CN114180027A - 一种变体飞行器的控制方法、控制器及其应用 - Google Patents

Abstract

本公开提供了一种变体飞行器的控制方法，包括：获取左翼与右翼的飞行数据，其中，飞行数据至少包括：第一固定机翼与第一连接杆的铰链转动夹角、第一活动机翼与第一连接杆的铰链转动夹角、第二固定机翼与第二连接杆的铰链转动夹角及第二活动机翼与第二连接杆的铰链转动夹角；将飞行数据输入至变体飞行器的控制模型中进行仿真计算，输出控制量；根据控制量，调整第一活动机翼及第二活动机翼的姿态，使第一活动机翼及第二活动机翼在变体飞行器上升至预定高度后从折叠位置移动至展开位置，或使第一活动机翼及第二活动机翼从展开位置移动至折叠位置。本公开还提供了一种控制器及其应用。

Description

一种变体飞行器的控制方法、控制器及其应用

技术领域

本公开涉及变体飞行器控制领域，具体涉及一种变体飞行器的控制方法、控制器及其应用。

背景技术

变体飞行器日益成为研究焦点，而传统的主动驱动(如电机等)有时因为重量、体积或功率限制不满足驱动需求，而飞机本身的气动舵面控制提供了另一种思路，即以较小的功率带动空气动力面，从而间接产生较大的气动力进行控制。目前针对而二者结合的领域，缺乏一种控制算法及定制化的控制器，既能同时采集铰接多刚体彼此夹角信息，又能同时带动空气动力面进行力驱动，对多体的姿态进行精确控制。

发明内容

为解决现有技术中存在的问题，本公开实施例提供的一种变体飞行器的控制方法、控制器及其应用，该方法基于空气动力驱动控制算法，进行多自由度铰接刚体动力学建模，实现空气动力驱动的铰接多刚体控制。

本公开的第一个方面提供了一种变体飞行器的控制方法，该变体飞行器包括：机身、设置在机身上的左翼和与左翼对称设置在机身上的右翼；其中，左翼包括：第一固定机翼及第一活动机翼，第一固定机翼与第一活动机翼通过第一连接杆连接；右翼包括：第二固定机翼及第二活动机翼，第二固定机翼与第二活动机翼通过第二连接杆连接，包括：获取左翼与右翼的飞行数据，其中，飞行数据至少包括：第一固定机翼与第一连接杆的铰链转动夹角、第一活动机翼与第一连接杆的铰链转动夹角、第二固定机翼与第二连接杆的铰链转动夹角及第二活动机翼与第二连接杆的铰链转动夹角；将飞行数据输入至变体飞行器的控制模型中进行仿真计算，输出控制量；根据控制量，调整第一活动机翼及第二活动机翼的姿态，使第一活动机翼及第二活动机翼在变体飞行器上升至预定高度后从折叠位置移动至展开位置，或使第一活动机翼及第二活动机翼从展开位置移动至折叠位置。

进一步地，根据控制量，调整第一活动机翼及第二活动机翼的姿态，包括：根据控制量，输出第一活动机翼及第二活动机翼上副翼的驱动升力；根据驱动升力，调整第一固定机翼与第一连接杆的铰链转动夹角、第一活动机翼与第一连接杆的铰链转动夹角、第二固定机翼与第二连接杆的铰链转动夹角及第二活动机翼与第二连接杆的铰链转动夹角的大小，使第一活动机翼及第二活动机翼完成姿态变形。

进一步地，在变体飞行器上升至预定高度后，根据驱动升力，调整第一固定机翼与第一连接杆的铰链转动夹角、第一活动机翼与第一连接杆的铰链转动夹角、第二固定机翼与第二连接杆的铰链转动夹角及第二活动机翼与第二连接杆的铰链转动夹角至目标值，该目标值表征第一活动机翼及第二活动机翼的最终姿态。

进一步地，构建控制模型的具体过程包括：构建变体飞行器的动力学模型；根据动力学模型仿真计算，得到变体飞行器的滑模控制律，其中，滑模控制律用于根据飞行数据计算控制量。

进一步地，变体飞行器的动力学模型满足：

其中，Y_ke1与Y_ke2分别表示左翼和右翼的动力学方程；J_A、J_C、J_D及J_F分别为第一活动机翼、第一固定机翼、第二活动机翼及第二固定机翼的绕铰链转动惯量；m_A与m_D分别为第一活动机翼和第二活动机翼的质量；θ₁与θ₃分别为第一固定机翼和第二固定机翼上的铰链转动角度，记为公转角度；

与

分别为第一固定机翼和第二固定机翼上的公转角速度；θ₂、θ₄分别为第一活动机翼和第二活动机翼上的铰链转动角度，记为自转角度；

与

分别为第一活动机翼和第二活动机翼上的自转角速度；

为第一固定机翼的公转加速度；

为第一活动机翼的自转加速度；

为第二固定机翼的公转加速度；

为第二活动机翼的自转加速度；F₁与F₂分别为第一活动机翼上的第一升力合力和第二升力合力；F₃与F₄分别为第二活动机翼上的第三升力合力和第四升力合力；l₃与l₆分别为第一连接杆和第二连接杆的长度；l₁为第一升力合力F₁到第一连接杆的距离；l₂为第二升力合力F₂到第一连接杆的距离；l₄为第三升力合力F₃到第二连接杆的距离；l₅为第四升力合力F₄到第二连接杆的距离；G_A、G_B、G_D及G_E分别为第一活动机翼、第一连接杆、第二活动机翼及第二连接杆的重力。

进一步地，左翼的滑模控制律u₁满足：

其中，

为矩阵G₁的逆矩阵；M₁为左翼的转动惯量矩阵；c₁为给定标量参数；

为期望角度矢量求导后得到的期望角速度矢量；

为角度矢量求导后得到的角速度矢量，且

为左翼的滑模函数s₁的导数，

或

其中，s₁为s₁的第一个分量，s₂为s₁的第二个分量；k₁、k₂、ε₁、ε₂均为给定的标量参数，

是s₁的转置矩阵；f₁为左翼的重力作用矢量；D₁为左翼的扰动矢量，且D₁＝Dsign(s₁)，D为一给定标量参数；s₁为左翼的滑模函数。

进一步地，左翼的转动惯量矩阵M₁与左翼的重力作用矢量f₁分别满足：

进一步地，右翼的滑模控制律u₂满足：

其中，

为矩阵G₂的逆矩阵；M₂为右翼的转动惯量矩阵；c₂为给定标量参数；

为期望角度矢量求导后得到的期望角速度矢量；

为角度矢量求导后得到的角速度矢量，且

为右翼的滑模函数s₂的导数，

或

其中，s₃为s₂的第一个分量，s₄为s₂的第二个分量；k₃、k₄、ε₃、ε₄均为给定的标量参数；

是s₂的转置矩阵；f₂为右翼的重力作用矢量；D₂为右翼的扰动矢量，且D₂＝Dsign(s₂)，D为一给定标量参数；s₂为右翼的滑模函数。

进一步地，右翼的转动惯量矩阵M₂与右翼的重力作用矢量f₂分别满足：

进一步地，控制量至少包括以下一种：第一固定机翼上的铰链转动角度θ₁、第一活动机翼上的铰链转动角度θ₂、第一活动机翼上的第一升力合力F₁和第二升力合力F₂、第二固定机翼上的铰链转动角度θ₃、第二活动机翼上的铰链转动角度θ₄、第二活动机翼上的第三升力合力F₃和第四升力合力F₄。

进一步地，将飞行数据输入至控制模型中进行仿真计算，输出控制量之前，该方法还包括：对飞行数据进行滤波处理，得到滤波后的飞行数据。

本公开的第二个方面提供了一种控制器，包括：存储器，处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时，实现本公开的第一个方面提供的变体飞行器的控制方法。

本公开的第三个方面提供了一种本公开的第二个方面提供的控制器在变体飞行器上的应用。

本公开的第四个方面提供了一种计算机程序产品，包括计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现本公开的第一个方面提供的控制方法。

本公开提供的一种变体飞行器的控制方法、控制器及其应用，该方法基于空气动力驱动控制算法，通过多体动力学进行多自由度铰接刚体动力学建模，以及基于滑模的控制算法，经过仿真、实验验证可以有效进行空气动力驱动的铰接多刚体控制，并具备在变体飞行器上应用的能力。

附图说明

为了更完整地理解本公开及其优势，现在将参考结合附图的以下描述，其中：

图1示意性示出了根据本公开一实施例的变体飞行器的控制系统架构图；

图2示意性示出了根据本公开一实施例的变体飞行器的控制方法的流程图；

图3A～3C分别示意性示出了根据本公开一实施例的变体飞行器不同状态的结构示意图；

图4A～4C分别示意性示出了根据本公开一实施例的变体飞行器的在折叠过程中飞行数据仿真结果示意图；

图5A～5C分别示意性示出了根据本公开一实施例的变体飞行器的在展开过程中飞行数据仿真结果示意图；

图6A～6B分别示意性示出了根据本公开一实施例的变体飞行器的实验结果对比示意图；

图7示意性示出了根据本公开一实施例的适于实现上文描述的方法的控制器的方框图。

具体实施方式

以下，将参照附图来描述本公开的实施例。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本公开的范围。在下面的详细描述中，为便于解释，阐述了许多具体的细节以提供对本公开实施例的全面理解。然而，明显地，一个或多个实施例在没有这些具体细节的情况下也可以被实施。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本公开的概念。

在此使用的术语仅仅是为了描述具体实施例，而并非意在限制本公开。在此使用的术语“包括”、“包含”等表明了所述特征、步骤、操作和/或部件的存在，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、步骤、操作或部件。

在此使用的所有术语(包括技术和科学术语)具有本领域技术人员通常所理解的含义，除非另外定义。应注意，这里使用的术语应解释为具有与本说明书的上下文相一致的含义，而不应以理想化或过于刻板的方式来解释。

在使用类似于“A、B和C等中至少一个”这样的表述的情况下，一般来说应该按照本领域技术人员通常理解该表述的含义来予以解释(例如，“具有A、B和C中至少一个的系统”应包括但不限于单独具有A、单独具有B、单独具有C、具有A和B、具有A和C、具有B和C、和/或具有A、B、C的系统等)。在使用类似于“A、B或C等中至少一个”这样的表述的情况下，一般来说应该按照本领域技术人员通常理解该表述的含义来予以解释(例如，“具有A、B或C中至少一个的系统”应包括但不限于单独具有A、单独具有B、单独具有C、具有A和B、具有A和C、具有B和C、和/或具有A、B、C的系统等)。

附图中示出了一些方框图和/或流程图。应理解，方框图和/或流程图中的一些方框或其组合可以由计算机程序指令来实现。这些计算机程序指令可以提供给通用计算机、专用计算机或其他可编程数据处理装置的处理器，从而这些指令在由该处理器执行时可以创建用于实现这些方框图和/或流程图中所说明的功能/操作的装置。本公开的技术可以硬件和/或软件(包括固件、微代码等)的形式来实现。另外，本公开的技术可以采取存储有指令的计算机可读存储介质上的计算机程序产品的形式，该计算机程序产品可供指令执行系统使用或者结合指令执行系统使用。

本公开实施例提供一种变体飞行器的控制方法，包括：获取左翼与右翼的飞行数据，其中，飞行数据至少包括：第一固定机翼与第一连接杆的铰链转动夹角、第一活动机翼与第一连接杆的铰链转动夹角、第二固定机翼与第二连接杆的铰链转动夹角及第二活动机翼与第二连接杆的铰链转动夹角；将飞行数据输入至变体飞行器的控制模型中进行仿真计算，输出控制量；根据控制量，调整第一活动机翼及第二活动机翼的姿态，使第一活动机翼及第二活动机翼在变体飞行器上升至预定高度后从折叠位置移动至展开位置，或使第一活动机翼及第二活动机翼从展开位置移动至折叠位置。

可见，在本公开实施例的技术方案中，基于空气动力驱动控制算法，通过多体动力学进行多自由度铰接刚体动力学建模，以及基于滑模的控制算法，有效实现了进行空气动力驱动的铰接多刚体控制，并具备在变体飞行器上应用的能力。

图1示意性示出了根据本公开实施例的变体飞行器的控制方法和控制系统的应用场景。需要注意的是，图1所示仅为可以应用本公开实施例的场景的示例，以帮助本领域技术人员理解本公开的技术内容，但并不意味着本公开实施例不可以用于其他设备、系统、环境或场景。

如图1所示，该应用场景100例如可以至少包括：主节点110和多个从节点，多个从节点可以分别为从节点121、从节点122、从节点123及从节点124。

根据本公开实施例，主节点110可以设置于变体飞行器的机身上，其例如可以是数据交互的中心及主要控制单元，主要用于发起数据请求指令、接收数据以及对数据进行计算处理等等。具体地，主节点110例如可以采用stm32F407平台，负责汇总多组变体飞行器的数据、数据滤波并计算控制机翼上的舵机，并具备不断电调试参数、高速记录控制中间量至存储卡、数据回传至电脑实时监控等功能。

根据本公开实施例，多个从节点可以分别设置于变体飞行器的机翼上，分别用于采集各机翼的飞行数据，举例而言，从节点121负责采集变体飞行器上第一活动机翼的飞行数据及根据控制量驱动第一活动机翼变形，从节点122负责采集变体飞行器上第一固定机翼的飞行数据，从节点123负责采集变体飞行器上第二活动机翼的飞行数据及根据控制量驱动第二活动机翼变形，从节点124负责采集变体飞行器上第固定机翼的飞行数据，各从节点将采集的飞行数据传输至主节点110进行处理。具体地，从节点121、从节点122、从节点123及从节点124例如可以采用国产APM32F103平台，实现对多体铰链的角度信号采集与驱动空气动力舵面的功能。

进一步地，该应用场景100中，主节点110与从节点之间采取CAN差分总线通信方式，可以方便地根据节点数量进行扩展，并可以抵抗各种复杂电磁环境下的干扰，保证信号稳定性。

本公开的实施例中，通过主节点110向多个从节点发起数据请求，该数据请求用于请求获得变体飞行器的飞行数据，该飞行数据至少包括：变体飞行器的机翼夹角数据及机翼驱动数据。从节点121、从节点122、从节点123及从节点124接收来自主节点110的数据请求，并基于该数据请求进行采集变体飞行器在飞行过程中的飞行数据，然后将该飞行数据传输至主节点110。主节点110接收来自于从节点121、从节点122、从节点123及从节点124采集的飞行数据，并基于控制模型进行数据处理，输出控制量，再将该控制量输出至从节点121、从节点122、从节点123及从节点124，使得从节点121、从节点122、从节点123及从节点124根据该控制量进行机翼姿态调整，完成变体飞行器的姿态变形。

本公开的实施例中，通过一主从多的通信模式，由主节点110发送一帧数据请求帧，多个从节点同时采样，然后依次传输回主节点110，在主节点110根据控制模型计算控制量后，将输出值广播至各个从节点，实现了同时采集铰接多刚体的夹角信息，又能同时分布式带动空气动力面进行力驱动，实现对多体变形器的姿态进行精确控制。

需说明的是，上述应用场景中的主节点、从节点仅为示例性的说明，以方便本领域技术人员的理解，其并不构成本公开实施例应用场景的限定，例如，在其他应用场景中，从节点还可以为其他数量的从节点，以及各节点采用的硬件平台也可以为其他的，本公开的实施例对此不做限定。

图2示意性示出了根据本公开实施例的变体飞行器的控制方法的流程图。如图2所示，该方法包括：步骤S201～S203。

本公开的实施例中，如图3A所示为机翼折叠的状态示意图，如图3B所示为机翼展开过程中的状态示意图，如图3C所示为机翼展开后的最终状态示意图。如图3A～3C所示，该变体飞行器包括：机身10、左翼20及右翼30，左翼20设置在机身10上，以及右翼30设置于机身10的另一侧且与左翼20对称设置。其中，左翼20包括：第一固定机翼21、第一连接杆22及第一活动机翼23，第一固定机翼21与第一活动机翼23通过第一连接杆22连接；右翼30包括：第二固定机翼31、第二连接杆32及第二活动机翼33，第二固定机翼31与第二活动机翼33通过第二连接杆32连接。

在操作S201，获取左翼20与右翼30的飞行数据，其中，飞行数据至少包括：第一固定机翼21与第一连接杆22的铰链转动夹角θ₁、第一活动机翼23与第一连接杆22的铰链转动夹角θ₂、第二固定机翼31与第二连接杆32的铰链转动夹角θ₃，以及第二活动机翼33与第二连接杆32的铰链转动夹角θ₄。

本公开的实施例中，可以通过位于机身10上的主节点110向位于各个机翼上的从节点121、122、123、124发送数据请求，从节点121、122、123、124接收该数据请求后并进行数据采集，然后将采集的数据输出至主节点110，主节点110接收采集到的飞行数据。

在操作S202，将飞行数据输入至变体飞行器的控制模型中进行仿真计算，输出控制量。

本公开的实施例中，主节点110接收来自于从节点121、122、123、124采集的飞行数据，具体是各铰链转动夹角数据，将各铰链转动夹角输入至变体飞行器的控制模型中进行仿真计算，输出控制量。此时，主节点110将该控制量广播至从节点121、122、123、124，以使从节点121、122、123、124根据该控制量进行机翼力驱动，实现对变体飞行器的姿态控制。

具体地，该控制模型可以基于如图3A～3C所示的变体飞行器的结构进行设计，在控制模型设计的过程中，该控制模型包括但不仅限于基于该变体飞行器的变形目标值，即主节点110输出的控制量是基于该变形目标值进行计算的。举例而言，若该控制模型中设定的该变形目标值为使第一固定机翼21和第一连接杆22的铰链转动夹角θ₁与第一活动机翼23和第一连接杆22的铰链转动夹角θ₂相等，且θ₁＝θ₂＝120°，同理，θ₃＝θ₄＝120°，则主节点110输出的控制量为使得从节点121、122、123、124基于该控制量调整机翼上的驱动力，使得第一活动机翼23与第二活动机翼33调整至目标角度，且分别与对应的固定机翼保持平行。

在操作S203，根据控制量，调整第一活动机翼23及第二活动机翼33的姿态，使第一活动机翼23及第二活动机翼33在变体飞行器上升至预定高度后从折叠位置移动至展开位置，或使第一活动机翼23及第二活动机翼33从展开位置移动至折叠位置。

根据本公开的实施例，根据控制量，调整第一活动机翼23及第二活动机翼33的姿态，具体包括：根据控制量，输出第一活动机翼23及第二活动机翼33上副翼的驱动升力；根据驱动升力，调整第一固定机翼21与第一连接杆22的铰链转动夹角θ₁、第一活动机翼23与第一连接杆22的铰链转动夹角θ₂、第二固定机翼31与第二连接杆32的铰链转动夹角θ₃及第二活动机翼33与第二连接杆32的铰链转动夹角θ₄的大小，使第一活动机翼23及第二活动机翼33完成姿态变形。

本公开的实施例中，沿用上述实施例，若该控制模型输出的控制量为将第一活动机翼23及第二活动机翼33与连接杆的铰链转动夹角调整为120°的位置，则该控制量还包括第一活动机翼23及第二活动机翼33上副翼的驱动升力，该驱动升力用于驱动第一活动机翼23及第二活动机翼33调整，以实现第一活动机翼23及第二活动机翼33的变形。例如，如图3B所示，第一活动机翼23上的驱动升力可以为第一升力合力F₁和第二升力合力F₂，第二活动机翼33上的第三升力合力F₃和第四升力合力F₄。需说明的是，该第一升力合力F₁与第二升力合力F₂是针对第一活动机翼23上的副翼升力而言，第三升力合力F₃与第四升力合力F₄是针对第二活动机翼33上的副翼升力而言。

根据本公开的实施例，在变体飞行器上升至预定高度后，该预定高度例如可以为2000km、4000km或其他适合飞行高度等，根据驱动升力，调整第一固定机翼21与第一连接杆22的铰链转动夹角θ₁、第一活动机翼23与第一连接杆的铰链转动夹角θ₂、第二固定机翼31与第二连接杆32的铰链转动夹角θ₃及第二活动机翼33与第二连接杆32的铰链转动夹角θ₄至目标值120°，该目标值120°表征第一活动机翼23及第二活动机翼33的最终姿态，且在展开的最终姿态时活动机翼与固定机翼保持相对平行状态，如图3C所示，在活动机翼移动至展开位置后并固定，此时完成活动机翼展开动作。

根据本公开的实施例，在变体飞行器准备着落前，根据驱动升力，调整第一固定机翼21与第一连接杆22的铰链转动夹角θ₁、第一活动机翼23与第一连接杆的铰链转动夹角θ₂、第二固定机翼31与第二连接杆32的铰链转动夹角θ₃及第二活动机翼33与第二连接杆32的铰链转动夹角θ₄至目标值，该目标值例如可以是0°或180°，该状态下的机翼如图3A所示，在活动机翼移动至折叠位置后并固定，此时完成活动机翼折叠动作。

下面将结合一具体实施例对本公开的变体飞行器中的控制模型进行详细介绍。需说明的是，该控制模型的设计过程仅为示例性的说明，以帮助本领域的技术人员理解本公开的技术方案，并非用以限制本公开的保护范围。

如图3A、3B及3C所示，将第一活动机翼23记为A，第一连接杆22记为B，第一固定机翼21记为C，第二活动机翼33记为D，第二连接杆32记为E，第二固定机翼31记为F，X表示活动机翼在展开过程中的转动方向，活动机翼在折叠过程中的转动方向与X方向相反。各铰链转动角度记为θ₁、θ₂、θ₃及θ₄，θ₁与θ₃记为公转角度，θ₂与θ₄记为自转角度；第一固定机翼21和第二固定机翼31上的公转角速度分别为

与

第一活动机翼23和第二活动机翼33上的自转角速度分别为

与

第一固定机翼21与第二固定机翼31的公转加速度分别为

与

第一活动机翼23与第二活动机翼33的自转加速度分别为

与

第一活动机翼23的质量为m_A，重力为G_A，绕铰链转动惯量为J_A；第二活动机翼33的质量为m_D，重力为G_D，绕铰链转动惯量为J_D；第一连接杆22的质量为m_B，重力为G_B，长度为l₃；第二连接杆的质量为m_E，重力为G_E，长度为l₆；第一固定机翼21的绕铰链转动惯量为J_C；第二固定机翼31的绕铰链转动惯量为J_F；F₁与F₂分别为第一活动机翼23上的第一升力合力和第二升力合力；F₃与F₄分别为第二活动机翼33上的第三升力合力和第四升力合力。基于上述变体飞行器的模型，可得其左翼20、右翼30的总动能T满足：

其中，T₁为左翼20的总动能；T₂为右翼30的总动能。

根据左翼20、右翼30的总动能，可得左翼20、右翼30的铰链为零势能点的重力势能V满足：

其中，V₁为左翼20的重力势能，V₂为右翼30的重力势能。

则左翼20、右翼30的拉格朗日函数L满足：

其中，L₁为左翼20的拉格朗日函数，L₂为右翼30的拉格朗日函数。

则外力所做虚功δw满足：

δw₁＝(F₁l₃ cos(θ₂)+F₂l₃ cos(θ₂)-F₁l₁+F₂l₂)δθ₁+(F₁l₁-F₂l₂)δθ₂

δw₂＝(F₃l₆ cos(θ₄)+F₄l₆ cos(θ₄)-F₃l₄+F₄l₅)δθ₃+(F₃l₄-F₄l₅)δθ₄

其中，δw₁为左翼20的外力所做虚功；δw₂为右翼30的外力所做虚功；l₁为第一升力合力F₁到第一连接杆22的距离，l₂为所第二升力合力F₂到第一连接杆22的距离，l₄为第三升力合力F₃到第二连接杆32的距离；l₅为第四升力合力F₄到第二连接杆32的距离。

基于上式，可得变体飞行器的动力学模型满足：

其中，Y_ke1与Y_ke2分别表示左翼20和右翼30的动力学方程。

在上述动力学方程中添加扰动项D，得到另一种形式的控制方程满足：

其中，M₁为左翼20的转动惯量矩阵；

为

与

构成的矢量，且

f₁为左翼20的重力作用矢量；G₁为左翼20的力臂分配矩阵；u₁为左翼20的滑模控制律，且

D₁为左翼20的扰动矢量，且D₁＝Dsign(s₁)，D为一给定标量参数；s₁为左翼20的滑模函数；M₂为右翼30的转动惯量矩阵；

为

与

构成的矢量，且

f₂为右翼30的重力作用矢量；G₂为右翼30的力臂分配矩阵；u₂为右翼30的滑模控制律，且

D₂为右翼30的扰动矢量，且D₂＝Dsign(s₂)，D为一给定标量参数；s₂为右翼30的滑模函数。其中，转动惯量矩阵M₁、重力作用矢量f₁、力臂分配矩阵G₁、转动惯量矩阵M₂、重力作用矢量f₂及力臂分配矩阵G₂分别满足：

本公开的实施例中，设计滑模函数为：

其中，c₁、c₂分别为给定标量参数；左翼20的误差项e₁定义为，

为左翼20的公转角度期望值；右翼30的误差项e₂定义为，

为右翼30的公转角度期望值。

则对滑模函数求导可得：

其中，

为左翼20的滑模函数s₁的导数；

为右翼30的滑模函数s₂的导数。

将M₁与M₂求逆带入滑模函数可得：

根据李雅普诺夫稳定性的要求，需要使得

则

可以表示为：

其中，s₁为s₁的第一个分量，s₂为s₁的第二个分量；k₁、k₂、ε₁、ε₂均为给定的标量参数，

是s₁的转置矩阵；s₃为s₂的第一个分量，s₄为s₂的第二个分量；k₃、k₄、ε₃、ε₄均为给定的标量参数；

是s₂的转置矩阵。

因此，可得左翼20的滑模控制律u₁与右翼30的滑模控制律u₂分别满足：

其中，

为矩阵G₁的逆矩阵；

为矩阵G₂的逆矩阵。

本公开的实施例中，基于上述数学模型构建变体飞行器的动力学模型，根据该动力学模型仿真计算，得到变体飞行器的滑模控制律，其中，滑模控制律用于根据飞行数据计算控制量，该控制量包括但不仅限于第一固定机翼21上的铰链转动角度θ₁、第一活动机翼23上的铰链转动角度θ₂、第一活动机翼23上的第一升力合力F₁和第二升力合力F₂、第二固定机翼31上的铰链转动角度θ₃、第二活动机翼33上的铰链转动角度θ₄、第二活动机翼33上的第三升力合力F₃和第四升力合力F₄。

需说明的是，上述控制模型中可以计算出θ₁和θ₂，同理可得θ₃和θ₄，为方便本领域计算人员理解，本公开的实施例已说明四个铰链转动夹角的控制计算过程。

根据本公开的实施例，在步骤S202中将飞行数据输入至控制模型中进行仿真计算，输出控制量之前，该方法还包括：对飞行数据进行滤波处理，得到滤波后的飞行数据。该滤波过程可以通过主节点100中的控制模型计算得到，用于过滤飞行数据中不必要的白噪音，并差分出较为精确的角速度值。

具体地，该滤波后的飞行数据至少包括：第一固定机翼21上的铰链转动角度θ₁与铰链转动角速度

第一活动机翼23上的铰链转动角度θ₂与铰链转动角速度

第二固定机翼31上的铰链转动角度θ₃与铰链转动角速度

第二活动机翼33上的铰链转动角度θ₄与铰链转动角速度

本公开的实施例中，基于上述构建的变体飞行器的控制模型，对变体飞行器在折叠或展开的过程中的数据进行仿真计算。图4A～4C示意性示出了根据本公开一实施例的变体飞行器的在折叠过程中飞行数据仿真结果示意图。图5A～5C示意性示出了根据本公开一实施例的变体飞行器的在展开过程中飞行数据仿真结果示意图。

如图4A所示为折叠过程的角度结果仿真示意图，根据实际飞行状况动态调节给定目标值为110°(即期望值)，通过仿真计算可以看出，自转角度与公转角度均很接近期望值，实现了控制器具有良好的控制效果。如图4B所示为折叠过程的角度误差结果仿真示意图，可以看出，公转、自转角误差均可以控制在10°以内，该控制器达到了较好的控制效果。如图4C所示为折叠过程的角速度结果仿真示意图，可以看出，自转角速度与公转角速度均很接近期望值，可根据实际飞行状况动态调节给定的目标值，将活动机翼调节至预置位置，完成变体飞行器的变形控制。

如图5A所示为展开过程的角度结果仿真示意图，沿用上述给定目标值，通过仿真计算可以看出，自转角度与公转角度均很接近期望值，实现了控制器具有良好的控制效果。如图5B所示为展开过程的角度误差结果仿真示意图，可以看出，公转、自转角误差均可以控制在10°以内，该控制器达到了较好的控制效果。如图5C所示为展开过程的角速度结果仿真示意图，可以看出，自转角速度与公转角速度均很接近期望值，可根据实际飞行状况动态调节给定的目标值，将活动机翼调节至预置位置，完成变体飞行器的变形控制。

本公开的实施例中，活动机翼展开与折叠过程可以为相反的过程，举例而言，若目标值是110°，则在活动机翼展开的过程中，根据控制模型将活动机翼从0°位置移动至110°的展开位置，基于此，再机翼折叠的过程中，即根据控制模型将活动机翼从110°位置移动至0°的折叠位置，也可以反过来进行设定，本公开的实施例对此不做限定。需说明的是，该目标值仅为示例性的说明，其并不构成本公开实施例的限定。

本公开的实施例中，基于上述仿真计算结果，对该变体飞行器进行实际实验。图6A～6B示意性示出了根据本公开一实施例的变体飞行器的实验结果对比示意图。

如图6A为变体飞行器在实验过程中完成折叠-展开过程的角度数据结果对比图。如图6A所示，可以看出该变体飞行器在实验过程中完成折叠-展开过程的角度结果与如图4A和5A的仿真结果完全吻合，即可在2.5s～3s的时间内完成折叠或展开的过程，验证了理论模型的准确性。

如图6B为变体飞行器在实验过程中完成折叠-展开过程的角速度数据结果对比图，如图6B所示，可以看出该变体飞行器在实验过程中完成折叠-展开过程的角度结果与如图4C和5C的仿真结果完全吻合，验证了理论模型的准确性。

本公开的实施例中，通过实验结果验证，将该控制方法应用于变体飞行器，在风洞中进行了缩比模型的折叠-展开实验，得到实验结果如图6A～6B所示，其输出的控制量与期望值误差较小，控制效果良好，验证了本公开实施例提供的控制方法的可行性和合理性。

图7示意性示出了根据本公开实施例的适于实现上文描述的方法的控制器的方框图。图7示出的控制器仅仅是一个示例，不应对本公开实施例的功能和使用范围带来任何限制。

如图7所示，本实施例中所描述的控制器700，包括：处理器701，其可以根据存储在只读存储器(ROM)702中的程序或者从存储部分708加载到随机访问存储器(RAM)703中的程序而执行各种适当的动作和处理。处理器701例如可以包括通用微处理器(例如CPU)、指令集处理器和/或相关芯片组和/或专用微处理器(例如，专用集成电路(ASIC))，等等。处理器701还可以包括用于缓存用途的板载存储器。处理器701可以包括用于执行根据本公开实施例的方法流程的不同动作的单一处理单元或者是多个处理单元。

在RAM 703中，存储有系统700操作所需的各种程序和数据。处理器701、ROM 702以及RAM 703通过总线704彼此相连。处理器701通过执行ROM 702和/或RAM 703中的程序来执行根据本公开实施例的方法流程的各种操作。需要注意，所述程序也可以存储在除ROM 702和RAM 703以外的一个或多个存储器中。处理器701也可以通过执行存储在所述一个或多个存储器中的程序来执行根据本公开实施例的方法流程的各种操作。

根据本公开的实施例，控制器700还可以包括输入/输出(I/O)接口705，输入/输出(I/O)接口705电连接至总线704。系统700还可以包括连接至I/O接口705的以下部件中的一项或多项：包括键盘、鼠标等的输入部分706；包括诸如阴极射线管(CRT)、液晶显示器(LCD)等以及扬声器等的输出部分707；包括硬盘等的存储部分708；以及包括诸如LAN卡、调制解调器等的网络接口卡的通信部分709。通信部分709经由诸如因特网的网络执行通信处理。驱动器710也根据需要连接至I/O接口705。可拆卸介质711，诸如磁盘、光盘、磁光盘、半导体存储器等等，根据需要安装在驱动器710上，以便于从其上读出的计算机程序根据需要被安装入存储部分708。

根据本公开的实施例，根据本公开实施例的方法流程可以被实现为计算机软件程序。例如，本公开的实施例包括一种计算机程序产品，其包括承载在计算机可读存储介质上的计算机程序，该计算机程序包含用于执行流程图所示的方法的程序代码。在这样的实施例中，该计算机程序可以通过通信部分709从网络上被下载和安装，和/或从可拆卸介质711被安装。在该计算机程序被处理器701执行时，执行本公开实施例的系统中限定的上述功能。根据本公开的实施例，上文描述的系统、设备、装置、模块、单元等可以通过计算机程序模块来实现。

本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质可以是上述实施例中描述的设备/装置/系统中所包含的；也可以是单独存在，而未装配入该设备/装置/系统中。上述计算机可读存储介质承载有一个或者多个程序，当上述一个或者多个程序被执行时，实现根据本公开实施例的变体飞行器的控制方法。

根据本公开的实施例，计算机可读存储介质可以是非易失性的计算机可读存储介质，例如可以包括但不限于：便携式计算机磁盘、硬盘、随机访问存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦式可编程只读存储器(EPROM或闪存)、便携式紧凑磁盘只读存储器(CD-ROM)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本公开的实施例中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。例如，根据本公开的实施例，计算机可读存储介质可以包括上文描述的ROM 702和/或RAM 703和/或ROM 702和RAM 703以外的一个或多个存储器。

本公开的实施例还包括一种计算机程序产品，其包括计算机程序，该计算机程序包含用于执行流程图所示的方法的程序代码。当计算机程序产品在计算机系统中运行时，该程序代码用于使计算机系统实现本公开实施例所提供的变体飞行器的控制方法。

在该计算机程序被处理器701执行时执行本公开实施例的系统/装置中限定的上述功能。根据本公开的实施例，上文描述的系统、装置、模块、单元等可以通过计算机程序模块来实现。

在一种实施例中，该计算机程序可以依托于光存储器件、磁存储器件等有形存储介质。在另一种实施例中，该计算机程序也可以在网络介质上以信号的形式进行传输、分发，并通过通信部分709被下载和安装，和/或从可拆卸介质711被安装。该计算机程序包含的程序代码可以用任何适当的网络介质传输，包括但不限于：无线、有线等等，或者上述的任意合适的组合。

在这样的实施例中，该计算机程序可以通过通信部分709从网络上被下载和安装，和/或从可拆卸介质711被安装。在该计算机程序被处理器701执行时，执行本公开实施例的系统中限定的上述功能。根据本公开的实施例，上文描述的系统、设备、装置、模块、单元等可以通过计算机程序模块来实现。

根据本公开的实施例，可以以一种或多种程序设计语言的任意组合来编写用于执行本公开实施例提供的计算机程序的程序代码，具体地，可以利用高级过程和/或面向对象的编程语言、和/或汇编/机器语言来实施这些计算程序。程序设计语言包括但不限于诸如Java，C++，python，“C”语言或类似的程序设计语言。程序代码可以完全地在用户计算设备上执行、部分地在用户设备上执行、部分在远程计算设备上执行、或者完全在远程计算设备或服务器上执行。在涉及远程计算设备的情形中，远程计算设备可以通过任意种类的网络，包括局域网(LAN)或广域网(WAN)，连接到用户计算设备，或者，可以连接到外部计算设备(例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接)。

需要说明的是，在本公开各个实施例中的各功能模块可以集成在一个处理模块中，也可以是各个模块单独物理存在，也可以两个或两个以上模块集成在一个模块中。上述集成的模块既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能模块的形式实现。所述集成的模块如果以软件功能模块的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。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或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来。

附图中的流程图和框图，图示了按照本公开各种实施例的系统、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段、或代码的一部分，上述模块、程序段、或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个接连地表示的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图或流程图中的每个方框、以及框图或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或操作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。

本领域技术人员可以理解，本公开的各个实施例和/或权利要求中记载的特征可以进行多种组合和/或结合，即使这样的组合或结合没有明确记载于本公开中。特别地，在不脱离本公开精神和教导的情况下，本公开的各个实施例和/或权利要求中记载的特征可以进行多种组合和/或结合。所有这些组合和/或结合均落入本公开的范围。

尽管已经参照本公开的特定示例性实施例示出并描述了本公开，但是本领域技术人员应该理解，在不背离所附权利要求及其等同物限定的本公开的精神和范围的情况下，可以对本公开进行形式和细节上的多种改变。因此，本公开的范围不应该限于上述实施例，而是应该不仅由所附权利要求来进行确定，还由所附权利要求的等同物来进行限定。

Claims (13)

1.一种变体飞行器的控制方法，该变体飞行器包括：机身、设置在所述机身上的左翼和与所述左翼对称设置在所述机身上的右翼；其中，所述左翼包括：第一固定机翼及第一活动机翼，所述第一固定机翼与所述第一活动机翼通过第一连接杆连接；所述右翼包括：第二固定机翼及第二活动机翼，所述第二固定机翼与所述第二活动机翼通过第二连接杆连接，其特征在于，该控制方法包括：

获取所述左翼与所述右翼的飞行数据，其中，所述飞行数据至少包括：所述第一固定机翼与所述第一连接杆的铰链转动夹角、所述第一活动机翼与所述第一连接杆的铰链转动夹角、所述第二固定机翼与所述第二连接杆的铰链转动夹角及所述第二活动机翼与所述第二连接杆的铰链转动夹角；

将所述飞行数据输入至所述变体飞行器的控制模型中进行仿真计算，输出控制量；

根据所述控制量，调整所述第一活动机翼及所述第二活动机翼的姿态，使所述第一活动机翼及所述第二活动机翼在所述变体飞行器上升至预定高度后从折叠位置移动至展开位置，或使所述第一活动机翼及所述第二活动机翼从所述展开位置移动至所述折叠位置。

2.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述根据所述控制量，调整所述第一活动机翼及所述第二活动机翼的姿态，包括：

根据所述控制量，输出所述第一活动机翼及所述第二活动机翼上副翼的驱动升力；

根据所述驱动升力，调整所述第一固定机翼与所述第一连接杆的铰链转动夹角、所述第一活动机翼与所述第一连接杆的铰链转动夹角、所述第二固定机翼与所述第二连接杆的铰链转动夹角及所述第二活动机翼与所述第二连接杆的铰链转动夹角的大小，使所述第一活动机翼及所述第二活动机翼完成姿态变形。

3.根据权利要求2所述的控制方法，其特征在于，在所述变体飞行器上升至预定高度后，根据所述驱动升力，调整所述第一固定机翼与所述第一连接杆的铰链转动夹角、所述第一活动机翼与所述第一连接杆的铰链转动夹角、所述第二固定机翼与所述第二连接杆的铰链转动夹角及所述第二活动机翼与所述第二连接杆的铰链转动夹角至目标值，该目标值表征所述第一活动机翼及所述第二活动机翼的最终姿态。

4.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，构建所述控制模型的具体过程包括：

构建所述变体飞行器的动力学模型；

根据所述动力学模型仿真计算，得到所述变体飞行器的滑模控制律，其中，所述滑模控制律用于根据所述飞行数据计算所述控制量。

5.根据权利要求4所述的控制方法，其特征在于，所述变体飞行器的动力学模型满足：

其中，Y_ke1与Y_ke2分别表示所述左翼和所述右翼的动力学方程；J_A、J_C、J_D及J_F分别为所述第一活动机翼、所述第一固定机翼、所述第二活动机翼及所述第二固定机翼的绕铰链转动惯量；m_A与m_D分别为所述第一活动机翼和所述第二活动机翼的质量；θ₁与θ₃分别为所述第一固定机翼和所述第二固定机翼上的铰链转动角度，记为公转角度；

与

分别为所述第一固定机翼和所述第二固定机翼上的公转角速度；θ₂、θ₄分别为所述第一活动机翼和所述第二活动机翼上的铰链转动角度，记为自转角度；

与

分别为所述第一活动机翼和所述第二活动机翼上的自转角速度；

为所述第一固定机翼的公转加速度；

为所述第一活动机翼的自转加速度；

为所述第二固定机翼的公转加速度；

为所述第二活动机翼的自转加速度；F₁与F₂分别为所述第一活动机翼上的第一升力合力和第二升力合力；F₃与F₄分别为所述第二活动机翼上的第三升力合力和第四升力合力；l₃与l₆分别为所述第一连接杆和所述第二连接杆的长度；l₁为所述第一升力合力F₁到所述第一连接杆的距离；l₂为所述第二升力合力F₂到所述第一连接杆的距离；l₄为所述第三升力合力F₃到所述第二连接杆的距离；l₅为所述第四升力合力F₄到所述第二连接杆的距离；G_A、G_B、G_D及G_E分别为所述第一活动机翼、所述第一连接杆、所述第二活动机翼及所述第二连接杆的重力。

6.根据权利要求5所述的控制方法，其特征在于，所述左翼的滑模控制律u₁满足：

其中，

为矩阵G₁的逆矩阵；M₁为所述左翼的转动惯量矩阵；c₁为给定标量参数；

为期望角度矢量求导后得到的期望角速度矢量；

为角度矢量求导后得到的角速度矢量，且

为所述左翼的滑模函数s₁的导数，

或

其中，s₁为s₁的第一个分量，s₂为s₁的第二个分量；k₁、k₂、ε₁、ε₂均为给定的标量参数，

是s₁的转置矩阵；f₁为所述左翼的重力作用矢量；D₁为所述左翼的扰动矢量，且D₁＝Dsign(s₁)，D为一给定标量参数；s₁为所述左翼的滑模函数。

7.根据权利要求6所述的控制方法，其特征在于，所述左翼的转动惯量矩阵M₁与所述左翼的重力作用矢量f₁分别满足：

8.根据权利要求5所述的控制方法，其特征在于，所述右翼的滑模控制律u₂满足：

其中，

为矩阵G₂的逆矩阵；M₂为所述右翼的转动惯量矩阵；c₂为给定标量参数；

为期望角度矢量求导后得到的期望角速度矢量；

为角度矢量求导后得到的角速度矢量，且

为所述右翼的滑模函数s₂的导数，

或

其中，s₃为s₂的第一个分量，s₄为s₂的第二个分量；k₃、k₄、ε₃、ε₄均为给定的标量参数；

是s₂的转置矩阵；f₂为所述右翼的重力作用矢量；D₂为所述右翼的扰动矢量，且D₂＝Dsign(s₂)，D为一给定标量参数；s₂为所述右翼的滑模函数。

9.根据权利要求8所述的控制方法，其特征在于，所述右翼的转动惯量矩阵M₂与所述右翼的重力作用矢量f₂分别满足：

10.根据权利要求5所述的控制方法，其特征在于，所述控制量至少包括以下一种：所述第一固定机翼上的铰链转动角度θ₁、所述第一活动机翼上的铰链转动角度θ₂、所述第一活动机翼上的第一升力合力F₁和第二升力合力F₂、所述第二固定机翼上的铰链转动角度θ₃、所述第二活动机翼上的铰链转动角度θ₄、所述第二活动机翼上的第三升力合力F₃和第四升力合力F₄。

11.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述将所述飞行数据输入至控制模型中进行仿真计算，输出控制量之前，该方法还包括：

对所述飞行数据进行滤波处理，得到滤波后的飞行数据。

12.一种控制器，其特征在于，包括：存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其中，所述处理器执行所述计算机程序时，实现如权利要求1至11中任一项所述的控制方法。

13.根据权利要求12所述的控制器在变体飞行器上的应用。

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