模型转换为线性模型，并基于所述线性模型确定出单通道控制器的控制器参数以及耦合通道控制器的控制参数，所述单通道控制器用于控制所述动力伞的第一能量参数，所述耦合通道控制器基于所述第一能量参数控制所述动力伞的第二能量参数，所述第一能量参数与所述第二能量参数具有耦合关系；利用所述单通道控制器、所述耦合通道控制器和所述非线性模型，构建所述动力伞控制器，所述动力伞控制器用于控制所述动力伞的飞行运动。

可选地，所述动力伞包括翼伞、悬绳和负载，所述动力伞的非线性模型为：

$\begin{array}{c}\left[\begin{array}{cccc}-M_b{R}_b& 0& M_b{T}_b& T_b\\ 0& -(M_p+M_F)R_{cp}^{\×}& (M_p+M_F)T_p& -T_p\\ I_b& 0& 0& -R_{cb}^{\×}{T}_b\\ 0& I_p+I_F& 0& R_{cp}^{\×}{T}_b\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}\stackrel{.}{{\mathrm{\ω}}_b}\\ \stackrel{.}{{\mathrm{\ω}}_p}\\ \stackrel{.}{V_c}\\ \stackrel{.}{F_c}\end{array}\right]\\ =\left[\begin{array}{c}{F}_{bA}+F_{bG}-{\mathrm{\ω}}_b^{\×}{M}_b{\mathrm{\ω}}_b^{\×}{R}_{cb}+F_{pt}\\ F_{pA}+F_{pG}-{\mathrm{\ω}}_p^{\×}(M_p+M_F){\mathrm{\ω}}_p^{\×}{R}_{cp}+M_F{\mathrm{\ω}}_p^{\×}{T}_p{V}_c-{\mathrm{\ω}}_p^{\×}{M}_F{T}_p{V}_c\\ -{\mathrm{\ω}}_b^{\×}{I}_b{\mathrm{\ω}}_b+M_{bA}+f\left({\mathrm{\ω}}_b\right)\\ M_{pA}-{\mathrm{\ω}}_p^{\×}(I_p+I_F){\mathrm{\ω}}_p\end{array}\right]\end{array}$

其中，M_b表示负载的质量矩阵；R_b表示动力伞质心到负载质心的距离；M_p表示翼伞的质量；M_F表示附加质量；T_b表示大地惯性坐标系到负载坐标系的坐标变换矩阵；T_p表示大地惯性坐标系到翼伞坐标系的坐标变换矩阵；R_cp表示动力伞质心到翼伞质心这一向量的单位向量；R_cb表示动力伞质心到负载质心这一向量的单位向量；I_b表示负载的转动惯量；I_p表示翼伞的转动惯量；I_F表示附加转动惯量；ω_b表示负载的3轴转动速度；ω_p表示翼伞的3轴转动速度；V_c表示动力伞质心在大地惯性坐标系下的速度；F_c表示翼伞和负载之间的悬绳的受力；F_bA表示负载运动时受到的气动力；F_bG为负载的重力在负载坐标系下的表示；F_pA表示翼伞运动时受到的气动力；F_pG为翼伞的重力在翼伞坐标系下的表示；F_pt表示油门推进力；M_bA表示负载运动时受到的气动力矩；f(ω_b)表示负载转动时的阻尼项量；M_pA表示翼伞运动时受到的气动力矩；若v表示一个向量，v^×表示向量v的反对称阵。

可选地，所述第一能量参数为所述动力伞的高度，所述第二能量参数为所述动力伞的前向速度；或者，所述第一能量参数为所述动力伞的前向速度，所述第二能量参数为所述动力伞的高度。

可选地，所述耦合关系体现为如下能量函数：

E＝a1*V_x ²+a2*h

其中，a1*V_x ²表示动力伞的动能，a2*h表示动力伞的势能，V_x表示动力伞的前向速度，h表示动力伞的高度，a1和a2表示比例系数。

可选地，所述方法还包括：基于所述线性模型确定出偏航角控制器的控制器参数，所述偏航角控制器用于控制所述动力伞的转向。

本发明实施例还提供了一种动力伞控制方法，利用上述方法构建动力伞控制器，所述动力伞控制器用于控制所述动力伞的飞行运动，所述方法包括：当所述动力伞的第一能量参数与第一预设值不符时，调整所述动力伞控制器的单通道控制器的控制参数，使调整后第一能量参数与所述第一预设值相符；当所述动力伞的第二能量参数与第二预设值不符时，基于所述调整后第一能量参数，调整所述动力伞控制器的耦合通道控制器的控制参数，使调整后第二能量参数与所述第二预设值相符。

可选地，所述调整所述动力伞控制器的耦合通道控制器的控制参数，使调整后第二能量参数与所述第二预设值相符，包括：调整所述耦合通道控制器的控制参数，获得调整后第二能量参数；判断所述调整后第二能量参数是否与所述第二预设值相符，如果不符，则调整能量函数中的比例系数a1和/或a2，再返回执行所述调整所述耦合通道控制器的控制参数的步骤，直至所述调整后的第二能量参数与所述第二预设值相符为止。

可选地，所述第一能量参数为高度，所述第一预设值为预设高度；所述第二能量参数为前向速度，所述第二预设值为预设速度；或者，所述第一能量参数为前向速度，所述第一预设值为预设速度；所述第二能量参数为高度，所述第二预设值为预设高度。

本发明实施例提供了一种动力伞控制器的构建装置，所述装置包括：模型获取模块，用于获取所述动力伞的非线性模型，所述非线性模型包括所述动力伞的相对运动变量；控制参数确定模块，用于将所述非线性模型转换为线性模型，并基于所述线性模型确定出单通道控制器的控制器参数以及耦合通道控制器的控制参数，所述单通道控制器用于控制所述动力伞的第一能量参数，所述耦合通道控制器基于所述第一能量参数控制所述动力伞的第二能量参数，所述第一能量参数与所述第二能量参数具有耦合关系；控制器构建模块，用于利用所述单通道控制器、所述耦合通道控制器和所述非线性模型，构建所述动力伞控制器，所述动力伞控制器用于控制所述动力伞的飞行运动。

可选地，所述控制参数确定模块，还用于基于所述线性模型确定出偏航角控制器的控制器参数，所述偏航角控制器用于控制所述动力伞的转向。

本发明实施例还提供了一种动力伞控制装置，用于利用动力伞控制器控制所述动力伞的飞行运动，所述装置包括：单通道调整模块，用于在所述动力伞的第一能量参数与第一预设值不符时，调整所述动力伞控制器的单通道控制器的控制参数，使调整后第一能量参数与所述第一预设值相符；耦合通道调整模块，用于在所述动力伞的第二能量参数与第二预设值不符时，基于所述调整后第一能量参数，调整所述动力伞控制器的耦合通道控制器的控制参数，使调整后第二能量参数与所述第二预设值相符。

可选地，所述耦合通道调整模块包括：参数调整模块，用于调整所述耦合通道控制器的控制参数，获得调整后第二能量参数；判断模块，用于判断所述参数调整模块获得的调整后第二能量参数是否与所述第二预设值相符；比例系数调整模块，用于在所述判断模块判定不符时，调整能量函数中的比例系数a1和/或a2，并通知所述参数调整模块继续调整所述耦合通道控制器的控制参数，直至所述调整后的第二能量参数与所述第二预设值相符为止。

本发明技术方案中，首先，可以获取能够精确描述动力伞动态特性的非线性模型，该非线性模型充分考虑了动力伞自身存在的相对运动，如此，使得本发明的非线性模型更贴合于动力伞的实际情况。其中，动力伞自身存在的相对运动至少可以体现为：翼伞的相对运动变量以及负载的相对运动变量。其次，为了简化动力伞控制器的构建过程，可以将复杂的非线性模型转换为简单的线性模型，进而基于线性模型构建动力伞控制器。需要说明的是，本发明还充分考虑了动力伞自身具有的耦合关系，即动力伞的高度和前向速度之间的耦合关系，所构建的动力伞控制器至少包括：单通道控制器和耦合通道控制器。其中，单通道控制器可以实现对第一能量参数的单独控制；耦合通道控制器可以结合能量函数、高度和前向速度之间的关系，实现对第二能量参数的被动控制。基于如此方案获得的动力伞控制器，便可实现对动力伞飞行运动的有效控制。

本发明的其他特征和优点将在随后的具体实施方式部分予以详细说明。

附图说明

附图是用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与下面的具体实施方式一起用于解释本发明，但并不构成对本发明的限制。在附图中：

图1是本发明动力伞控制器的构建方法的流程图；

图2是本发明中动力伞对应的坐标系的示意图；

图3是本发明中动力伞控制器的示意图；

图4a是本发明中油门验证时的动力伞输入示意图；

图4b是本发明中油门验证时的动力伞输出示意图；

图5a是本发明中双侧拉验证时的动力伞输入示意图；

图5b是本发明中双侧拉验证时的动力伞输出示意图；

图6a是本发明中单侧拉验证时的动力伞输入示意图；

图6b是本发明中单侧拉验证时的动力伞输出示意图；

图7是本发明中基于线性模型的动力伞控制器的控制效果示意图；

图8a是本发明中动力伞的输入示意图；

图8b是本发明中动力伞的输出示意图；

图9是本发明动力伞控制方法的流程图；

图10是本发明动力伞控制器的构建装置的结构示意图；

图11是本发明动力伞控制装置的结构示意图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的具体实施方式进行详细说明。应当理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于说明和解释本发明，并不用于限制本发明。

参见图1，示出了本发明动力伞控制器的构建方法的流程图，可以包括：

S101，获取所述动力伞的非线性模型，所述非线性模型包括所述动力伞的相对运动变量。

目前，为了控制无人动力伞的飞行运动，大多是基于简化的不精确的线性模型构建动力伞控制器，实现对动力伞的高度和航向角的控制。需要说明的是，上述简化的不精确的线性模型指的是，未考虑动力伞自身存在的相对运动，也未考虑动力伞自身具有的耦合关系。针对于此，本发明可以先获取能够精确描述动力伞动态特性的非线性模型，再将非线性模型转换为线性模型，如此，便可提高本发明线性模型的准确性，进而提高基于本发明线性模型构建的动力伞控制器的准确性。

在一种可能的实施方式中，本发明中动力伞的相对运动可以体现为如下变量：翼伞的滚转、俯仰和偏航运动中的至少一个，以及负载的滚转、俯仰和偏航运动中的至少一个，本发明对此可不做具体限定。可以理解地，当非线性模型中不考虑某个相对运动变量时，可视为该变量的取值为零。

首先，为了精确的描述动力伞的动态特性，可以在建立动力伞非线性模型时做如下假设：

(1)动力伞整体视为刚体，动力伞整体包括翼伞、悬绳和负载；

(2)翼伞的附加质量和附加惯量的质心与翼伞的质心重合；

(3)翼伞本体的3轴转动速度视为翼伞相对于空气的速度，负载本体的3轴转动速度视为负载相对于空气的速度。

其次，建立动力伞对应的坐标系，可以包括：大地惯性坐标系、负载坐标系和翼伞坐标系，具体可参见图2所示示意图。

大地惯性坐标系，可以记为∑_I(X_I,Y_I,Z_I)，O_IZ_I轴垂直于大地平面向下，O_IX_I轴垂直于O_IZ_I轴并指向动力伞的初始运动方向，O_IX_IY_I平面平行于大地平面。

负载坐标系，可以记为∑_b(X_b,Y_b,Z_b)，以负载的质心O_b为原点，O_bX_b轴指向负载前方，O_bY_b轴指向负载的右侧，O_bZ_b轴与其余两个坐标轴成右手系。其中，负载前方可以根据实际应用而定，作为一种示例，可以将动力伞的运动方向定义为负载前方。

翼伞坐标系，可以记为∑_p(X_p,Y_p,Z_p)，以翼伞的质心O_p为原点，O_pX_p轴指向翼伞纵轴线前方，O_pZ_p轴指向翼伞下方，O_pX_pZ_p为冲压式翼伞的纵向对称面，O_pY_p轴与其余两个坐标轴成右手系。

最后，基于牛顿-欧拉方程获得动力伞的非线性模型。

作为一种示例，本发明可以建立动力伞的9DOF(英文：degree of freedom，中文：自由度)非线性模型，包括：负载的3个自由度，可体现为公式(1)中的ω_b；以及翼伞的6个自由度，可体现为公式(1)中的ω_p和V_c。具体可参见下文所做介绍，此处暂不详述。

具体地，本发明中动力伞的非线性模型可以体现下述公式(1)：

$\left[\begin{array}{cccc}-M_b{R}_b& 0& M_b{T}_b& T_b\\ 0& -(M_p+M_F)R_{cp}^{\×}& (M_p+M_F)T_p& -T_p\\ I_b& 0& 0& -R_{cb}^{\×}{T}_b\\ 0& I_p+I_F& 0& R_{cp}^{\×}{T}_b\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}\stackrel{.}{{\mathrm{\ω}}_b}\\ \stackrel{.}{{\mathrm{\ω}}_p}\\ \stackrel{.}{V_c}\\ \stackrel{.}{F_c}\end{array}\right]$

$=\left[\begin{array}{c}{F}_{bA}+F_{bG}-{\mathrm{\ω}}_b^{\×}{M}_b{\mathrm{\ω}}_b^{\×}{R}_{cb}+F_{pt}\\ F_{pA}+F_{pG}-{\mathrm{\ω}}_p^{\×}(M_p+M_F){\mathrm{\ω}}_p^{\×}{R}_{cp}+M_F{\mathrm{\ω}}_p^{\×}{T}_p{V}_c-{\mathrm{\ω}}_p^{\×}{M}_F{T}_p{V}_c\\ -{\mathrm{\ω}}_b^{\×}{I}_b{\mathrm{\ω}}_b+M_{bA}+f\left({\mathrm{\ω}}_b\right)\\ M_{pA}-{\mathrm{\ω}}_p^{\×}(I_p+I_F){\mathrm{\ω}}_p\end{array}\right]$

公式(1)中各变量的含义可解释如下：

M_b表示负载的质量矩阵，m_b表示负载的质量。

R_b表示动力伞质心C到负载质心O_b的距离。

M_p表示翼伞的质量，m_p表示翼伞的质量。

T_b表示大地惯性坐标系到负载坐标系的坐标变换矩阵。

T_p表示大地惯性坐标系到翼伞坐标系的坐标变换矩阵。

R_cb表示动力伞质心C到负载质心O_b这一向量的单位向量。

R_cp表示动力伞质心C到翼伞质心O_p这一向量的单位向量。

I_b表示负载的转动惯量，b_b、c_b、d_b表示负载的尺寸，即负载的长、宽、高。

I_p表示翼伞的转动惯量，

I_F表示翼伞的附加转动惯量，I_A＝0.63ρπc²b³/48，I_B＝0.872*4ρc⁴b/48π，I_C＝1.044ρπt²b³/48，t＝0.18*c，ρ表示伞布密度。

M_F表示翼伞的附加质量，A＝0.913ρπt²b/4，B＝0.339ρπt²c/4，C＝0.771ρπc²b/4。

M_F、I_p和I_F中的b、c、d分别表示翼伞的展长、弦长、厚度。

ω_b表示负载的3轴转动速度，p_b表示负载的滚转角速度，q_b表示负载的俯仰角速度，r_b表示负载的航向角速度。

ω_p表示翼伞的3轴转动速度，p_p表示翼伞的滚转角速度，q_p表示翼伞的俯仰角速度，r_p表示翼伞的航向角速度。

V_c表示动力伞质心C在大地惯性坐标系下的速度，u_c表示北向速度，v_c表示东向速度，w_c表示地向速度。

F_c表示翼伞和负载之间的悬绳的受力，F_c＝[F_xc F_yc F_zc]^T，F_xc表示延X_p轴分力，F_yc表示延Y_p轴分力，F_zc表示延Z_p轴分力。

F_bA表示负载运动时受到的气动力， u_b表示负载本体坐标系下前向速度，v_b表示负载本体坐标系下侧向速度，w_b表示负载本体坐标系下垂向速度，S_b表示负载迎风面积，C_Db表示升力系数。

F_bG为负载的重力在负载坐标系下的表示，

F_pG为翼伞的重力在翼伞坐标系下的表示，

F_bG和F_pG中的g表示重力加速度，θ_b表示负载滚转角，表示负载俯仰角。

F_pt表示油门推进力，F_ptx表示油门推力(标量)。

f(ω_b)表示负载转动时的阻尼项量。

F_pA表示翼伞运动时受到的气动力， u_p表示翼伞坐标系下前向速度，v_p表示翼伞坐标系下侧向速度，w_p表示翼伞坐标系下垂向速度，S_p表示翼伞面积，delta_a表示翼伞一阶升力分量系数，C_D表示翼伞侧向升力系数，C_L表示翼伞纵向升力系数。

M_bA表示负载运动时受到的气动力矩，

M_pA表示翼伞运动时受到的气动力矩，

M_bA和M_pA中的 delta_s表示翼伞二阶升力分量系数。

若v表示一个向量，v^×表示向量v的反对称阵。

S102，将所述非线性模型转换为线性模型，并基于所述线性模型确定出单通道控制器的控制器参数以及耦合通道控制器的控制参数，所述单通道控制器用于控制所述动力伞的第一能量参数，所述耦合通道控制器基于所述第一能量参数控制所述动力伞的第二能量参数，所述第一能量参数与所述第二能量参数具有耦合关系。

S103，利用所述单通道控制器、所述耦合通道控制器和所述非线性模型，构建所述动力伞控制器，所述动力伞控制器用于控制所述动力伞的飞行运动。

获得动力伞的非线性模型后，可以按照如下方式构建本发明的动力伞控制器。

(1)线性模型

为了简化动力伞控制器的构建过程，可以将上述复杂的非线性模型转换为简单的线性模型，再基于线性模型构建动力伞控制器。具体地，在进行模型转换时，可以在非线性模型上查找平衡点，在平衡点处进行线性化处理，得到动力伞的线性模型。

作为一种示例，可以在动力伞经常工作的点上选取平衡点，例如，平衡点可以选取为：翼伞的欧拉角角度[φ,θ,ψ]＝[0°，0°，5°]，动力伞质心的速度

作为一种示例，可以选取平飞模态进行线性化转换。例如，非线性模型可转换为如下线性模型：其中，Γ表示模型参数，X表示动力伞状态向量，U表示动力伞控制输入向量。

(2)单通道控制器和耦合通道控制器

按照上文所做介绍，获得动力伞的线性模型后，便可基于线性模型构建动力伞控制器。作为一种示例，本发明中通过动力伞控制器控制动力伞的飞行运动，可以理解为控制动力伞的高度以及前向速度。

但是，动力伞的高度与前向速度之间的耦合关系，又给动力伞控制器的构建带来很大困难。高度与前向速度之间的耦合关系也即上文所提动力伞自身具有的耦合关系，主要体现为：在调节动力伞的油门输入时，动力伞的高度和前向速度均会随之发生变化；在调节动力伞的双侧拉输入时，动力伞的高度和前向速度也会随之发生变化，也就是说，一个输入可以控制两个输出。

为了解决上述耦合关系对高度控制、前向速度控制带来的不便，本发明的动力伞控制器至少可以包括：单通道控制器和耦合通道控制器。其中，单通道控制器可用于控制第一能量参数，耦合通道控制器可用于控制第二能量参数，且耦合通道控制器是基于第一能量参数和第二能量参数之间的耦合关系构建的。

作为一种示例，第一能量参数可以为动力伞的高度，第二能量参数可以为动力伞的前向速度；或者，第一能量参数可以为动力伞的前向速度，对应的第二能量参数则可以为动力伞的高度。本发明对此可不做具体限定。

需要说明的是，第一能量参数和第二能量参数之间的耦合关系可以体现为如下能量函数：

E＝a1*V_x ²+a2*h (2)

其中，a1*V_x ²表示动力伞的动能，a2*h表示动力伞的势能，V_x表示动力伞的前向速度，h表示动力伞的高度，a1和a2表示比例系数。

需要说明的是，通过调整比例系数，可以调整动力伞对动能、势能的控制偏向，例如，将a1适当调大或将a2适当调小，则说明更偏向于控制动力伞的动能，即前向速度；反之将a1适当调小或将a2适当调大，则说明更偏向于控制动力伞的势能，即高度。具体地，可以结合实际应用设定a1和a2的取值，本发明对此可不做具体限定。

(3)控制器参数

可以基于线性模型确定单通道控制器的控制参数，以及耦合通道控制器的控制参数。作为一种示例，单通道控制器和耦合通道控制器可以为PID控制器。具体地，在整定PID控制器参数时，可以根据控制器的参数与动力伞动态性能和稳态性能之间的定性关系，用实验的方法调节获得控制器参数。

作为一种示例，为了减少需要整定的参数，可以先采用PI控制器。为了保证系统的安全，在调试开始时应设置比较保守的参数，例如，比例系数不要太大，积分时间不要太小，以避免出现系统不稳定或超调量过大的异常情况。给出一个阶跃给定信号，根据被控量的输出波形可以获得动力伞性能的信息，例如超调量和调节时间。如此，便可根据PID参数与动力伞性能的关系，反复调节获得PID的参数。举例来说，如果阶跃响应的超调量太大，经过多次振荡才能稳定或者根本不稳定，应减小比例系数、增大积分时间。如果阶跃响应没有超调量，但是被控量上升过于缓慢，过渡过程时间太长，应按相反的方向调整参数。如果消除误差的速度较慢，可以适当减小积分时间，增强积分作用。如果反复调节比例系数和积分时间，超调量仍然较大，则可以加入微分控制，微分时间可以从0逐渐增大，反复调节获得控制器的比例、积分和微分部分的参数。

综上可知，本发明的控制器参数至少可以包括P项和I项，且根据实际需求还可以进一步包括D项，本发明对此可不做具体限定。

需要说明的是，基于线性模型确定出的控制器参数，可以作为动力伞控制器的初始参数，在实际应用过程中，可以根据使用需求适当调整控制器参数，实现本发明控制动力伞飞行运动的目的，对此，可参见下文图9处所做介绍，此处暂不详述。

(4)动力伞控制器

可以利用上述单通道控制器、耦合通道控制器和非线性模型，构建本发明的动力伞控制器，具体可参见图3所示示意图，可包括：包含单通道控制器201的通道、包含耦合通道控制器202的通道、运行非线性模型的动力伞模型模块203。

以第一能量参数为高度、第二能量参数为前向速度为例，通过单通道控制器可以实现对动力伞高度的单独控制；此外，根据能量函数、高度和前向速度之间的关系，还可以在高度快速调节的情况下，通过耦合通道控制器实现前向速度的被动稳定。在一定程度上解决了耦合关系给高度控制、前向速度控制带来的不便。

也就是说，基于本发明的动力伞控制器，可以在第一能量参数精确控制的情况下，延缓对第二能量参数的控制，从而实现近似的单通道控制，减缓动力伞控制时的耦合震荡，增强动力伞的稳定性。需要说明的是，还可以调节能量函数中的比例系数a1、a2，实现对第二能量参数的延缓控制。另外，需要说明的是，结合上文所做介绍，本发明的耦合通道控制器的控制过程可视为是一种被动反馈控制的过程。

在一种可能的实施方式中，本发明的动力伞控制器还可以包括：包含偏航角控制器204的通道，可用于控制动力伞的转向。作为一种示例，偏航角控制器可以为PID控制器，可以参照上文介绍的方式，基于线性模型确定出偏航角控制器的控制器参数，此处不再赘述。

需要说明的是，为了验证本发明方案的有效性，本发明还进行了如下仿真实验。

(1)非线性模型的仿真实验

参见下表所示非线性模型相关的参数，可包含：翼伞的尺寸信息、与气动力相关的参数、与气动力矩相关的参数。

若选取油门控制动力伞的整体能力，即控制动力伞的前向速度，双侧拉控制动力伞的高度，在matlab环境下进行的仿真验证如下：

(a)油门输入

当油门输入增加时，动力伞的前向速度会增加，垂向速度(取指向大地方向为正向)会减小，动力伞呈现前向加速和向上运动的趋势，同时会导致翼伞的俯仰角增大，具体可参见图4a、4b所示，其中，图4a表示动力伞的输入示意图，图4b表示动力伞的输出示意图。

(b)双侧拉输入

当进行双侧输入时，动力伞质心的前向速度会减小，垂向速度会减小，动力伞呈现前向减速和向上运动的趋势，同时会导致俯仰角增大，具体可参见图5a、5b所示，其中，图5a表示动力伞的输入示意图，图5b表示动力伞的输出示意图。

(c)单侧拉输入

当进行单侧右拉输入时，翼伞出现右转，同时动力伞质心的北向速度减小，东向速度增大，具体可参见图6a、6b所示，其中，图6a表示动力伞的输入示意图，图6b表示动力伞的输出示意图。

(2)基于线性模型的动力伞控制器的仿真实验

将本发明构建的动力伞控制器应用到线性模型上(即图3所示动力伞模型模块中运行线性模型)，控制动力伞的前向速度和高度。由仿真结果可知，能够实现高度的控制和基于能量函数的前向速度的控制，且通道间的耦合影响被减弱，未出现通道间震荡现象，如此，就验证了本发明基于线性模型确定的控制器参数的有效性以及本发明控制方法的有效性，具体控制效果可参见图7所示示意图。其中，虚线表示期望值，实线表示实际值。

(3)基于非线性模型的动力伞控制器的仿真实验

将本发明构建的动力伞控制器应用到非线性模型上(即图3所示动力伞模型模块中运行非线性模型)，控制动力伞的前向速度和高度。由仿真结果可知，能够实现高度的控制和基于能量函数的前向速度的控制，也就是说，基于线型模型确定的控制器参数、构建的动力伞控制器，同样适用于非线性模型，如此，就验证了本发明控制方法的有效性以及鲁棒性。具体可参见图8a、8b所示，其中，图8a表示动力伞的输入示意图，图8b表示动力伞的输出示意图，虚线表示期望值，实线表示实际值。

参见图9，示出了本发明动力伞控制方法的流程图，可以利用图1所示方法构建的动力伞控制器，控制动力伞的飞行运动。该方法可以包括：

S301，当所述动力伞的第一能量参数与第一预设值不符时，调整所述动力伞控制器的单通道控制器的控制参数，使调整后第一能量参数与所述第一预设值相符。

由上文所做介绍可知，单通道控制器可以实现对第一能量参数的单独控制。具体地，可以先判断单通道控制器的原始控制参数，能否使第一能量参数与第一预设值相符，如果相符，则可维持原始控制参数不变；如果不相符，则说明需要调整单通道控制器的原始控制参数，使调整后控制参数对应的调整后第一能量参数，与第一预设值相符为止。

作为一种示例，单通道控制器的原始控制参数可以是基于线性模型确定出的控制参数。

以第一能量参数为高度为例，可以预先给定一个高度的爬升曲线，即高度随时间变化的曲线，通过监测动力伞的实际爬升曲线的方式，判断第一能量参数是否与第一预设值相符，如果实际爬升曲线与给定爬升曲线拟合度较好，则无需进行控制参数调整；反之，则需要调整单通道控制器的控制参数，直至实际爬升曲线与给定爬升曲线拟合度达到最好，可维持此时的控制参数不变。

同样地，若第一能量参数为前向速度，则可以预先给定一个速度的爬升曲线，即前向速度随时间变化的曲线，并参照上文所述方式调整单通道控制器的控制参数，本发明对此不再详述。

以第一能量参数为高度为例，则第一预设值指的是预设高度，通过上述步骤即可实现对动力伞高度的单独控制。当设定高度期望值时，可以通过调整单通道控制器的控制参数的方式，实现对动力伞飞行高度的控制。

以第一能量参数为前向速度为例，则第一预设值指的是预设速度，通过上述步骤即可实现对动力伞前向速度的单独控制。当设定前向速度期望值时，可以通过调整单通道控制器的控制参数的方式，实现对动力伞飞行速度(此处指前向速度)的控制。

S302，当所述动力伞的第二能量参数与第二预设值不符时，基于所述调整后第一能量参数，调整所述动力伞控制器的耦合通道控制器的控制参数，使调整后第二能量参数与所述第二预设值相符。

由上文所做介绍可知，耦合通道控制器可以基于第一能量参数和能量函数，实现对第二能量参数的被动控制。同样地，在单通道控制器完成调整后，可以判断耦合通道控制器的原始控制参数，能否使第二能量参数与第二预设值相符，如果相符，则维持原始控制参数不变；如果不相符，则说明需要调整耦合通道控制器的原始控制参数，使调整后控制参数对应的调整后第二能量参数，与第二预设值相符为止。

作为一种示例，耦合通道控制器的原始控制参数可以是基于线性模型确定出的控制参数。

需要说明的是，若第一能量参数为高度，第一预设值为预设高度，则第二能量参数为前向速度，第二预设值为预设速度。反之，若第一能量参数为前向速度，第一预设值为预设速度，则第二能量参数为高度，第二预设值为预设高度。另外，关于判断第二能量参数是否与第二预设值相符的方式，可以参照上文判断第一能量参数是否与第一预设值相符时所作介绍，此处不再赘述。

在一种可能的实施方式中，如果调整耦合通道控制器的控制参数，无法使第二能量参数与第二预设值相符，还可以适当调整能量函数中的比例系数a1和/或a2，即适当改变对第二能量参数的延缓控制程度，再返回继续调整耦合通道控制器的控制参数，直至调整后的第二能量参数与第二预设值相符为止。

综上可知，若单通道控制器和耦合通道控制器为PI控制器，那么，对于第一能量参数来说，至少对应有如下两个调节量：P项和I项；对于第二能量参数来说，至少对应有如下四个调节量：P项、I项、a1和a2，本发明对使用的调节量可不做具体限定。

与图1所示方法相对应，本发明实施例还提供一种动力伞控制器的构建装置400，参见图10所示示意图，所述装置可包括：

模型获取模块401，用于获取所述动力伞的非线性模型，所述非线性模型包括所述动力伞的相对运动变量；

控制参数确定模块402，用于将所述非线性模型转换为线性模型，并基于所述线性模型确定出单通道控制器的控制器参数以及耦合通道控制器的控制参数，所述单通道控制器用于控制所述动力伞的第一能量参数，所述耦合通道控制器基于所述第一能量参数控制所述动力伞的第二能量参数，所述第一能量参数与所述第二能量参数具有耦合关系；

控制器构建模块403，用于利用所述单通道控制器、所述耦合通道控制器和所述非线性模型，构建所述动力伞控制器，所述动力伞控制器用于控制所述动力伞的飞行运动。

可选地，所述控制参数确定模块，还用于基于所述线性模型确定出偏航角控制器的控制器参数，所述偏航角控制器用于控制所述动力伞的转向。

与图9所示方法相对应，本发明实施例还提供一种动力伞控制装置500，用于利用动力伞控制器控制所述动力伞的飞行运动。参见图11所示示意图，所述装置可包括：

单通道调整模块501，用于在所述动力伞的第一能量参数与第一预设值不符时，调整所述动力伞控制器的单通道控制器的控制参数，使调整后第一能量参数与所述第一预设值相符；

耦合通道调整模块502，用于在所述动力伞的第二能量参数与第二预设值不符时，基于所述调整后第一能量参数，调整所述动力伞控制器的耦合通道控制器的控制参数，使调整后第二能量参数与所述第二预设值相符。

可选地，所述耦合通道调整模块包括：

参数调整模块，用于调整所述耦合通道控制器的控制参数，获得调整后第二能量参数；

判断模块，用于判断所述参数调整模块获得的调整后第二能量参数是否与所述第二预设值相符；

比例系数调整模块，用于在所述判断模块判定不符时，调整能量函数中的比例系数a1和/或a2，并通知所述参数调整模块继续调整所述耦合通道控制器的控制参数，直至所述调整后的第二能量参数与所述第二预设值相符为止。

关于上述实施例中的装置，其中各个模块执行操作的具体方式已经在有关该方法的实施例中进行了详细描述，此处将不做详细阐述说明。

以上结合附图详细描述了本发明的优选实施方式，但是，本发明并不限于上述实施方式中的具体细节，在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种简单变型，这些简单变型均属于本发明的保护范围。

另外需要说明的是，在上述具体实施方式中所描述的各个具体技术特征，在不矛盾的情况下，可以通过任何合适的方式进行组合，为了避免不必要的重复，本发明对各种可能的组合方式不再另行说明。

此外，本发明的各种不同的实施方式之间也可以进行任意组合，只要其不违背本发明的思想，其同样应当视为本发明所公开的内容。

Claims (12)

1.一种动力伞控制器的构建方法，其特征在于，所述方法包括：

获取所述动力伞的非线性模型，所述非线性模型包括所述动力伞的相对运动变量；

将所述非线性模型转换为线性模型，并基于所述线性模型确定出单通道控制器的控制器参数以及耦合通道控制器的控制参数，所述单通道控制器用于控制所述动力伞的第一能量参数，所述耦合通道控制器基于所述第一能量参数控制所述动力伞的第二能量参数，所述第一能量参数与所述第二能量参数具有耦合关系；

利用所述单通道控制器、所述耦合通道控制器和所述非线性模型，构建所述动力伞控制器，所述动力伞控制器用于控制所述动力伞的飞行运动。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述动力伞包括翼伞、悬绳和负载，所述动力伞的非线性模型为：

$\begin{array}{c}\left[\begin{array}{cccc}-M_b{R}_b& 0& M_b{T}_b& T_b\\ 0& -(M_p+M_F)R_{cp}^{\×}& (M_p+M_F)T_p& -T_p\\ I_b& 0& 0& -R_{cb}^{\×}{T}_b\\ 0& I_p+I_F& 0& R_{cp}^{\×}{T}_b\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}\stackrel{\·}{{\mathrm{\ω}}_b}\\ \stackrel{\·}{{\mathrm{\ω}}_p}\\ \stackrel{\·}{V_c}\\ \stackrel{\·}{F_c}\end{array}\right]\\ =\left[\begin{array}{c}{F}_{bA}+F_{bG}-{\mathrm{\ω}}_b^{\×}{M}_b{\mathrm{\ω}}_b^{\×}{R}_{cb}+F_{pt}\\ F_{pA}+F_{pG}-{\mathrm{\ω}}_p^{\×}\left(M_p+M_F\right){\mathrm{\ω}}_p^{\×}{R}_{cp}+M_F{\mathrm{\ω}}_p^{\×}{T}_p{V}_c-{\mathrm{\ω}}_p^{\×}{M}_F{T}_p{V}_c\\ -{\mathrm{\ω}}_b^{\×}{I}_b{\mathrm{\ω}}_b+M_{bA}+f\left({\mathrm{\ω}}_b\right)\\ M_{pA}-{\mathrm{\ω}}_p^{\×}\left(I_p+I_F\right){\mathrm{\ω}}_p\end{array}\right]\end{array}$

其中，M_b表示负载的质量矩阵；R_b表示动力伞质心到负载质心的距离；M_p表示翼伞的质量；M_F表示附加质量；T_b表示大地惯性坐标系到负载坐标系的坐标变换矩阵；T_p表示大地惯性坐标系到翼伞坐标系的坐标变换矩阵；R_cp表示动力伞质心到翼伞质心这一向量的单位向量；R_cb表示动力伞质心到负载质心这一向量的单位向量；I_b表示负载的转动惯量；I_p表示翼伞的转动惯量；I_F表示附加转动惯量；ω_b表示负载的3轴转动速度；ω_p表示翼伞的3轴转动速度；V_c表示动力伞质心在大地惯性坐标系下的速度；F_c表示翼伞和负载之间的悬绳的受力；F_bA表示负载运动时受到的气动力；F_bG为负载的重力在负载坐标系下的表示；F_pA表示翼伞运动时受到的气动力；F_pG为翼伞的重力在翼伞坐标系下的表示；F_pt表示油门推进力；M_bA表示负载运动时受到的气动力矩；f(ω_b)表示负载转动时的阻尼项量；M_pA表示翼伞运动时受到的气动力矩；若v表示一个向量，v^×表示向量v的反对称阵。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，

所述第一能量参数为所述动力伞的高度，所述第二能量参数为所述动力伞的前向速度；或者，

所述第一能量参数为所述动力伞的前向速度，所述第二能量参数为所述动力伞的高度。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述耦合关系体现为如下能量函数：

E＝a1*V_x ²+a2*h

其中，a1*V_x ²表示动力伞的动能，a2*h表示动力伞的势能，V_x表示动力伞的前向速度，h表示动力伞的高度，a1和a2表示比例系数。

5.根据权利要求1至4任一项所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

基于所述线性模型确定出偏航角控制器的控制器参数，所述偏航角控制器用于控制所述动力伞的转向。

6.一种动力伞控制方法，其特征在于，利用权利要求1至5任一项所述方法构建动力伞控制器，所述动力伞控制器用于控制所述动力伞的飞行运动，所述方法包括：

当所述动力伞的第一能量参数与第一预设值不符时，调整所述动力伞控制器的单通道控制器的控制参数，使调整后第一能量参数与所述第一预设值相符；

当所述动力伞的第二能量参数与第二预设值不符时，基于所述调整后第一能量参数，调整所述动力伞控制器的耦合通道控制器的控制参数，使调整后第二能量参数与所述第二预设值相符。

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述调整所述动力伞控制器的耦合通道控制器的控制参数，使调整后第二能量参数与所述第二预设值相符，包括：

调整所述耦合通道控制器的控制参数，获得调整后第二能量参数；

判断所述调整后第二能量参数是否与所述第二预设值相符，如果不符，则调整能量函数中的比例系数a1和/或a2，再返回执行所述调整所述耦合通道控制器的控制参数的步骤，直至所述调整后的第二能量参数与所述第二预设值相符为止。

8.根据权利要求6或7所述的方法，其特征在于，

所述第一能量参数为高度，所述第一预设值为预设高度；所述第二能量参数为前向速度，所述第二预设值为预设速度；

或者，

所述第一能量参数为前向速度，所述第一预设值为预设速度；所述第二能量参数为高度，所述第二预设值为预设高度。

9.一种动力伞控制器的构建装置，其特征在于，所述装置包括：

模型获取模块，用于获取所述动力伞的非线性模型，所述非线性模型包括所述动力伞的相对运动变量；

控制参数确定模块，用于将所述非线性模型转换为线性模型，并基于所述线性模型确定出单通道控制器的控制器参数以及耦合通道控制器的控制参数，所述单通道控制器用于控制所述动力伞的第一能量参数，所述耦合通道控制器基于所述第一能量参数控制所述动力伞的第二能量参数，所述第一能量参数与所述第二能量参数具有耦合关系；

控制器构建模块，用于利用所述单通道控制器、所述耦合通道控制器和所述非线性模型，构建所述动力伞控制器，所述动力伞控制器用于控制所述动力伞的飞行运动。

10.根据权利要求9所述的装置，其特征在于，

所述控制参数确定模块，还用于基于所述线性模型确定出偏航角控制器的控制器参数，所述偏航角控制器用于控制所述动力伞的转向。

11.一种动力伞控制装置，其特征在于，用于利用动力伞控制器控制所述动力伞的飞行运动，所述装置包括：

单通道调整模块，用于在所述动力伞的第一能量参数与第一预设值不符时，调整所述动力伞控制器的单通道控制器的控制参数，使调整后第一能量参数与所述第一预设值相符；

耦合通道调整模块，用于在所述动力伞的第二能量参数与第二预设值不符时，基于所述调整后第一能量参数，调整所述动力伞控制器的耦合通道控制器的控制参数，使调整后第二能量参数与所述第二预设值相符。

12.根据权利要求11所述的装置，其特征在于，所述耦合通道调整模块包括：

参数调整模块，用于调整所述耦合通道控制器的控制参数，获得调整后第二能量参数；

判断模块，用于判断所述参数调整模块获得的调整后第二能量参数是否与所述第二预设值相符；

比例系数调整模块，用于在所述判断模块判定不符时，调整能量函数中的比例系数a1和/或a2，并通知所述参数调整模块继续调整所述耦合通道控制器的控制参数，直至所述调整后的第二能量参数与所述第二预设值相符为止。