CN112650293A - 一种飞行器抗扰动控制方法、系统及装置 - Google Patents

一种飞行器抗扰动控制方法、系统及装置 Download PDF

Info

Publication number
CN112650293A
CN112650293A CN202011605963.6A CN202011605963A CN112650293A CN 112650293 A CN112650293 A CN 112650293A CN 202011605963 A CN202011605963 A CN 202011605963A CN 112650293 A CN112650293 A CN 112650293A
Authority
CN
China
Prior art keywords
aircraft
control
model
ring
acceleration
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.)
Pending
Application number
CN202011605963.6A
Other languages
English (en)
Inventor
刘书林
徐彬
王雨桐
刘春桃
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.)
Beijing Institute of Technology BIT
Chongqing Innovation Center of Beijing University of Technology
Original Assignee
Beijing Institute of Technology BIT
Chongqing Innovation Center of Beijing University of Technology
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 Beijing Institute of Technology BIT, Chongqing Innovation Center of Beijing University of Technology filed Critical Beijing Institute of Technology BIT
Priority to CN202011605963.6A priority Critical patent/CN112650293A/zh
Publication of CN112650293A publication Critical patent/CN112650293A/zh
Pending legal-status Critical Current

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
    • G05D1/10—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器扰动控制方法、系统及装置，所述方法包括：获取飞行器的当前加速度值；将所述当前加速度值与加速度给定值进行比较，判断比较结果是否满足预设比较条件；在所述比较结果不满足所述预设比较条件的情况下，对所述飞行器进行控制。上述的控制方法中，通过获取飞行器的当前加速度值，在当前加速度值与加速度给定值不相同的情况下，对飞行器其进行控制，由于加速度是直接对力的测量，具有周期短、频率响应快的特点，因此大大提高了系统的响应速度。

Description

一种飞行器抗扰动控制方法、系统及装置
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种飞行器扰动控制方法、系统及装置。
背景技术
传统的飞行器控制装置设计，多采用姿态环、位置环的设计，飞行器受到力的作用，开始运动，发生姿态变化，传感器检测到姿态变化，得到姿态差，通过计算输出相应的控制指令。过载控制，加速度传感器直接测量力的变化，是直接对力的控制
上述的控制装置中，飞行器受到外力作用后，需要有姿态的变化，才会有相应的控制输出，系统响应较慢。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种飞行器扰动控制方法、系统及装置，用以解决现有技术中，飞行器受到外力作用后，需要有姿态的变化，才会有相应的控制输出，系统响应较慢的问题。具体方案如下：
一种飞行器扰动控制方法，包括：
获取飞行器的当前加速度值；
将所述当前加速度值与加速度给定值比较，判断比较结果是否满足预设比较条件；
在所述比较结果不满足所述预设比较条件的情况下，对所述飞行器进行控制。
上述的方法，可选的，对所述目标飞行器进行控制，包括：
计算所述当前加速度值与所述加速度给定值的加速度差值；
获取与所述加速度差值对应的控制量；
将所述控制量输出给所述飞行器的执行机构进行闭环控制。
上述的方法，可选的，还包括：
选取风模型；
将所述风模型添加到所述飞行器模型中，得到加入干扰后的飞行器模型；
基于所述控制指令对所述加入干扰后的飞行器模型进行闭环控制。
上述的方法，可选的，所述风模型包括：风切变模型和紊流模型中的至少一个，其中，所述风切变模型为：
Figure BDA0002873504230000021
式中：Vpw表示产生的风切变风速值；
H0表示粗糙度高度，一般取为0.05；
H表示目标飞行器的飞行高度；
k表示Karman常数，一般取为0.04；
Vuo示摩擦速度，由地面上的剪应力τ和空气密度ρ决定；
所述紊流模型为：
Figure BDA0002873504230000022
Figure BDA0002873504230000023
Figure BDA0002873504230000024
其中，σu、σv、σw分别表示x、y和z向的紊流强度，Lu、Lv、Lw分别表示3x、y和z向的紊流尺度，u、v、w表示x、y和z向的飞行速度；Ku、Kv和Kw分别为x、y和z向的第一中间变量，Tu、Tv和Tw分别为x、y和z向的第二中间变量，Gu(s)、Gv(s)和Gw(s)分别为x、y和z向的紊流信号的传递函数。
上述的方法，可选的，还包括：
将所述加入干扰后的飞行器模型等效为质点。
一种飞行器扰动控制系统，包括：
获取模块，用于获取飞行器的当前加速度值；
比较模块，用于将所述当前加速度值与加速度给定值进行比较，判断比较结果是否满足预设比较条件；
控制模块，用于在所述比较结果不满足所述预设比较条件的情况下，对所述飞行器进行控制。
上述的系统，可选的，所述控制模块包括：
计算单元，用于计算所述当前加速度值与所述加速度给定值的加速度差值；
获取单元，用于获取与所述加速度差值对应的控制量；
第一控制单元，用于将所述控制量输出给所述飞行器的执行机构进行闭环控制。
上述的系统，可选的，还包括：
选取单元，用于选取风模型；
添加单元，用于将所述风模型添加到所述飞行器模型中，得到加入干扰后的飞行器模型；
第二控制单元，用于基于所述控制指令对所述加入干扰后的飞行器模型进行闭环控制。
一种飞行器扰动控制装置，所述控制装置包括：
所述加速度传感器，用于采集飞行器的当前加速度；
所述过载环，用于将所述当前加速度反馈至加速度控制器，基于所述加速度控制器对所述飞行器进行控制。
上述额的装置，可选的，所述控制装置还包括：位置环、姿态环和角速度环，所述位置环、所述姿态环和所述角速度环依次配置，其中，
所述位置环，用于实现所述飞行器的位置控制，并生成姿态环的控制指令；
所述姿态环，用于实现飞行器的姿态控制，并生成角速率环的控制指令；
所述角速度环，用于实现角速率的控制，并生成过载环的控制指令。
与现有技术相比，本发明包括以下优点：
本发明公开了一种飞行器扰动控制方法、系统及装置，所述方法包括：获取飞行器的当前加速度值；将所述当前加速度值与加速度给定值进行比较，判断比较结果是否满足预设比较条件；在所述比较结果不满足所述预设比较条件的情况下，对所述飞行器进行控制。上述的控制方法中，通过获取飞行器的当前加速度值，在当前加速度值与加速度给定值不相同的情况下，对飞行器其进行控制，由于加速度是直接对力的测量，具有周期短、频率响应快的特点，因此大大提高了系统的响应速度。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本申请实施例公开的一种飞行器扰动控制装置结构框图；
图2为本申请实施例公开的一种飞行器扰动控制方法流程图；
图3为本申请实施例公开的一种无人机加入风模型后俯仰通道开环的零极点图；
图4为本申请实施例公开的一种无人机加入风模型后俯仰通道闭环的零极点图；
图5为本申请实施例公开的一种飞行器扰动控制系统结构框图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明公开了一种飞行器扰动控制方法、系统及装置，应用于对飞行器的控制过程中，其中，所述飞行器可以为三旋翼、四旋翼或者五旋翼等，本发明实施例中不进行具体限定，本发明实施例中，以所述飞行器为四旋翼为例进行说明，传统的飞行器控制装置主要是对姿态的控制，飞行器受到力的作用到产生姿态的变化需要有一个过程，系统响应也就相对缓慢。如果直接对力(加速度)进行控制，系统响应就会更加快速。整体控制框图如图1所示，无人机的输出分别为X(位置)、P(姿态)、W(角速率)、G(加速度)，从外环到内环依次是位置环、姿态环、角速率环和过载环。
本申请与常规控制相比，利用加速度周期短、频响快特性，设计加速度控制环作为飞行控制装置内环。引入过载控制，即在角速率内再增加一个过载环，当风场中的风力过大，飞行器受到外力作用时，过载传感器测得加速度后，即可产生相应的控制输出，大大提高了系统的响应速度，使飞行器飞行更加平稳。同时，通过加入风模型，验证控制装置的鲁棒性。
所述飞行器扰动控制装置包括：加速度传感器和过载环，其中，
所述加速度传感器，安装在飞行器UAV(Unmanned Aerial Vehicle)中，用于采集所述飞行器的当前加速度；
所述过载环，用于将所述当前加速度反馈至加速度控制器，基于所述当前加速度控制器对所述飞行器进行控制。
本发明实施例中，所述飞行器扰动控制系统还包括：位置环、姿态环和角速率环，其中，
所述位置环，用于实现所述飞行器的位置控制，并生成姿态环的控制指令；
所述姿态环，用于实现飞行器的姿态控制，并生成角速率环的控制指令；
所述角速度环，用于实现角速率的控制，并生成过载环的控制指令。
上述的控制装置中包含了位置环、姿态环、角加速度环、过载环(加速度环)，所述控制装置的控制流程如下：所述位置环根据目标位置和当前实际位置的差值，通过与控制参数的运算得到所述姿态环的给定值(目标值)，所述姿态环又根据所述位置环给定的目标值和采集的当前姿态值做差，与控制参数相乘后，得到角速率环的给定值。角速率环根据姿态环输出的给定值与采集到的当前角速率做差，与控制参数相乘，得到所述加速度环的加速度给定值，所述加速度环根据加速度给定值和采集到的实际加速度做差，乘以控制参数，得到最终的控制量，输出到所述飞行器的执行机构，实现闭环控制。
基于上述的控制装置，本发明公开了一种飞行器扰动控制方法，所述控制方法的执行流程如图2所示，包括步骤：
S101、获取飞行器的当前加速度值；
本发明实施例中，在所述飞行器中对应的输出端口读取所述飞行器的当前加速度值。
S102、将所述当前加速度值与加速度给定值进行比较，判断比较结果是否满足预设比较条件；
本发明实施例中，所述加速度给定值的确定过程可以为位置环根据目标位置和当前实际位置的差值，通过与控制参数的运算得到姿态环的给定值(目标值)，姿态环又根据位置环给定的目标值和采集的当前姿态值做差，与控制参数相乘后，得到角速率环的给定值。角速率环根据姿态环输出的给定值与采集到的当前角速率做差，与控制参数相乘，得到加速度环的加速度给定值或者其它的确定方式，本发明实施例中，对具体的确定方式不进行限定，将所述加速度当前值与所述加速度给定值进行比较，判断比较结果是否满足预设比较条件，其中，所述预设比较条件为两者是否相同，两者的差值在预设的范围内波动或者其它优选的比较条件，其中，所述预设比较条件和所述预设的范围可以基于经验或者具体情况进行设定，本发明实施例中，不进行具体限定。
S103、在所述比较结果不满足所述预设比较条件的情况下，对所述飞行器进行控制。
本发明实施例中，在所述比较结果满足所述预设比较条件的情况下，说明所述飞行器运行正常，不需要对所述飞行器进行控制，在所述比较结果不满足所述预设比较条件的情况下，对所述飞行器进行控制。
进一步的，无论是传统控制装置还是本申请的控制装置，对所述飞行器的控制过程如下：计算所述当前加速度值与所述加速度给定值的加速度差值；获取与所述加速度差值对应的控制指令，其中，所述控制指令为所述加速度差值与控制参数的乘积，所述控制参数基于根轨迹设计所得，基于所述控制指令对所述飞行器的飞行器模型进行闭环控制。
本发明公开了一种飞行器扰动控制方法，包括：获取飞行器的当前加速度值；将所述当前加速度值与加速度给定值进行比较，判断比较结果是否满足预设比较条件；在所述比较结果不满足所述预设比较条件的情况下，对所述飞行器进行控制。上述的控制方法中，通过获取飞行器的当前加速度值，在当前加速度值与加速度给定值不相同的情况下，对飞行器其进行控制，由于加速度是直接对力的测量，具有周期短、频率响应快的特点，因此大大提高了系统的响应速度。
进一步的，由于四旋翼通常在室外条件下执行任务，而室外存在的风场环境对于四旋翼的稳定控制有较大的影响，因此为了实现对四旋翼的准确控制，可以把风场因素考虑进去，在提高控制响应速度的前提下，提高系统的鲁棒性。
自然界中风的种类并不是单一存在的，一般分为平均风、紊流、风切变、突风等，针对四旋翼的飞行环境，需要考虑的风场情况主要有紊流和风切变，因此主要对这两类风场进行工程化建模。
对于风切变模型，认为风速值只与飞行器飞行高度有关，而在水平方向上为定值。一般采用的风切变模型为Prandtl提出的对数模型，此模型适于30～100m以下的高度范围。数模型可表示为：
Figure BDA0002873504230000081
式中：Vpw表示产生的风切变风速值；
H0表示粗糙度高度，一般取为0.05；
H表示四旋翼的飞行高度；
k表示Karman常数，一般取为0.04；
Vuo示摩擦速度，由地面上的剪应力τ和空气密度ρ决定。
对于紊流模型，采用结构相对简单的Dryden模型来进行描述，大气紊流速度的时间频谱表示为：
Figure BDA0002873504230000082
Figure BDA0002873504230000083
Figure BDA0002873504230000084
式中：σu、σv、σw分别表示3个方向的紊流强度；
Lu、Lv、Lw分别表示3个方向的紊流尺度；
u、v、w表示3个轴向的飞行速度。
四旋翼一般低空飞行，L和σ可以按如下求取：
2Lw＝h (5)
Figure BDA0002873504230000085
σw＝0.1u20 (7)
Figure BDA0002873504230000091
式中：h表示飞行高度；
u20表示6.096m高处的风速大小。
将白色噪声通过所设计的成形滤波器模拟生成紊流风速。白色噪声通过成形滤波器后，输出频谱为：
Φ(s)＝|G(iw)|2＝G*(iw)G(iw) (9)
按上式进行分解，可得生成紊流信号的传递函数为:
Figure BDA0002873504230000092
Figure BDA0002873504230000093
Figure BDA0002873504230000094
其中，Ku、Kv和Kw分别为x、y和z向的第一中间变量，Tu、Tv和Tw分别为x、y和z向的第二中间变量，Gu(s)、Gv(s)和Gw(s)分别为x、y和z向的紊流信号的传递函数。在风场环境下，由于四旋翼的尺寸较小，可当作质点处理，所以只需考虑风速对四旋翼的影响，不需考虑风速梯度的影响。将以上产生的模拟风速进行叠加，即可得到比较真实的风场环境。
将风模型(风切变模型和紊流模型)加入到某四旋翼无人机模型中，假设飞行器悬停，依据小扰动理论建状态方程，并根据状态方程得到俯仰通道的传递函数：
Figure BDA0002873504230000095
其对应的零极点图如图3所示，俯仰通道有一对共轭极点1.04±5.77i位于虚轴的右半平面，表明存在风扰动时，系统会出现不稳定的情况，需要设计控制器来保证系统的稳定性。通过矫正后的系统传递函数为：
Figure BDA0002873504230000101
其对应的零极点图如图4所示，系统的三个极点变成-0.579±5.44i，-80.3，此时俯仰系统变得稳定。
基于上述的一种飞行器扰动控制方法，本发明实施例中，还提供了一种飞行器扰动控制系统，所述控制系统的结构框图如图5所示，包括：
获取模块201、比较模块202和控制模块203。
其中，
所述获取模块201，用于获取飞行器的当前加速度值；
所述比较模块202，用于将所述当前加速度值与加速度给定值进行比较，判断比较结果是否满足预设比较条件；
所述控制模块203，用于在所述比较结果不满足所述预设比较条件的情况下，对所述飞行器进行控制。
本发明公开了一种飞行器扰动控制系统，包括：获取飞行器的当前加速度值；将所述当前加速度值与加速度给定值进行比较，判断比较结果是否满足预设比较条件；在所述比较结果不满足所述预设比较条件的情况下，对所述飞行器进行控制。上述的控制系统中，通过获取飞行器的当前加速度值，在当前加速度值与加速度给定值不相同的情况下，对飞行器其进行控制，由于加速度是直接对力的测量，具有周期短、频率响应快的特点，因此大大提高了系统的响应速度。
本发明实施例中，所述控制模块203包括：
计算单元204、获取单元205和第一控制单元206。
其中，
所述计算单元204，用于计算所述当前加速度值与所述加速度给定值的加速度差值；
所述获取单元205，用于获取与所述加速度差值对应的控制量；
所述第一控制单元206，用于将所述控制量输出给所述飞行器的执行机构进行闭环控制。
本发明实施例中，所述控制模块203还包括：
选取单元207、添加单元208和第二控制单元209。
其中，
所述选取单元207，用于选取风模型；
所述添加单元208，用于将所述风模型添加到所述飞行器模型中，得到加入干扰后的飞行器模型；
所述第二控制单元209，用于基于所述控制指令对所述加入干扰后的飞行器模型进行闭环控制。
本发明实施例中，所述风模型包括：风切变模型和紊流模型中的至少一个。
对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。
需要说明的是，本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可。对于装置类实施例而言，由于其与方法实施例基本相似，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。
最后，还需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
为了描述的方便，描述以上装置时以功能分为各种单元分别描述。当然，在实施本发明时可以把各单元的功能在同一个或多个软件和/或硬件中实现。
通过以上的实施方式的描述可知，本领域的技术人员可以清楚地了解到本发明可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。
以上对本发明所提供的一种飞行器扰动控制方法、系统及装置进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (10)

1.一种飞行器扰动控制方法，其特征在于，包括：
获取飞行器的当前加速度值；
将所述当前加速度值与加速度给定值比较，判断比较结果是否满足预设比较条件；
在所述比较结果不满足所述预设比较条件的情况下，对所述飞行器进行控制。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，对所述目标飞行器进行控制，包括：
计算所述当前加速度值与所述加速度给定值的加速度差值；
获取与所述加速度差值对应的控制量；
将所述控制量输出给所述飞行器的执行机构进行闭环控制。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，还包括：
选取风模型；
将所述风模型添加到所述飞行器模型中，得到加入干扰后的飞行器模型；
基于所述控制指令对所述加入干扰后的飞行器模型进行闭环控制。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述风模型包括：风切变模型和紊流模型中的至少一个，其中，所述风切变模型为：
Figure FDA0002873504220000011
式中：Vpw表示产生的风切变风速值；
H0表示粗糙度高度，一般取为0.05；
H表示目标飞行器的飞行高度；
k表示Karman常数，一般取为0.04；
Vuo示摩擦速度，由地面上的剪应力τ和空气密度ρ决定；
所述紊流模型为：
Figure FDA0002873504220000012
Figure FDA0002873504220000021
Figure FDA0002873504220000022
其中，σu、σv、σw分别表示x、y和z向的紊流强度，Lu、Lv、Lw分别表示3x、y和z向的紊流尺度，u、v、w表示x、y和z向的飞行速度；Ku、Kv和Kw分别为x、y和z向的第一中间变量，Tu、Tv和Tw分别为x、y和z向的第二中间变量，Gu(s)、Gv(s)和Gw(s)分别为x、y和z向的紊流信号的传递函数。
5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，还包括：
将所述加入干扰后的飞行器模型等效为质点。
6.一种飞行器扰动控制系统，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取飞行器的当前加速度值；
比较模块，用于将所述当前加速度值与加速度给定值进行比较，判断比较结果是否满足预设比较条件；
控制模块，用于在所述比较结果不满足所述预设比较条件的情况下，对所述飞行器进行控制。
7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述控制模块包括：
计算单元，用于计算所述当前加速度值与所述加速度给定值的加速度差值；
获取单元，用于获取与所述加速度差值对应的控制量；
第一控制单元，用于将所述控制量输出给所述飞行器的执行机构进行闭环控制。
8.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，还包括：
选取单元，用于选取风模型；
添加单元，用于将所述风模型添加到所述飞行器模型中，得到加入干扰后的飞行器模型；
第二控制单元，用于基于所述控制指令对所述加入干扰后的飞行器模型进行闭环控制。
9.一种飞行器扰动控制装置，其特征在于，所述控制装置包括：
所述加速度传感器，用于采集飞行器的当前加速度；
所述过载环，用于将所述当前加速度反馈至加速度控制器，基于所述加速度控制器对所述飞行器进行控制。
10.根据权利要求9所述的装置，其特征在于，所述控制装置还包括：位置环、姿态环和角速度环，所述位置环、所述姿态环和所述角速度环依次配置，其中，
所述位置环，用于实现所述飞行器的位置控制，并生成姿态环的控制指令；
所述姿态环，用于实现飞行器的姿态控制，并生成角速率环的控制指令；
所述角速度环，用于实现角速率的控制，并生成过载环的控制指令。
CN202011605963.6A 2020-12-30 2020-12-30 一种飞行器抗扰动控制方法、系统及装置 Pending CN112650293A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011605963.6A CN112650293A (zh) 2020-12-30 2020-12-30 一种飞行器抗扰动控制方法、系统及装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011605963.6A CN112650293A (zh) 2020-12-30 2020-12-30 一种飞行器抗扰动控制方法、系统及装置

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN112650293A true CN112650293A (zh) 2021-04-13

Family

ID=75364228

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011605963.6A Pending CN112650293A (zh) 2020-12-30 2020-12-30 一种飞行器抗扰动控制方法、系统及装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112650293A (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113485393A (zh) * 2021-06-22 2021-10-08 北京三快在线科技有限公司 飞行设备的控制方法、装置、存储介质及飞行设备

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH06161556A (ja) * 1992-11-17 1994-06-07 Mitsubishi Electric Corp オートパイロット装置
CN204440169U (zh) * 2015-01-22 2015-07-01 南京航空航天大学 微小型无人直升机多模态自主飞行的控制系统
CN109936080A (zh) * 2019-03-28 2019-06-25 郑州大学 一种无人机巡检输电线路的方法
CN110658841A (zh) * 2014-05-30 2020-01-07 深圳市大疆创新科技有限公司 飞行器姿态控制方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH06161556A (ja) * 1992-11-17 1994-06-07 Mitsubishi Electric Corp オートパイロット装置
CN110658841A (zh) * 2014-05-30 2020-01-07 深圳市大疆创新科技有限公司 飞行器姿态控制方法
CN204440169U (zh) * 2015-01-22 2015-07-01 南京航空航天大学 微小型无人直升机多模态自主飞行的控制系统
CN109936080A (zh) * 2019-03-28 2019-06-25 郑州大学 一种无人机巡检输电线路的方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
THI THOA MAC: "The development of an autonomous navigation system with optimal control of an UAV in partly unknown indoor environment", 《MECHATRONICS》 *
代波: "基于加速度反馈增强的旋翼无人机抗风扰控制", 《机器人》 *
於秋枫: "风切变和大气紊流模型在飞行仿真中的应用研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 信息科技辑》 *
陈剑: "四旋翼飞行器串级姿态稳定性优化控制研究", 《计算机仿真》 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113485393A (zh) * 2021-06-22 2021-10-08 北京三快在线科技有限公司 飞行设备的控制方法、装置、存储介质及飞行设备

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Lee et al. Rotor interactional effects on aerodynamic and noise characteristics of a small multirotor unmanned aerial vehicle
CN109446582B (zh) 一种考虑地球自转的高精度降阶平稳滑翔动力学建模方法
Cobb et al. Lab-scale experimental characterization and dynamic scaling assessment for closed-loop crosswind flight of airborne wind energy systems
Bannwarth et al. Aerodynamic force modeling of multirotor unmanned aerial vehicles
CN114168796B (zh) 一种建立飞行器高空气动力数据库的方法
CN112528478B (zh) 一种无人机阵风载荷谱快速编制方法
Taamallah et al. Trajectory planning and trajectory tracking for a small-scale helicopter in autorotation
Ranneberg et al. Fast power curve and yield estimation of pumping airborne wind energy systems
CN112650293A (zh) 一种飞行器抗扰动控制方法、系统及装置
CN116127570A (zh) 空中伞梯系统的稳定性判别方法及装置
Hein et al. Simulation of an Electric Powered Aircraft for Flight & Mission Performance Evaluation
WO2024140280A1 (zh) 一种多旋翼空速解算方法、设备及计算机可读存储介质
CN211685678U (zh) 一种多旋翼无人机实时尾迹的仿真分析系统
Zhao et al. Aerodynamic design and analysis of a vtol ducted-fan uav
Li et al. Dynamic Simulation and Conceptual Layout Study on a Quad‐Plane in VTOL Mode in Wind Disturbance Environment
Skuhersky A first-principle power and energy model for eVTOL vehicles
Senkans et al. A First-Principle Power and Energy Model for eVTOL Vehicles
CN110826189B (zh) 一种飞行器缩比模型实验系统的确定方法
Akhtar et al. Positioning algorithm for autonomous thermal soaring
CN116306333B (zh) 一种高空风能捕获装置空气动力学评估方法及系统
CN112441253A (zh) 一种多旋翼无人机实时尾迹的仿真分析系统及方法
CN116560249A (zh) 一种机动飞行的高自由度简化建模与轨迹仿真方法
CN113110578B (zh) 一种无人机的控制方法、系统及装置
CN110985289B (zh) 基于svr和smc的风电机组带预设性能的mppt方法
EP3546347B1 (en) Method and system for determining an air recirculation effect from an obstacle on a main rotor induced velocity of a simulated rotorcraft

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
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20210413

RJ01 Rejection of invention patent application after publication