CN117227967A - 用于控制飞行器的方法、装置、介质和飞行器 - Google Patents

Abstract

本公开实施例提供了一种用于控制飞行器的方法、装置、介质和飞行器，涉及飞行器技术领域，待控制的飞行器的推进装置包括至少两个涡喷发动机，该方法包括：响应于位姿控制指令，获取飞行器的实时位姿，并确定飞行器期望达到的目标位姿；根据目标位姿和实时位姿调整至少一个涡喷发动机的推力线，以驱动飞行器达到目标位姿；其中，根据目标位姿和实时位姿调整至少一个涡喷发动机的推力线，包括：根据目标位姿和实时位姿，调整涡喷发动机绕第一方向的旋转角度。可以避免因偏转涡喷发动机的尾喷管导致的推力损失，有助于提高涡喷发动机的推进效率。

Description

用于控制飞行器的方法、装置、介质和飞行器

技术领域

本文涉及飞行器技术，尤指一种用于控制飞行器的方法、装置、介质和飞行器。

背景技术

随着飞行器技术的不断进步，飞行器在军事领域和民用领域中的应用越发广泛，其结构和种类也越来越多样。涡喷发动机不仅具有推力大、控制精度高等优点，并且通过控制尾喷管的摆喷方向就可以产生各个方向的推进力，因此经常被用作全向力飞行器的推进装置。

一些技术中，通常是采用偏转尾喷管的方式来改变涡喷发动机的推力线，以此实现对飞行器位姿的调整。

发明内容

本公开实施例提供了一种用于控制飞行器的方法、装置、介质和飞行器，可以降低飞行器位姿调整过程中的推力损失。

第一方面，本公开实施例提供了一种用于控制飞行器的方法，待控制的飞行器的推进装置包括至少两个涡喷发动机，该方法包括：响应于位姿控制指令，获取飞行器的实时位姿，并确定飞行器期望达到的目标位姿；根据目标位姿和实时位姿调整至少一个涡喷发动机的推力线，以驱动飞行器达到目标位姿；其中，根据目标位姿和实时位姿调整至少一个涡喷发动机的推力线，包括：根据目标位姿和实时位姿，调整涡喷发动机绕第一方向的旋转角度。

第二方面，本公开实施例提供了一种用于控制飞行器的装置，包括处理器和保存有计算机程序的存储器，计算机程序被处理器执行时，可实现上述实施例中的用于控制飞行器的方法。

第三方面，本公开实施例提供了一种计算机存储介质，用于存储计算机可读取的指令，指令被执行时实现上述实施例提供的用于控制飞行器的方法。

第四方面，本公开实施例提供了一种飞行器，包括飞行器本体及设置在飞行器本体上的控制器、至少两个涡喷发动机组、与涡喷发动机组对应的舵机组和固定装置，每一固定装置包括在第一方向上延伸的一转轴，其中，每个涡喷发动机组包括并联的至少两个涡喷发动机，至少两个涡喷发动机均连接在一个固定装置的转轴上；舵机组包括旋转舵机和偏转舵机，其中，旋转舵机配置为驱动转轴绕第一方向转动，以带动至少两个涡喷发动机绕第一方向旋转；偏转舵机与涡喷发动机的尾喷管连接，配置为驱动尾喷管绕第二方向偏转；控制器配置为通过上述实施例中的用于控制飞行器的方法控制飞行器的位姿。

与相关技术相比，本公开实施例提供的用于控制飞行器的方法、装置、介质和飞行器，在驱动飞行器达到目标位姿的过程中，采用了旋转涡喷发动机的方式改变涡喷发动机的推力线，可以避免因偏转涡喷发动机的尾喷管导致的推力损失，有助于提高涡喷发动机的推进效率。

本公开的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本公开而了解。本公开的其他优点可通过在说明书以及附图中所描述的方案来实现和获得。

附图说明

附图用来提供对本公开技术方案的理解，并且构成说明书的一部分，与本公开的实施例一起用于解释本公开的技术方案，并不构成对本公开技术方案的限制。

图1为本公开的飞行器的一个实施例的结构示意图；

图2为本公开的飞行器的一个实施例的另一个角度的结构示意图；

图3为本公开的飞行器的一个实施例的又一个角度的结构示意图；

图4为本公开的用于控制飞行器的方法的一个实施例的流程示意图；

图5为本公开的用于控制飞行器的方法的一个实施例中调整推力线的流程示意图；

图6为本公开的用于控制飞行器的方法的一个实施例中调整涡喷发动机和尾喷管的流程示意图；

图7为本公开的用于控制飞行器的方法的一个实施例中闭环控制系统的示意图；

图8为本公开的用于控制飞行器的方法的一个实施例中参数整定的流程示意图；

图9为本公开的用于控制飞行器的方法的一个实施例中构建动力学模型的流程示意图；

图10为本公开的用于控制飞行器的装置的一个实施例的结构示意图。

附图标记：

110-涡喷发动机；111-固定装置；120-飞行器本体。

具体实施方式

本公开描述了多个实施例，但是该描述是示例性的，而不是限制性的，并且对于本领域的普通技术人员来说显而易见的是，在本公开所描述的实施例包含的范围内可以有更多的实施例和实现方案。尽管在附图中示出了许多可能的特征组合，并在具体实施方式中进行了讨论，但是所公开的特征的许多其它组合方式也是可能的。除非特意加以限制的情况以外，任何实施例的任何特征或元件可以与任何其它实施例中的任何其他特征或元件结合使用，或可以替代任何其它实施例中的任何其他特征或元件。

本公开包括并设想了与本领域普通技术人员已知的特征和元件的组合。本公开已经公开的实施例、特征和元件也可以与任何常规特征或元件组合，以形成由权利要求限定的独特的发明方案。任何实施例的任何特征或元件也可以与来自其它发明方案的特征或元件组合，以形成另一个由权利要求限定的独特的发明方案。因此，应当理解，在本公开中示出和/或讨论的任何特征可以单独地或以任何适当的组合来实现。因此，除了根据所附权利要求及其等同替换所做的限制以外，实施例不受其它限制。此外，可以在所附权利要求的保护范围内进行各种修改和改变。

此外，在描述具有代表性的实施例时，说明书可能已经将方法和/或过程呈现为特定的步骤序列。然而，在该方法或过程不依赖于本文所述步骤的特定顺序的程度上，该方法或过程不应限于所述的特定顺序的步骤。如本领域普通技术人员将理解的，其它的步骤顺序也是可能的。因此，说明书中阐述的步骤的特定顺序不应被解释为对权利要求的限制。此外，针对该方法和/或过程的权利要求不应限于按照所写顺序执行它们的步骤，本领域技术人员可以容易地理解，这些顺序可以变化，并且仍然保持在本公开实施例的精神和范围内。

图1示出了本公开的飞行器的一个实施例的结构示意图，如图1所示，Xb和Yb为飞行器的机体坐标系中的水平坐标轴。飞行器包括飞行器本体120及设置在飞行器本体120上的控制器（图中未示出）、至少两个涡喷发动机组、与涡喷发动机组对应的舵机组（图中未示出）和固定装置111，每个固定装置111包括在第一方向（如图中所示的Yb）上延伸的一转轴（图中未示出），其中，每个涡喷发动机组包括并联的至少两个涡喷发动机110，至少两个涡喷发动机110均连接在一个固定装置111的转轴上；舵机组包括旋转舵机和偏转舵机，其中，旋转舵机配置为驱动转轴绕第一方向转动，以带动至少两个涡喷发动机110绕第一方向旋转；偏转舵机与涡喷发动机110的尾喷管连接，配置为驱动尾喷管绕第二方向（如图中所示的Xb）偏转；控制器配置为通过本公开中的用于控制飞行的方法控制飞行器的位姿。

在本实施例中，第一方向和第二方向可以与飞行器的机体坐标轴呈任意角度。如图2所示，旋转舵机可以驱动转轴绕Yb旋转，以此带动并联的两个涡喷发动机110随着固定装置111整体旋转。如图3所示，偏转舵机可以驱动尾喷管绕Xb偏转。

从图中可以看出，涡喷发动机110的旋转是以飞行器本体120为参照，在此过程中，涡喷发动机110的各个部件的相对位置保持不变。尾喷管的偏转是以涡喷发动机110的本体为参照，在此过程中，涡喷发动机110的本体位置保持不变。

在另一个可选的示例中，同一个涡喷发动机组中的至少两个涡喷发动机110的排列方向与任一机体坐标轴均不平行时，第一方向、第二方向可以与任一机体坐标轴均不平行或垂直。例如，第一方向可以垂直于排列方向，第二方向则垂直于第一方向。

本实施例中的飞行器，一方面采用了多个涡喷发动机的并联结构，可以为飞行器提供更大的推力，另一方面采用旋转涡喷发动机与偏转尾喷管的方式调整涡喷发动机的推力线，与单纯依赖偏转尾喷管的方式相比，可以降低因偏转尾喷管导致的推力损失。

下面结合图4对本公开的用于控制飞行器的方法进行示例性说明。图4所示的实施例可以包括以下步骤。

步骤410、响应于位姿控制指令，获取飞行器的实时位姿，并确定飞行器期望达到的目标位姿。

实践中，用户可以根据需求向飞行器下达位姿控制指令，以指示飞行器达到期望的位置和姿态。例如可以包括动作类指令，如指示飞行器垂直起降、悬停、翻转或移动，此时的目标位姿可以是随时间变化的动态位置和/或动态姿态；还可以包括指向类指令，例如指示飞行器到达某个位置或呈现某个姿态。

通常，飞行器内部可以设置有位姿传感器（例如可以是全球定位系统和陀螺仪），用于实时获取飞行器的位置信息和姿态信息，即为本实施例中的实时位姿。同时，飞行器的控制单元可以设置有运算模块，其中预先装载有飞行器的动力学模型、运动学模型以及相关算法，用于根据位姿控制指令计算出位姿控制指令指示的位置和姿态，即为本实施例中的目标位姿。

在本实施例中，当飞行器接收到位姿控制指令时，可以通过位姿传感器获取飞行器在当前时刻的实时位姿，同时利用运算模块对位姿控制指令进行解析、计算，确定出位姿控制指令期望达到的目标位姿。

步骤420、根据目标位姿和实时位姿调整至少一个涡喷发动机的推力线，以驱动飞行器达到目标位姿。

其中，根据目标位姿和实时位姿调整至少一个涡喷发动机的推力线，包括：根据目标位姿和实时位姿，调整涡喷发动机绕第一方向的旋转角度。

通常，飞行器的控制单元中还会设置有运动控制模块，其中预设有飞行器的动力学模型及相关算法，可以根据实时位姿与目标位姿调整涡喷发动机的推力线，以便驱动飞行器达到目标位姿。

下面结合图1和图2对本实施例中调整涡喷发动机的推力线的方式进行示例性说明。其中，第一方向可以是Yb方向（图2中垂直纸面向内），当需要调整飞行器的姿态时，飞行器的控制单元可以通过舵机驱动部分或全部涡喷发动机110绕Yb方向整体旋转，以改变涡喷发动机的推力线，直至推动飞行器达到目标位姿。

需要说明的是，本实施例中的用于控制飞行器的方法对涡喷发动机的数量及配合方式不作限定，可以采用图1中所示的将多个涡喷发动机并联为一个涡喷发动机组，以便同时对并联的多个涡喷发动机的旋转进行控制；也可以采用单个的涡喷发动机。不同的涡喷发动机组或涡喷发动机的旋转角度可以相同，也可以不同，并且，旋转角度可以是0。

本实施例提供的用于控制飞行器的方法，在驱动飞行器从当前位姿达到目标位姿的过程中，采用了旋转涡喷发动机的方式改变涡喷发动机的推力线，可以避免因偏转涡喷发动机的尾喷管导致的推力损失，有助于提高涡喷发动机的推进效率。

由于绕第一方向旋转涡喷发动机只能从一个自由度改变涡喷发动机的推力线，这种方式可以实现飞行器的垂直升降、悬停、平移或翻转等位姿控制。而对于一些较复杂的位姿控制，往往需要从两个自由度调整涡喷发动机的推力线。

针对这种情况，上述步骤420中调整涡喷发动机的推力线时，在绕第一方向旋转涡喷发动机的同时，还可以包括：根据目标位姿和实时位姿，调整涡喷发动机的尾喷管绕第二方向的偏转角度。

在图1、图2的基础上结合图3进行示例性说明，第一方向为Yb（图2中垂直纸面向内），第二方向为Xb（图3中垂直纸面向外）。每个涡喷发动机可以绕Yb整体旋转，如图2中示出的角度α ₁ 和α ₂ ，此时涡喷发动机的尾喷管不会偏转。每个涡喷发动机的尾喷管则可以绕Xb偏转，如图3中示出的β ₁ 和β ₂ 。其中，不同尾喷管的偏转角度可以相同也可以不同，并且偏转角度可以是0。

与单纯通过偏转尾喷管实现涡喷发动机推力线在两自由度上的调整相比，本实施例通过旋转涡喷发动机与偏转尾喷管分别从两个自由度调整涡喷发动机的推力线，可以减少尾喷管偏转带来的推力损失。

下面参考图5，图5示出了本公开的用于控制飞行器的方法的一个实施例中调整涡喷发动机的推力线的流程示意图，如图5所示，上述步骤420包括以下步骤。

步骤510、每隔一采样周期，将目标位姿和实时位姿输入预先根据飞行器的动力学模型构建的闭环控制系统，得到第一控制量。

其中，第一控制量表征飞行器的期望角速度。

在本实施例中，可以根据预设的采样周期，周期性地获取飞行器的实时位姿。这里的采样周期可以是闭环控制系统的采样周期，例如可以是PID（Proportional-Integral-Derivative，PID）闭环控制系统。闭环控制系统可以预先根据飞行器的动力学模型构建，以便根据输入的实时位姿和期望位姿计算得到第一控制量，第一控制量用于表征飞行器在当前时刻的期望角速度。

作为示例，第一控制量可以是矩阵的形式，其中可以包括飞行器在各个预设方向的期望角速度分量。如图1所示，期望角速度不仅包括飞行器在Xb和Yb的期望角速度分量，而且包括Zb的期望角速度分量。

步骤520、根据第一控制量，调整涡喷发动机绕第一方向的旋转角度，以及，调整涡喷发动机的尾喷管绕第二方向的偏转角度。

在本实施例中，飞行器的运动控制模块可以根据第一控制量驱动涡喷发动机和尾喷管，以调整涡喷发动机绕第一方向的旋转角度和尾喷管绕第二方向的偏转角度。需要说明的是，各个涡喷发动机的旋转角度可以相同也可以不同，各个涡喷发动机的尾喷管的偏转角度可以相同，也可以不同，并且涡喷发动机和尾喷管的调整角度可以是零。

每个采样周期内，飞行器的位姿传感器可以获取一次飞行器的实时位姿，并输入闭环控制系统。由闭环控制系统根据输入的目标位姿和实时位姿确定第一控制量。然后根据第一控制量旋转涡喷发动机和偏转尾喷管，以调整涡喷发动机的推力线。迭代执行步骤510与步骤520，直至达到目标位姿，即实时位姿与期望位姿一致。

图5所示的实施例，通过闭环控制系统将飞行器的位姿调整过程离散化，周期性地获取飞行器的实时位姿，并根据实时位姿旋转涡喷发动机和偏转尾喷管。通过多次迭代调整，可以更快速、更准确地将飞行器的位姿调整至目标位姿。

接着参考图6，如图6所示，上述步骤520可以进一步包括以下步骤。

步骤610、利用混控矩阵对第一控制量进行处理，确定出每个涡喷发动机对应的舵机驱动信号。

其中，舵机驱动信号包括用于驱动旋转舵机的旋转驱动信号和用于驱动偏转舵机的偏转驱动信号。

在本领域中，混控矩阵用于将第一控制量分配至到不同的执行器（如本公开中的旋转舵机和偏转舵机）。实践中，混控矩阵的设计和调节需要根据具体的应用场景和要求进行调整和优化，本公开在此不再赘述。

在本实施例中，涡喷发动机配置有旋转舵机和偏转舵机，旋转舵机配置为带动涡喷发动机整体绕第一方向旋转，偏转舵机则配置为带动尾喷管绕第二方向偏转。将步骤510中闭环控制系统输出的第一控制量输入混控矩阵，经过处理得到各个涡喷发动机分别对应的舵机驱动信号。舵机驱动信号包括旋转驱动信号和偏转驱动信号，分别用于驱动旋转舵机和偏转舵机。舵机驱动信号通常为PWM波，通过PWM波的波形特征（例如高电平的数量、脉宽、频率等）控制舵机的转动角度。

可以理解的是，调整涡喷发动机的推力线的过程中，当某个涡喷发动机或某个尾喷管不需要调整时，对应的旋转驱动信号或偏转驱动信号中可以不包括高电平。

通常，实时位姿包括飞行器的实时位置和实时姿态，相应的，目标位姿包括目标位置和目标姿态。

在本实施例的一些可选的实施方式中，闭环控制系统可以是双闭环串级闭环控制系统，其中，外环为位置环，被配置为根据实时位置和目标位置的差值进行控制，输出第二控制量，第二控制量表征飞行器的期望姿态；内环为姿态环，配置为根据实时姿态、目标姿态和第二控制量进行控制，输出第一控制量。

本实施方式中的闭环控制系统如图7所示，步骤610可以包括：位置控制器根据目标位置和实时位置的差值进行控制，输出第二控制量；然后，由姿态控制器根据第二控制量、实时姿态和目标姿态进行控制，输出第一控制量。

在本实施方式中，可以采用双闭环串级闭环控制系统对实时位姿和目标位姿进行处理，确定第一控制量，有助于提高飞行器位姿的控制精度。

步骤620、利用旋转驱动信号驱动旋转舵机，以带动对应的涡喷发动机绕第一方向旋转。

步骤630、利用偏转驱动信号驱动偏转舵机，以带动对应的涡喷发动机的尾喷管绕第二方向偏转。

在本实施例中，可以通过混控矩阵可以将第一控制量转化为舵机的驱动信号，并将驱动信号发送至对应的旋转舵机和偏转舵机，以此驱动舵机带动涡喷发动机旋转和带动尾喷管偏转，有助于提高位姿控制的精度和反应速度。

在上述实施例的一些可选的实施方式中，利用闭环控制系统确定第一控制量时，在飞行器达到目标位姿之前，该方法还可以包括：基于采样周期、动力学模型和第一控制量，周期性地对闭环控制系统的控制参数进行整定。

作为示例，参数整定的方法可以是H∞算法或专家PID算法，控制参数例如可以包括闭环控制系统的比例度、积分时间或微分时间等。

在本实施例方式中，闭环控制系统在每个采样周期输出第一控制量之后，可以根据第一控制量和动力学模型对闭环控制系统的控制参数进行修正，使得下个采样周期可以利用优化参数后的闭环控制系统进行迭代计算，实现了闭环控制系统在迭代计算的同时不断优化系统的动态特性和静态特性，从而获得更好的控制效果。

下面参考图8，图8示出了本公开的用于控制飞行器的方法一个实施例中参数整定的流程示意图，如图8所示，该流程包括以下步骤。

步骤810、基于动力学模型，确定闭环控制系统的误差上界与误差下界。

步骤820、基于闭环控制系统上个采样周期和当前采样周期分别确定的两个第一控制量，确定闭环控制系统在当前采样周期的误差值和误差变化趋势。

步骤830、基于误差上界、误差下界、误差值、误差变化趋势、预设的控制精度以及专家库，修正闭环控制系统的控制参数。

在本实施例中，专家库可以预先存储有飞行器位姿控制相关的先验知识。

作为示例，可以根据如下算式（1），确定闭环控制系统在第k个采样周期的误差值和误差变化趋势。

（1）

式中， e(k)表示误差值，y(k)表示第k个采样周期的第一控制量，y _d (k)表示前k个采样周期的第一控制量的均值，表示误差变化趋势，/>表示/>的变化趋势。

之后，可以引入专家库中的先验知识，根据误差上界、误差下界、误差值、误差变化趋势和预设的控制精度对闭环控制系统的参数进行整定，通过比例控制、积分控制减少静态误差，闭环控制系统的控制参数可以通过算式（2）确定。

（2）

式中，u（k）表示闭环控制系统在k个采样周期的输出相对于输入的改变量，k _i 表示积分参数、k _p 表示比例参数，k _d 表示微分参数。

在本实施例中，通过引入专家库，可以利用先验知识对闭环控制系统的参数整定过程进行优化，从而提高闭环控制系统的参数整定效果，有助于进一步提高飞行器的位姿控制精度。

下面参考图9，图9示出了本公开的用于控制飞行器的方法的一个实施例中构建动力学模型的流程示意图，如图9所示，该流程包括以下步骤。

步骤910、根据涡喷发动机的推力参数和姿态参数，确定飞行器所受推力在地理坐标系下的力学表达式。

结合图1、图2和图3进行示例性说明，飞行器在机体坐标系下的力学表达式可以表示为如下算式（3）。

（3）

式中，T _b 为4个涡喷发动机组的总推力。T _bx 、T _by 和T _bz 表示T _b 在三个坐标轴方向的分力，α表示涡喷发动机绕Xb转过的角度，β表示涡喷发动机的尾喷管绕Yb转过的角度。

之后，可以通过坐标变换，根据算式（3）确定出飞行器在地理坐标系下的力学表达式，如算式（4）所示。

（4）

式中，表示涡喷发动机的编号，F _C x、F _C y和F _C z分别表示涡喷发动机在地理坐标系的x、y和 z方向产生的推力分量，Fn表示涡喷发动机的推力。

步骤920、根据涡喷发动机的推力参数和飞行器的结构参数，确定飞行器的外力矩和抗阻力矩。

在本实施例中，外力矩表示涡喷发动机的推力对飞行器产生的力矩。抗阻力矩则表示阻碍涡喷发动机转动的力矩，通常抗阻力矩可以通过实验测量得到。

步骤930、根据抗阻力矩，确定飞行器的陀螺力矩。

在本实施例中，陀螺力矩表示飞行器在转动过程中受到的阻力力矩。

步骤940、基于外力矩与陀螺力矩，确定飞行器的力矩表达式。

在本实施例中，飞行器的力矩表达式可以表示为算式（5）。

（5）

式中，M表示飞行器受到的总力矩，M _C x、M _C y和M _C z分别表示总力矩在三个地理坐标轴上的分量，ω表示抗阻力矩，ω×（I•ω）表示陀螺力矩。

步骤950、基于力学表达式与力矩表达式，确定动力学模型。

作为示例，飞行器的动力学模型可以表示为如下算式（6）。

（6）

式中，Lx、Ly分别表示涡喷发动机组的中心与Xb、Yb的距离。

在本实施例中，构建飞行器的动力学模型时引入了陀螺力矩，使得动力学模型可以更准确地反应飞行器实际飞行时的受力情况，有助于提高闭环控制系统的计算精度，从而提高飞行器位姿控制的准确度。

本公开实施例还提供了一种用于控制飞行器的装置，如图10所示，包括处理器1010和保存有计算机程序的存储器1020，计算机程序被处理器执行时，可实现上述任一实施例中的用于控制飞行器的方法。

本实施例的中的处理器1010可以是通用处理器，包括中央处理器(简称CPU)、网络处理器(Network Processor，简称NP)、微处理器等等，也可以是其他常规的处理器等；处理器1010还可以是数字信号处理器(DSP)、专用集成电路(ASIC)、现成可编程门阵列(FPGA)、离散逻辑或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件；也可以是上述器件的组合。即上述实施例的处理器1010可以是实现本公开实施例中公开的各方法、步骤及逻辑框图的任何处理器件或器件组合。如果部分地以软件来实施本公开实施例，那么可将用于软件的指令存储在合适的非易失性计算机可读存储媒体中，且可使用一个或多个处理器在硬件中执行所述指令从而实施本申请实施例的方法。

本公开实施例还提供了一种计算机存储介质，用于存储计算机指令，该指令被执行时实现前述任一实施例中的用于控制飞行器的方法。

本领域普通技术人员可以理解，上文中所公开方法中的全部或某些步骤、系统、装置中的功能模块/单元可以被实施为软件、固件、硬件及其适当的组合。在硬件实施方式中，在以上描述中提及的功能模块/单元之间的划分不一定对应于物理组件的划分；例如，一个物理组件可以具有多个功能，或者一个功能或步骤可以由若干物理组件合作执行。某些组件或所有组件可以被实施为由处理器，如数字信号处理器或微处理器执行的软件，或者被实施为硬件，或者被实施为集成电路，如专用集成电路。这样的软件可以分布在计算机可读介质上，计算机可读介质可以包括计算机存储介质（或非暂时性介质）和通信介质（或暂时性介质）。如本领域普通技术人员公知的，术语计算机存储介质包括在用于存储信息（诸如计算机可读指令、数据结构、程序模块或其他数据）的任何方法或技术中实施的易失性和非易失性、可移除和不可移除介质。计算机存储介质包括但不限于 RAM、ROM、EEPROM、闪存或其他存储器技术、CD-ROM、数字多功能盘（DVD）或其他光盘存储、磁盒、磁带、磁盘存储或其他磁存储装置、或者可以用于存储期望的信息并且可以被计算机访问的任何其他的介质。此外，本领域普通技术人员公知的是，通信介质通常包含计算机可读指令、数据结构、程序模块或者诸如载波或其他传输机制之类的调制数据信号中的其他数据，并且可包括任何信息递送介质。

Claims (11)

1.一种用于控制飞行器的方法，其特征在于，待控制的飞行器的推进装置包括至少两个涡喷发动机，所述方法包括：

响应于位姿控制指令，获取所述飞行器的实时位姿，并确定所述飞行器期望达到的目标位姿；

根据所述目标位姿和所述实时位姿调整至少一个所述涡喷发动机的推力线，以驱动所述飞行器达到所述目标位姿；

其中，根据所述目标位姿和所述实时位姿调整至少一个所述涡喷发动机的推力线，包括：根据所述目标位姿和所述实时位姿，调整所述涡喷发动机绕第一方向的旋转角度。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述目标位姿和所述实时位姿调整至少一个所述涡喷发动机的推力线，还包括：

根据所述目标位姿和所述实时位姿，调整所述涡喷发动机的尾喷管绕第二方向的偏转角度，其中，所述第一方向与所述飞行器的机体坐标系中的任一水平坐标轴方向一致，且所述第二方向与另一水平坐标轴方向一致。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，获取所述飞行器的实时位姿，包括：

根据预设的采样周期，周期性地获取所述实时位姿；

根据所述目标位姿和所述实时位姿调整至少一个所述涡喷发动机的推力线，包括：

每隔一所述采样周期，将所述目标位姿和所述实时位姿输入预先根据所述飞行器的动力学模型构建的闭环控制系统，得到第一控制量；根据所述第一控制量，调整所述涡喷发动机绕所述第一方向的旋转角度，以及，调整所述涡喷发动机的尾喷管绕所述第二方向的偏转角度；其中，所述第一控制量表征所述飞行器的期望角速度。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，每个所述涡喷发动机配置有旋转舵机和偏转舵机，所述旋转舵机配置为带动所述涡喷发动机绕所述第一方向旋转；所述偏转舵机配置为带动所述涡喷发动机的尾喷管绕所述第二方向偏转；

根据所述第一控制量，调整所述涡喷发动机绕所述第一方向的旋转角度，以及，调整所述涡喷发动机的尾喷管绕所述第二方向的偏转角度，包括：利用混控矩阵对所述第一控制量进行处理，确定出每个所述涡喷发动机对应的舵机驱动信号，其中，所述舵机驱动信号包括用于驱动所述旋转舵机的旋转驱动信号和用于驱动所述偏转舵机的偏转驱动信号；利用所述旋转驱动信号驱动所述旋转舵机，以带动对应的所述涡喷发动机绕所述第一方向旋转；利用所述偏转驱动信号驱动所述偏转舵机，以带动对应的所述涡喷发动机的尾喷管绕所述第二方向偏转。

5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述实时位姿包括所述飞行器的实时位置和实时姿态，所述目标位姿包括所述飞行器期望达到的目标位置和目标姿态；

所述闭环控制系统包括作为内环的姿态环和作为外环的位置环，其中，所述位置环配置为根据所述实时位置和所述目标位置的差值进行控制，输出第二控制量，所述第二控制量表征所述飞行器的期望姿态；所述姿态环配置为根据所述实时姿态、所述目标姿态和所述第二控制量进行控制，输出所述第一控制量。

6.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，在所述飞行器达到所述目标位姿之前，所述方法还包括：

基于所述采样周期、所述动力学模型和所述第一控制量，周期性地对所述闭环控制系统的控制参数进行整定。

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，基于所述采样周期、所述动力学模型和所述第一控制量，周期性地对所述闭环控制系统的控制参数进行整定，包括：

基于所述动力学模型，确定所述闭环控制系统的误差上界与误差下界；

基于所述闭环控制系统上个采样周期和当前采样周期分别确定的两个所述第一控制量，确定所述闭环控制系统在当前采样周期的误差值和误差变化趋势；

基于所述误差上界、所述误差下界、所述误差值、所述误差变化趋势、预设的控制精度以及专家库，修正所述闭环控制系统的控制参数。

8.根据权利要求3至7之一所述的方法，其特征在于，所述动力学模型通过如下方式构建：

根据所述涡喷发动机的推力参数和姿态参数，确定所述飞行器所受推力在地理坐标系下的力学表达式；

根据所述涡喷发动机的推力参数和所述飞行器的结构参数，确定所述飞行器的外力矩和抗阻力矩；

根据所述抗阻力矩，确定所述飞行器的陀螺力矩；

基于所述外力矩与所述陀螺力矩，确定所述飞行器的力矩表达式；

基于所述力学表达式与所述力矩表达式，确定所述动力学模型。

9.一种用于控制飞行器的装置，包括处理器和保存有计算机程序的存储器，其特征在于，所述计算机程序被所述处理器执行时，可实现权利要求1至8之一所述的用于控制飞行器的方法。

10.一种计算机存储介质，用于存储计算机可读取的指令，其特征在于，所述指令被执行时实现权利要求1至8之一所述的用于控制飞行器的方法。

11.一种飞行器，其特征在于，包括飞行器本体及设置在所述飞行器本体上的控制器、至少两个涡喷发动机组、与所述涡喷发动机组对应的舵机组和固定装置，每一所述固定装置包括在第一方向上延伸的一转轴，其中，

每个所述涡喷发动机组包括并联的至少两个涡喷发动机，所述至少两个涡喷发动机均连接在一个所述固定装置的转轴上；

所述舵机组包括旋转舵机和偏转舵机，其中，所述旋转舵机配置为驱动所述转轴绕所述第一方向转动，以带动所述至少两个涡喷发动机绕所述第一方向旋转；所述偏转舵机与涡喷发动机的尾喷管连接，配置为驱动所述尾喷管绕第二方向偏转；

所述控制器配置为通过权利要求1至8之一所述的用于控制飞行器的方法控制所述飞行器的位姿。