CN110187634A - 飞行器的控制方法、装置和计算机可读存储介质 - Google Patents

Abstract

本公开涉及一种飞行器的控制方法、装置和计算机可读存储介质，涉及控制技术领域。该方法包括：根据飞行器的控制效率矩阵G、第一姿态角期望控制量ul和第二姿态角期望控制量um，计算执行机构控制量向量δ的估计值δ′；在δ′中存在饱和控制量的情况下，根据δ′中的控制量、第三姿态角期望控制量un和油门期望控制量ut确定第一饱和系数，根据第一饱和系数对ut进行调整，以获取调整后的油门期望控制量ut′；根据δ′中的控制量、un和ut′确定第二饱和系数，根据第二饱和系数对ul和um进行调整，以获取调整后的第一姿态角期望控制量ul′和调整后的第二姿态角期望控制量um′；根据ul′、um′、ut′、un和G计算δ。该方法和装置能够解决控制饱和问题，避免了飞行器失控。

Description

飞行器的控制方法、装置和计算机可读存储介质

技术领域

本公开涉及控制技术领域，特别涉及一种飞行器的控制方法、飞行器的装置和计算机可读存储介质。

背景技术

无人驾驶飞行器可以分为无人直升机、无人固定翼机、无人多旋翼飞行器等种类。尤其是其中的多旋翼飞行器，作为一种布局新颖、机动能力灵活的飞行平台，目前已被应用在物流运输中。但是，多旋翼飞行器是一种复杂的非线性、强耦合、多输入多输出的动力学系统，因此，相对一般的控制对象，多旋翼飞行器具有更为复杂的控制过程。

相关技术通过求取飞行器的控制效率矩阵，将期望滚转控制量、期望俯仰控制量、期望偏航控制量和期望油门控制量转换为飞行器的各执行机构的实际控制量。

发明内容

本公开的发明人发现上述相关技术中存在如下问题：计算出的实际控制量往往超出各执行机构能够达到的物理边界，从而导致了控制饱和问题，造成飞行器失控。针对上述问题，本公开提出了一种能够解决控制饱和问题的飞行器控制技术方案，从而避免了飞行器失控。

根据本公开的一些实施例，提供了一种飞行器的控制方法，包括：根据飞行器的控制效率矩阵G、第一姿态角期望控制量ul和第二姿态角期望控制量um，计算所述飞行器的执行机构控制量向量δ的估计值δ′；在δ′中存在饱和控制量的情况下，根据δ′中的控制量、第三姿态角期望控制量un和油门期望控制量ut确定第一饱和系数，根据所述第一饱和系数对ut进行调整，以获取调整后的油门期望控制量ut′；根据所述δ′中的控制量、un和ut′确定第二饱和系数，根据所述第二饱和系数对ul和um进行调整，以获取调整后的第一姿态角期望控制量ul′和调整后的第二姿态角期望控制量um′；根据ul′、um′、ut′、un和G计算δ。

可选地，获取δ′中幅值最大的饱和控制量rp；根据所述第三姿态角期望控制量un计算预留控制量C_re；根据所述油门期望控制量ut计算控制余量C_ma；将rp+C_re-C_ma和|ut|-ut_bo二者中值小的一个确定为所述第一饱和系数，ut_bo为所述飞行器的油门补偿边界值。

可选地，根据所述调整后的油门期望控制量ut′计算新的控制余量C_ma′；根据所述幅值最大的饱和控制量rp、所述预留控制量C_re和C_ma′确定所述第二饱和系数。

可选地，根据所述调整后的第一姿态角期望控制量ul′、调整后的第二姿态角期望控制量um′、调整后的油门期望控制量ut′和所述控制效率矩阵G计算所述执行机构控制量向量δ的第一分量向量δ₁；根据所述第三姿态角期望控制量un和G计算δ的第二分量向量δ₂；在δ₁+δ₂中存在饱和控制量的情况下，根据δ₁和δ₂中的控制量确定第三饱和系数，根据所述第三饱和系数对un进行调整，以获取调整后的第三姿态角期望控制量un′；根据un′和G计算新的第二分量向量δ₂′；将δ₁+δ₂′确定为δ。

可选地，在所述第一分量向量δ₁和所述第二分量向量δ₂中获取与δ₁+δ₂中的各饱和控制量对应的各控制量；根据所述对应的各控制量计算各候选饱和系数；将所述各候选饱和系数中最小的一个确定为所述第三饱和系数。

根据本公开的另一些实施例，提供一种飞行器的控制装置，包括：控制量矩阵估计模块，用于根据飞行器的控制效率矩阵G、第一姿态角期望控制量ul和第二姿态角期望控制量um，计算所述飞行器的执行机构控制量向量δ的估计值δ′；油门控制量调整模块，用于在δ′中存在饱和控制量的情况下，根据δ′中的控制量、第三姿态角期望控制量un和油门期望控制量ut确定第一饱和系数，根据所述第一饱和系数对ut进行调整，以获取调整后的油门期望控制量ut′；姿态控制量调整模块，用于根据所述δ′中的控制量、un和ut′确定第二饱和系数，根据所述第二饱和系数对ul和um进行调整，以获取调整后的第一姿态角期望控制量ul′和调整后的第二姿态角期望控制量um′；控制量矩阵确定模块，用于根据ul′、um′、ut′、un和G计算δ。

可选地，所述油门控制量调整模块获取δ′中幅值最大的饱和控制量rp，根据所述第三姿态角期望控制量un计算预留控制量C_re，根据所述油门期望控制量ut计算控制余量C_ma，将rp+C_re-C_ma和|ut|-ut_bo二者中值小的一个确定为所述第一饱和系数，ut_bo为所述飞行器的油门补偿边界值。

可选地，所述姿态控制量调整模块根据所述调整后的油门期望控制量ut′计算新的控制余量C_ma′，根据所述幅值最大的饱和控制量rp、所述预留控制量C_re和C_ma ^′确定所述第二饱和系数。

可选地，所述控制量矩阵确定模块根据所述调整后的第一姿态角期望控制量ul′、调整后的第二姿态角期望控制量um′、调整后的油门期望控制量ut′和所述控制效率矩阵G计算所述执行机构控制量向量δ的第一分量向量δ₁，根据所述第三姿态角期望控制量un和G计算δ的第二分量向量δ₂，在δ₁+δ₂中存在饱和控制量的情况下，根据δ₁和δ₂中的控制量确定第三饱和系数，根据所述第三饱和系数对un进行调整，以获取调整后的第三姿态角期望控制量un′，根据un′和G计算新的第二分量向量δ₂′，将δ₁+δ₂′确定为δ。

可选地，所述控制量矩阵确定模块在所述第一分量向量δ₁和所述第二分量向量δ₂中获取与δ₁+δ₂中的各饱和控制量对应的各控制量，根据所述对应的各控制量计算各候选饱和系数，将所述各候选饱和系数中最小的一个确定为所述第三饱和系数。

根据本公开的又一些实施例，提供一种飞行器的控制装置，包括：存储器耦接至所述存储器的处理器，所述处理器被配置为基于存储在所述存储器装置中的指令，执行上述任一个实施例所述的飞行器的控制方法。

根据本公开的再一些实施例，提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现上述任一个实施例所述的飞行器的控制方法。

在上述实施例中，优先考虑三个姿态期望控制量中的两个，对实际控制量进行预分配。然后根据预分配结果的控制饱和程度对油门期望控制量和姿态角期望控制量进行调整。最后根据调整后的期望控制量计算飞行器的实际控制量。这样可以针对预分配的控制饱和程度对各期望控制量进行调整后再重新分配控制量，从而解决了控制饱和问题，避免了飞行器失控。

附图说明

构成说明书的一部分的附图描述了本公开的实施例，并且连同说明书一起用于解释本公开的原理。

参照附图，根据下面的详细描述，可以更加清楚地理解本公开，其中：

图1示出本公开的飞行器的控制方法的一些实施例的流程图。

图2示出本公开的第一饱和系数的计算方法的一些实施例的流程图。

图3示出本公开的第二饱和系数的计算方法的一些实施例的流程图。

图4示出本公开的计算执行机构控制量向量的方法的一些实施例的流程图。

图5示出本公开的第三饱和系数的计算方法的一些实施例的流程图。

图6示出本公开的飞行器的控制装置的一些实施例的框图。

图7示出本公开的飞行器的控制装置的另一些实施例的框图。

具体实施方式

现在将参照附图来详细描述本公开的各种示例性实施例。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本公开的范围。

同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。

以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本公开及其应用或使用的任何限制。

对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。

在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。

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讨论。

对于飞行器，例如多旋翼飞行器，可以根据姿态跟踪指令和姿态状态信息利用姿态控制律计算出4个期望控制量：期望滚转控制量、期望俯仰控制量、期望偏航控制量和期望油门控制量。基于这4个期望控制量可以形成4个控制通道，从而将总控制量分配给飞行器的各执行机构，即可以求取各执行机构的实际控制量。

但是，利用相关技术计算出的4个期望控制量中有可能存在较大的值，从而导致求取的实际控制量超过了执行机构能够达到的物理边界，即造成了控制饱和，最终导致飞行器失控。

针对上述控制饱和问题，本公开的发明人发现可以先基于4个控制通道中的两个对总控制量进行预分配。如果出现了控制饱和问题，可以根据饱和的程度对选取的两个控制通道进行调整，从而解决控制饱和问题。

另外，由于受到飞行器的油门补偿最大量和飞行器能够达到的最大姿态等因素的限制，能够提供的总控制量是有限的。有限的总控制量往往无法同时满足所有控制通道的控制需求。因此，无差别地分配控制量会导致分配结果无法适应实际应用场景。

针对上述应用场景适应问题，本公开的发明人发现可以根据实际应用场景，为各姿态控制通道设置分配优先级。例如，在保证飞行器大动态飞行或是出现动力系统故障的场景中，可以优先保证滚转控制通道和俯仰控制通道的需求，置后甚至放弃偏航控制通道的需求。在下面的实施例中，将以大动态飞行场景为例说明本公开的技术方案。

具体可以通过下面的实施例来实现本公开的技术方案。

图1示出本公开的飞行器的控制方法的一些实施例的流程图。

如图1所示，该方法包括：步骤110，计算执行机构控制量向量估计值；步骤120，调整油门期望控制量；步骤130，调整第一和第二姿态角期望控制量；步骤140，计算执行机构控制量向量。

在执行步骤110之前，可以根据飞行器的姿态控制率和执行机构的分布情况等计算进行控制量分配的一些必要参数。

在一些实施例中，多旋翼飞行器具有I个执行机构，第i个执行机构对滚转、俯仰、偏航和油门4个控制通道的控制效率为g_li、g_mi、g_ni和g_ti，i∈{1,2……I}。所有执行机构对4个控制通道的控制效率矩阵G为：

可以根据多旋翼飞行器的执行机构的分布位置计算G和G^-1。例如，对于Y型六旋翼飞行器，G^-1可以为：

对于其它类型的飞行器，由于执行机构的分布位置不同，G^-1的维度和具体数值也不同。各执行机构的实际控制量构成的执行机构控制量向量为：

δ＝[c₁，c₂，…，c_I]^T

滚转、俯仰、偏航和油门4个控制通道产生的期望控制量向量为：

U＝[ul，um，un，ut]^T

G、δ和U的关系可以表示为U＝G·δ或δ＝G^-1·U。

根据上面的公式，总控制量的分配问题就可以转化为在利用控制律计算出U之后，根据G计算出合适的δ的过程。例如，首先，可以通过多旋翼飞行器的导航设备获取飞行器当前的位置和姿态信息。然后，结合预设的位置和姿态指令，计算当前的位置和姿态的控制误差。最后，利用多旋翼飞行器的位置和姿态控制律，计算出期望控制量向量U。

计算出了G^-1和U之后，就可以根据步骤110-140进行控制量分配了。

在步骤110中，根据期望控制量向量U中的第一姿态角期望控制量ul和第二姿态角期望控制量um和飞行器的控制效率矩阵G，计算飞行器的执行机构控制量向量δ的估计值δ′。

在一些实施例中，针对无人机的大动态飞行场景，第一姿态角可以为滚转角、第二姿态角可以为俯仰角。然后根据滚转角期望控制量ul和俯仰角期望控制量um先对总控制量进行一次预分配——计算δ′。例如，可以取G^-1的前两列和U中的ul和um，根据公式δ＝G^-1·U对控制量进行预分配以计算出δ′。

根据步骤110计算出的δ′是基于滚转控制通道和俯仰控制通道对总控制量的预分配结果。这样一方面可以针对大动态飞行场景的特点，优先考虑滚转控制通道和俯仰控制通道的需求，合理分配总控制量，从而提高控制效率。另一方面可以根据预分配的结果判断是否存在控制饱和并作出相应的调整，以解决控制饱和问题。

在步骤120中，在δ′中存在饱和控制量的情况下，根据δ′中的控制量、第三姿态角期望控制量un和油门期望控制量ut确定第一饱和系数。根据第一饱和系数对ut进行调整，以获取调整后的油门期望控制量ut′。例如，与前面的实施例对应，第三姿态角为偏航角。例如，可以通过图2中的步骤实现步骤120。

图2示出本公开的第一饱和系数的计算方法的一些实施例的流程图。

如图2所示，在步骤1201中，获取δ′中幅值最大的饱和控制量rp。

在一些实施例中，δ′与δ一样为I×1的向量，可以逐个判断δ′中的控制量的幅值是否超过其对应的执行机构能够达到的物理边界，从而判断δ′中的各控制量是否为饱和控制量。如果δ′中存在饱和控制量，提取其中幅值最大的饱和控制量rp作。rp可以作为表征此次预分配结果δ′的饱和程度的一个参量。

在步骤1202中，根据第三姿态角期望控制量un计算预留控制量C_re。

在一些实施例中，可以根据偏航角期望控制量un计算预留控制量C_re。由于之前是基于滚转控制通道和俯仰控制通道对总控制量进行预分配，因此可以通过计算C_re为偏航控制通道预留一部分控制量，以保证能够兼顾偏航控制通道。例如，C_re可以表示为：

T取值范围为0到1，具体可以根据多旋翼飞行器的偏航控制效率确定，例如，T可以取值为0.05。T越小偏航控制通道在此次预分配中占的比重越小。T越大偏航控制通道在总此次预分配中占的比重越大，相应的俯仰、滚转控制通道占的比重越小。T过大会导致俯仰、滚转控制通道的最大控制性能下降。T若取0则表示在此次预分配中不考虑偏航控制通道。

在步骤1203中，根据油门期望控制量ut计算控制余量C_ma。

在一些实施例中，可以根据油门期望控制量ut计算控制余量C_ma。例如，可以设定C_ma＝1-|ut|。还可以根据多旋翼飞行器的最大姿态或者油门补偿的最大量来确定油门补偿边界值ut_bo。C_ma和ut_bo可以表征在预分配后控制系统能够为飞行器提供的控制量。

步骤1201、步骤1202和步骤1203也可以按任意顺序执行，或并行执行。

在步骤1204中，可以通过公式rp+C_re-C_ma和|ut|-ut_bo分别基于控制余量和能够提供的最大控制量两种角度计算此次预分配的油门控制通道的饱和程度。例如，可以将两个计算结果中值小的一个确定为第一饱和系数S₁。

由于第一饱和系数表征了此次预分配的油门控制通道的饱和程度，因此可以利用第一饱和系数调整油门期望控制量ut，以获取调整后的油门期望控制量ut′：

ut'＝|ut|-S₁＝|ut|-min{rp+C_re-C_ma，|ut|-ut_bo}

这样就可以保证ut′不会在总控制量分配过程中导致控制饱和问题。

基于ut′可以通过步骤130继续调整滚转角期望控制量ul和俯仰角期望控制量um，以避免滚转和俯仰控制通道导致控制饱和问题。

在步骤130中，根据δ′中的控制量、un和ut′确定第二饱和系数，根据第二饱和系数对ul和um进行调整，以获取调整后的第一姿态角期望控制量ul′和调整后的第二姿态角期望控制量um′。例如，可以通过图3中的步骤实现步骤130。

图3示出本公开的第二饱和系数的计算方法的一些实施例的流程图。

如图3所示，在步骤1301中，计算新的控制余量C_ma′。在一个实施例中，由于油门的期望控制量已经调整为ut′，因此需要基于ut′重新计算控制余量。例如，新的控制余量C_ma′＝1-|ut′|。

在步骤1302中，确定第二饱和系数。在一个实施例中，第二饱和系数应该是能够表征在此次预分配过程中滚转和俯仰控制通道的饱和程度。因此，第二饱和系数S₂作为调整参数应该是与控制余量成正比，与已分配的控制量成反比的物理量。例如，第二饱和系数S₂可以为：

可以根据下面的公式对ul和um进行调整，以获取ul′和um′：

ul'＝ul·S₂

um′＝um·S₂

这样就可以保证ul′和um′不会在总控制量分配过程中导致控制饱和问题。

在步骤140中，根据ul′、um′、ut′、un和G计算δ。由于ul′、um′和ut′均是针对预分配饱和情况调整后的期望控制量，因此，可以通过公式δ＝G^-1·U直接计算滚转、俯仰和油门控制通道对应的执行机构的实际控制量，然后再单独处理偏航控制通道。具体可以通过图4中的步骤实现。

图4示出本公开的计算执行机构控制量向量的方法的一些实施例的流程图。

如图4所示，该方法包括：步骤1401，计算第一分量向量；步骤1402，计算第二分量向量；步骤1403，调整第三姿态角期望控制量；步骤1404，计算新的第二分量向量；步骤1405，确定执行机构控制量向量。

在步骤1401中，根据调整后的第一姿态角期望控制量ul′、调整后的第二姿态角期望控制量um′、调整后的油门期望控制量ut′和控制效率矩阵G计算执行机构控制量向量δ的第一分量向量δ₁。

在一些实施例中，取矩阵G^-1的第1、2、4列和期望控制量ul′、um′、ut′，根据公式通过公式δ＝G^-1·U计算执行机构控制量向量δ的第一分量向量δ₁＝[c₁₁,c₁₂,…,c_1I]^T。δ₁是基于调整后的滚转、俯仰和油门控制通道计算的执行机构的实际控制量，不会出现控制饱和问题。

在步骤1402中，根据第三姿态角期望控制量un和G计算δ的第二分量向量δ₂＝[c₂₁,c₂₂,…,c_2I]^T。

在一些实施例中，取矩阵G^-1的第3列和期望控制量un，根据公式通过公式δ＝G^-1·U计算执行机构控制量向量δ的第二分量向量δ₂。un并未在步骤110-130中进行调整，因此δ₂中可能存在造成控制饱和的饱和控制量。

在步骤1403中，在δ₁+δ₂中存在饱和控制量的情况下，根据δ₁和δ₂中的控制量确定第三饱和系数，根据第三饱和系数对un进行调整，以获取调整后的第三姿态角期望控制量un′。第三饱和系数S₃应该是能够表征δ₂中的饱和控制量的饱和程度的物理量。因此，S₃作为调整参数应该与δ₂中的饱和控制量成反比，与相应执行机构的控制余量成正比。例如，可以通过图5中的步骤计算第三饱和系数。

图5示出本公开的第三饱和系数的计算方法的一些实施例的流程图。

如图5所示，在步骤501中，在第一分量向量δ₁和第二分量向量δ₂中获取与δ₁+δ₂中的各饱和控制量对应的各控制量。

在一些实施例中，δ₁+δ₂中的控制量i表示对于执行机构i的实际控制量。如果控制量i为饱和控制量，则可以确定δ₁和δ₂中对于执行机构i的实际控制量c_1i和c_2i为对应的各控制量，c_2i是造成控制饱和的原因。可以有一个或多个饱和控制量。

在步骤502中，根据对应的各控制量计算各候选饱和系数。

在步骤503中，将各候选饱和系数中最小的一个确定为第三饱和系数。

在一些实施例中，可以通过下面的公式计算S₃：

基于多个饱和控制量可以计算出多个候选饱和系数，可以选择其中最小的作为S₃。因此，S₃是能够表征δ₂中的饱和控制量的饱和程度的物理量。可以通过公式un′＝un·S₃来调整un，以保证un′不会造成控制饱和。

取矩阵G^-1的3行和un′，根据公式通过公式δ＝G^-1·U计算新的第二分量向量δ₂′，并将将δ₁+δ₂′确定为δ，这样就可以保证控制量的最终分配结果δ中不会出现饱和控制量。

上述实施例中，优先考虑三个姿态期望控制量中的两个，对实际控制量进行预分配，然后根据预分配结果的控制饱和程度对油门期望控制量和姿态角期望控制量进行调整，最后根据调整后的期望控制量计算飞行器的实际控制量。这样可以针对预分配的控制饱和程度对各期望控制量进行调整，从而解决了控制饱和问题，提高了控制效果。

图6示出本公开的飞行器的控制装置的一些实施例的框图。

如图6所示，装置6包括控制量矩阵估计模块61、油门控制量调整模块62、姿态控制量调整模块63和控制量矩阵确定模块64。

控制量矩阵估计模块61根据飞行器的控制效率矩阵G、第一姿态角期望控制量ul和第二姿态角期望控制量um，计算飞行器的执行机构控制量向量δ的估计值δ′。

油门控制量调整模块62在δ′中存在饱和控制量的情况下，根据δ′中的控制量、第三姿态角期望控制量tn和油门期望控制量ut确定第一饱和系数，根据第一饱和系数对ut进行调整，以获取调整后的油门期望控制量ut′。

在一些实施例中，油门控制量调整模块62获取δ′中幅值最大的饱和控制量rp。根据第三姿态角期望控制量un计算预留控制量C_re。根据油门期望控制量ut计算控制余量C_ma。将rp+C_re-C_ma和|ut|-ut_bo二者中值小的一个确定为第一饱和系数，ut_bo为飞行器的油门补偿边界值。

姿态控制量调整模块63根据δ′中的控制量、un和ut′确定第二饱和系数，根据第二饱和系数对ul和um进行调整，以获取调整后的第一姿态角期望控制量ul′和调整后的第二姿态角期望控制量um′。

在一些实施例中，姿态控制量调整模块63根据调整后的油门期望控制量ut′计算新的控制余量C_ma′，根据幅值最大的饱和控制量rp、预留控制量C_re和C_ma′确定第二饱和系数。

控制量矩阵确定模块64根据ul′、um′、ut′、un和G计算δ。

在一些实施例中，控制量矩阵确定模块64根据调整后的第一姿态角期望控制量ul′、调整后的第二姿态角期望控制量um′、调整后的油门期望控制量ut′和控制效率矩阵G计算执行机构控制量向量δ的第一分量向量δ₁。根据第三姿态角期望控制量un和G计算δ的第二分量向量δ₂。在δ₁+δ₂中存在饱和控制量的情况下，根据δ₁和δ₂中的控制量确定第三饱和系数，根据第三饱和系数对un进行调整，以获取调整后的第三姿态角期望控制量un′。根据un′和G计算新的第二分量向量δ₂′，将δ₁+δ₂′确定为δ。

在一些实施例中，控制量矩阵确定模块64在第一分量向量δ₁和第二分量向量δ₂中获取与δ₁+δ₂中的各饱和控制量对应的各控制量。根据对应的各控制量计算各候选饱和系数，将各候选饱和系数中最小的一个确定为第三饱和系数。

上述实施例中，优先考虑三个姿态期望控制量中的两个，对实际控制量进行预分配，然后根据预分配结果的控制饱和程度对油门期望控制量和姿态角期望控制量进行调整，最后根据调整后的期望控制量计算飞行器的实际控制量。这样可以针对预分配的控制饱和程度对各期望控制量进行调整，从而解决了控制饱和问题，提高了控制效果。

图7示出本公开的飞行器的控制装置的另一些实施例的框图。

如图7所示，该实施例的装置7包括：存储器71和耦接至该存储器71的处理器72，处理器72被配置为基于存储在存储器71中的指令，执行本公开中任意一个实施例中的飞行器的控制方法。

存储器71例如可以包括系统存储器、固定非易失性存储介质等。系统存储器例如存储有操作系统、应用程序、引导装载程序(Boot Loader)、数据库以及其他程序等。

本领域内的技术人员应当明白，本公开的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本公开可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本公开可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用非瞬时性存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。

至此，已经详细描述了根据本公开的飞行器的控制方法、装置和计算机可读存储介质。为了避免遮蔽本公开的构思，没有描述本领域所公知的一些细节。本领域技术人员根据上面的描述，完全可以明白如何实施这里公开的技术方案。

可能以许多方式来实现本公开的方法和系统。例如，可通过软件、硬件、固件或者软件、硬件、固件的任何组合来实现本公开的方法和系统。用于所述方法的步骤的上述顺序仅是为了进行说明，本公开的方法的步骤不限于以上具体描述的顺序，除非以其它方式特别说明。此外，在一些实施例中，还可将本公开实施为记录在记录介质中的程序，这些程序包括用于实现根据本公开的方法的机器可读指令。因而，本公开还覆盖存储用于执行根据本公开的方法的程序的记录介质。

虽然已经通过示例对本公开的一些特定实施例进行了详细说明，但是本领域的技术人员应该理解，以上示例仅是为了进行说明，而不是为了限制本公开的范围。本领域的技术人员应该理解，可在不脱离本公开的范围和精神的情况下，对以上实施例进行修改。本公开的范围由所附权利要求来限定。

Claims (12)

1.一种飞行器的控制方法，包括：

根据飞行器的控制效率矩阵G、第一姿态角期望控制量ul和第二姿态角期望控制量um，计算所述飞行器的执行机构控制量向量δ的估计值δ′；

在δ′中存在饱和控制量的情况下，根据δ′中的控制量、第三姿态角期望控制量un和油门期望控制量ut确定第一饱和系数；

根据所述第一饱和系数对ut进行调整，以获取调整后的油门期望控制量ut′；

根据所述δ′中的控制量、un和ut确定第二饱和系数；

根据所述第二饱和系数对ul和um进行调整，以获取调整后的第一姿态角期望控制量ul′和调整后的第二姿态角期望控制量um′；

根据ul′、um′、ut′、un和G计算δ。

2.根据权利要求1所述的控制方法，其中，所述确定第一饱和系数包括：

获取δ′中幅值最大的饱和控制量rp；

根据所述第三姿态角期望控制量un计算预留控制量C_re；

根据所述油门期望控制量ut计算控制余量C_ma；

将rp+C_re-C_ma和|ut|-ut_bo二者中值小的一个确定为所述第一饱和系数，ut_bo为所述飞行器的油门补偿边界值。

3.根据权利要求2所述的控制方法，其中，所述确定第二饱和系数包括：

根据所述调整后的油门期望控制量ut′计算新的控制余量C_ma′；

根据所述幅值最大的饱和控制量rp、所述预留控制量C_re和C_ma′确定所述第二饱和系数。

4.根据权利要求1所述的控制方法，其中，所述计算δ包括：

根据所述调整后的第一姿态角期望控制量ul′、调整后的第二姿态角期望控制量um′、调整后的油门期望控制量ut′和所述控制效率矩阵G计算所述执行机构控制量向量δ的第一分量向量δ₁；

根据所述第三姿态角期望控制量un和G计算δ的第二分量向量δ₂；

在δ₁+δ₂中存在饱和控制量的情况下，根据δ₁和δ₂中的控制量确定第三饱和系数，根据所述第三饱和系数对un进行调整，以获取调整后的第三姿态角期望控制量un′；

根据un′和G计算新的第二分量向量δ₂′；

将δ₁+δ₂确定为δ。

5.根据权利要求4所述的控制方法，其中，所述确定第三饱和系数包括：

在所述第一分量向量δ₁和所述第二分量向量δ₂中获取与δ₁+δ₂中的各饱和控制量对应的各控制量；

根据所述对应的各控制量计算各候选饱和系数；

将所述各候选饱和系数中最小的一个确定为所述第三饱和系数。

6.一种飞行器的控制装置，包括：

控制量矩阵估计模块，用于根据飞行器的控制效率矩阵G、第一姿态角期望控制量ul和第二姿态角期望控制量um，计算所述飞行器的执行机构控制量向量δ的估计值δ′；

油门控制量调整模块，用于在δ′中存在饱和控制量的情况下，根据δ′中的控制量、第三姿态角期望控制量un和油门期望控制量ut确定第一饱和系数，根据所述第一饱和系数对ut进行调整，以获取调整后的油门期望控制量ut′；

姿态控制量调整模块，用于根据所述δ′中的控制量、un和ut确定第二饱和系数，根据所述第二饱和系数对ul和um进行调整，以获取调整后的第一姿态角期望控制量ul′和调整后的第二姿态角期望控制量um′；

控制量矩阵确定模块，用于根据ul′、um′、ut′、un和G计算δ。

7.根据权利要求6所述的控制装置，其中，

所述油门控制量调整模块获取δ′中幅值最大的饱和控制量rp，根据所述第三姿态角期望控制量un计算预留控制量C_re，根据所述油门期望控制量ut计算控制余量C_ma，将rp+C_re-C_ma和|ut|-ut_bo二者中值小的一个确定为所述第一饱和系数，ut_bo为所述飞行器的油门补偿边界值。

8.根据权利要求7所述的控制装置，其中，

所述姿态控制量调整模块根据所述调整后的油门期望控制量ut′计算新的控制余量C_ma′，根据所述幅值最大的饱和控制量rp、所述预留控制量C_re和C_ma′确定所述第二饱和系数。

9.根据权利要求6所述的控制装置，其中，

所述控制量矩阵确定模块根据所述调整后的第一姿态角期望控制量ul′、调整后的第二姿态角期望控制量um′、调整后的油门期望控制量ut′和所述控制效率矩阵G计算所述执行机构控制量向量δ的第一分量向量δ₁，根据所述第三姿态角期望控制量un和G计算δ的第二分量向量δ₂，在δ₁+δ₂中存在饱和控制量的情况下，根据δ₁和δ₂中的控制量确定第三饱和系数，根据所述第三饱和系数对un进行调整，以获取调整后的第三姿态角期望控制量un′，根据un′和G计算新的第二分量向量δ₂′，将δ₁+δ₂′确定为δ。

10.根据权利要求9所述的控制装置，其中，

所述控制量矩阵确定模块在所述第一分量向量δ₁和所述第二分量向量δ₂中获取与δ₁+δ₂中的各饱和控制量对应的各控制量，根据所述对应的各控制量计算各候选饱和系数，将所述各候选饱和系数中最小的一个确定为所述第三饱和系数。

11.一种飞行器的控制装置，包括：

存储器；和

耦接至所述存储器的处理器，所述处理器被配置为基于存储在所述存储器装置中的指令，执行权利要求1-5任一项所述的飞行器的控制方法。

12.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现权利要求1-5任一项所述的飞行器的控制方法。