WO2024046060A1 - 一种航空器的控制制导方法、设备及计算机可读存储介质 - Google Patents
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- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
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- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
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- G05D1/106—Change initiated in response to external conditions, e.g. avoidance of elevated terrain or of no-fly zones
Definitions
- the present invention relates to the technical field of unmanned aircraft, and in particular to an aircraft control and guidance method, equipment and computer-readable storage medium.
- unmanned aircraft need to provide real-time observation information when navigating, such as three-dimensional angle information, three-dimensional angular velocity information, three-dimensional position information, three-dimensional velocity information, and three-dimensional acceleration information.
- the present invention proposes an aircraft control and guidance method, equipment and computer-readable storage medium to solve the problem of being unable to effectively perform aircraft attitude and speed control based on real-time observation information and achieve stable flight and tracking of unmanned aircraft.
- Guidance issues are also considered.
- the present invention proposes an aircraft control and guidance method, which method includes:
- the present invention also proposes an aircraft control and guidance equipment, which equipment includes a memory, a processor and a computer program stored in the memory and executable on the processor.
- the computer program is executed by the processor. The steps to implement the aircraft control and guidance method as described in any of the above items.
- the present invention also proposes a computer-readable storage medium.
- the computer-readable storage medium stores a control and guidance program of the aircraft.
- the control and guidance program of the aircraft is executed by the processor, the control of the aircraft as described in any of the above items is realized.
- the steps of the guidance method is not limited to.
- the aircraft control and guidance method, equipment and computer-readable storage medium calculate the horizontal acceleration target and vertical acceleration target by inputting the three-dimensional speed target, the three-dimensional speed feedforward command and the three-dimensional speed observation data to the aircraft speed controller.
- Acceleration target wherein the three-dimensional velocity target is calculated by the aircraft's position controller based on the received three-dimensional position instructions and three-dimensional position observation data; the horizontal acceleration target and horizontal acceleration observation data are input to the aircraft's
- the horizontal acceleration controller calculates the horizontal attitude target, and inputs the vertical acceleration target, vertical acceleration observation data and angle observation data to the vertical acceleration controller of the aircraft, and calculates the average rotation speed; the horizontal attitude target,
- the angle observation data, yaw angle target and angular velocity observation data are input to the attitude controller of the aircraft, a three-axis rotational speed difference is calculated, and the average rotational speed and the three-axis rotational speed difference are input to the aircraft's attitude controller.
- the power distribution module calculates the rotation speed instructions of each motor of the aircraft.
- Figure 1 is a flow chart of the first embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention.
- Figure 2 is a first flow chart of the second embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention.
- Figure 3 is a second flow chart of the second embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention.
- Figure 4 is a third flow chart of the second embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention.
- Figure 5 is a fourth flow chart of the second embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention.
- Figure 6 is a fifth flow chart of the second embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention.
- Figure 7 is a first flow chart of the third embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention.
- Figure 8 is a second flow chart of the third embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention.
- Figure 9 is a third flow chart of the third embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention.
- Figure 10 is a control logic diagram of the first embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention.
- Figure 11 is a linear motion control schematic diagram of the second embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention.
- Figure 12 is a schematic diagram of roll and pitch control according to the second embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention.
- Figure 13 is a yaw control schematic diagram of the second embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention.
- Figure 1 is a flow chart of the first embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention.
- An aircraft control and guidance method the method includes:
- the unmanned aircraft includes a position controller, a speed controller, a horizontal acceleration controller, a vertical acceleration controller, an attitude controller and a power distribution module.
- the position controller is used to receive three-dimensional position instructions and three-dimensional position observation data, and calculate a three-dimensional speed target based on the received three-dimensional position instructions and three-dimensional position observation data; speed The controller is used to input the above-mentioned three-dimensional velocity target, and combine it with the externally received three-dimensional velocity feedforward command and three-dimensional velocity observation data to calculate the horizontal acceleration target and vertical acceleration target;
- the horizontal acceleration controller is used to input the above-mentioned horizontal acceleration target, and combine it with the externally received three-dimensional acceleration target.
- the horizontal acceleration observation data is used to calculate the horizontal attitude target;
- the vertical acceleration controller is used to input the above vertical acceleration target, and combined with the externally received vertical acceleration observation data and angle observation data, the average rotation speed is calculated;
- the attitude controller is used to input the above horizontal attitude target, the set yaw angle target, and combined with the externally received angle observation data and angular velocity observation data, the three-axis speed difference is calculated;
- the power distribution module is used to input the above-mentioned average speed and the above-mentioned three-axis speed difference, and calculate the above-mentioned The speed command of each motor of the aircraft.
- This embodiment implements an automated aircraft control and guidance scheme, effectively realizes the stable flight of the aircraft and the execution of guidance instructions, and greatly improves the accuracy, stability and safety of the aircraft flight control.
- FIG. 2 is a first flow chart of the second embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention. Based on the above embodiment, the three-dimensional speed target, the three-dimensional speed feedforward command and the three-dimensional speed observation data are input to the speed controller of the aircraft, and the calculation is Horizontal acceleration target and vertical acceleration target include the following steps:
- S02. Decouple the rotational motion of the aircraft into a roll channel, a pitch channel and a yaw channel.
- the horizontal acceleration target and horizontal acceleration observation data are input to the horizontal acceleration controller of the aircraft, and the horizontal attitude target is calculated; in the vertical channel, the vertical acceleration target is , vertical acceleration observation data and angle observation data are input to the vertical acceleration controller of the aircraft, and the average rotation speed is calculated.
- the horizontal attitude target, the angle observation data, the yaw angle target and the angular velocity observation data are input to the attitude controller of the aircraft,
- the three-axis rotational speed difference is calculated, and the average rotational speed and the three-axis rotational speed difference are input to the power distribution module of the aircraft to calculate the rotational speed instructions of each motor of the aircraft.
- Figure 3 is a second flow chart of the second embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention.
- decoupling the positional motion of the aircraft into a horizontal channel and a vertical channel includes the following steps:
- Figure 4 is a third flow chart of the second embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention.
- decoupling the positional motion of the aircraft into a horizontal channel and a vertical channel includes the following steps:
- control of the horizontal channel is accomplished by controlling the acceleration of the aircraft in the horizontal direction on the basis that the overall lift (i.e., the pulling force) in the vertical direction is dynamically equal to the gravity of the aircraft.
- FIG. 5 is a fourth flow chart of the second embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention.
- decoupling the rotational motion of the aircraft into a roll channel, a pitch channel and a yaw channel includes the following steps :
- the same control method of roll motion and pitch motion is adopted, that is, first, by controlling the aircraft
- the rotation speeds of the two propellers on the rotation axis form a preset rotation speed difference.
- a rotation torque is generated through the rotation speed difference, and the control of the rotation torque is used as the roll channel and the pitch channel. control.
- FIG. 6 is a fifth flow chart of the second embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention.
- decoupling the rotational motion of the aircraft into a roll channel, a pitch channel and a yaw channel includes the following steps :
- a preset reverse torque is formed by controlling the steering and rotation speed of multiple propellers of the aircraft, for example, The clockwise rotational speed of multiple propellers is controlled to increase, and the counterclockwise rotational speed of multiple propellers is controlled to decrease, thereby increasing the counterclockwise torque of the aircraft as a whole, that is, inverse torque is obtained; then, the inverse torque is used to generate the aircraft's The torque difference of the yaw axis, and the control of the torque difference is used as the control of the yaw channel.
- FIG. 7 is a first flow chart of the third embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention. Based on the above embodiment, in this embodiment, the following steps are included:
- the three-dimensional position command is initialized to the current three-dimensional position of the aircraft, and the position target command is updated in the form of discrete integration according to the current three-dimensional position and the unit time velocity vector until the command position of the position target command is the desired position. Describe the target point location.
- a linear route from the current three-dimensional position of the aircraft to the three-dimensional position of the target point is formulated based on the three-dimensional position information of the flight mission target point. Specifically, first, the unit time velocity vector is obtained based on the current position O(X,Y,Z), the target point position D(X,Y,Z) and the set three-dimensional flight speed constraint.
- determine the propulsion process of the aircraft including commanding the position target Initialized to the current three-dimensional position of the aircraft, and based on the unit time velocity vector, the position target command is updated in the form of discrete integrals , until ;
- determine the tracking process of the aircraft including controlling the aircraft to track the above-mentioned real-time position target instructions to achieve straight flight.
- Figure 8 is a second flow chart of the third embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention. In this embodiment, it includes the following steps:
- the three-dimensional position information of two or more known flight mission target points arranged in an orderly manner is obtained, and based on the set constraints of the three-dimensional flight speed , obtain the current coordinate p 0 and the position coordinates p 1 ...p N of each point, as well as the current expected velocity vector v 0 and the expected velocity vector v 1 ...v N at each point; then, perform two-point cubic Hermite interpolation in sequence Form a curve. Specifically, take p 0 to p 1 as an example:
- Figure 9 is a third flow chart of the third embodiment of the aircraft control and guidance method of the present invention. In this embodiment, it includes the following steps:
- S46 Plan the three-dimensional speed feedforward instruction and the three-dimensional position instruction according to the speed adjustment instruction, the limit constraints of the vertical motion process parameters and the horizontal motion process parameters.
- the three-dimensional speed feedforward instruction and the three-dimensional position instruction are planned by receiving external speed adjustment instructions and based on the constraints of the motion process parameters.
- the transition process of planning the three-dimensional velocity feedforward instruction and the three-dimensional position instruction specifically includes a vertical part and a horizontal part.
- the vertical part first, the vertical speed command is limited, recorded as the upper and lower bounds V zmax+ , V zmax- ; then, the vertical speed feedforward command is generated, and integrated to generate the height position command:
- the aircraft's actuator is controlled to change the Attitude, speed, etc., to achieve stable flight and the execution of tracking guidance instructions.
- the aircraft's actuator is controlled to change the Attitude, speed, etc., to achieve stable flight and the execution of tracking guidance instructions.
- the target's position and speed and other information based on its own position, speed and constraints, it can track the position of the target or generate speed instructions.
- the present invention also proposes an aircraft control and guidance equipment, which includes a memory, a processor, and a computer program stored in the memory and executable on the processor.
- the computer program is When executed by the processor, the steps of the aircraft control and guidance method as described in any one of the above items are implemented.
- the present invention also proposes a computer-readable storage medium.
- the computer-readable storage medium stores the control and guidance program of the aircraft.
- the control and guidance program of the aircraft is executed by the processor, it implements any of the above. The steps of the aircraft control and guidance method described above.
- the methods of the above embodiments can be implemented by means of software plus the necessary general hardware platform. Of course, it can also be implemented by hardware, but in many cases the former is better. implementation.
- the technical solution of the present invention can be embodied in the form of a software product in essence or that contributes to the existing technology.
- the computer software product is stored in a storage medium (such as ROM/RAM, disk, CD), including several instructions to cause a terminal (which can be a mobile phone, a computer, a server, an air conditioner, or a network device, etc.) to execute the methods described in various embodiments of the present invention.
- the aircraft control and guidance method, equipment and computer-readable storage medium calculate the horizontal acceleration target and vertical acceleration target by inputting the three-dimensional speed target, the three-dimensional speed feedforward command and the three-dimensional speed observation data to the aircraft speed controller.
- Acceleration target input the horizontal acceleration target and horizontal acceleration observation data to the horizontal acceleration controller of the aircraft, calculate the horizontal attitude target, and input the vertical acceleration target, vertical acceleration observation data and angle observation data into the aircraft.
- the vertical acceleration controller of the aircraft is used to calculate the average rotation speed; the horizontal attitude target, the angle observation data, the yaw angle target and the angular velocity observation data are input to the attitude controller of the aircraft, and the three-axis rotation speed difference is calculated , and input the average rotational speed and the three-axis rotational speed difference to the power distribution module of the aircraft to calculate the rotational speed instructions of each motor of the aircraft. It effectively realizes the stable flight of the aircraft and the execution of guidance instructions, and greatly improves the accuracy, stability and safety of the aircraft flight control. Therefore, it has industrial practicality.
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Abstract
本发明公开了一种航空器的控制制导方法、设备及计算机可读存储介质，其中，该方法包括：根据三维速度目标、三维速度前馈指令以及三维速度观测数据计算得到水平加速度目标和垂直加速度目标（S1）；根据水平加速度目标、水平加速度观测数据计算得到水平姿态目标，以及将所述垂直加速度目标、垂直加速度观测数据以及角度观测数据计算得到平均转速（S2）；根据所述水平姿态目标、所述角度观测数据、偏航角目标以及角速度观测数据计算得到三轴转速差，以及根据所述平均转速和所述三轴转速差，计算得到所述航空器的各电机的转速指令（S3）。能有效地实现航空器的稳定飞行及制导指令执行，极大地提升航空器飞行控制的准确性、稳定性以及安全性。
Description
本发明涉及无人驾驶航空器技术领域，尤其涉及一种航空器的控制制导方法、设备及计算机可读存储介质。
现有技术中，随着公共航空运输事业的飞速发展，乘坐飞机实现快捷舒适的旅行已经成为人们日常生活中一种极其普通的交通方式。而相较于传统的有人驾驶航空器，无人驾驶航空器可实现更安全、环保、智能的低空中短途载人交通。
目前，无人驾驶航空器在导航时，需提供实时观测信息，例如三维角度信息、三维角速度信息、三维位置信息、三维速度信息以及三维加速度信息等。
如何有效地根据上述实时观测信息执行航空器的姿态、速度控制，实现无人驾驶航空器的稳定飞行及跟踪制导，成为目前亟待解决的技术问题。
有鉴于此，本发明提出一种航空器的控制制导方法、设备及计算机可读存储介质，以解决不能有效地根据实时观测信息执行航空器的姿态、速度控制，实现无人驾驶航空器的稳定飞行及跟踪制导的问题。
本发明提出了一种航空器的控制制导方法，该方法包括：
将三维速度目标、三维速度前馈指令以及三维速度观测数据输入至航空器的速度控制器，计算得到水平加速度目标和垂直加速度目标，其中，所述三维速度目标由所述航空器的位置控制器根据接收到的三维位置指令和三维位置观测数据计算得到；
将所述水平加速度目标、水平加速度观测数据输入至所述航空器的水平加速度控制器，计算得到水平姿态目标，以及将所述垂直加速度目标、垂直加速度观测数据以及角度观测数据输入至所述航空器的垂直加速度控制器，计算得到平均转速；
将所述水平姿态目标、所述角度观测数据、偏航角目标以及角速度观测数据输入至所述航空器的姿态控制器，计算得到三轴转速差，以及将所述平均转速和所述三轴转速差输入至所述航空器的动力分配模块，计算得到所述航空器的各电机的转速指令。
本发明还提出了一种航空器的控制制导设备，该设备包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时实现如上任一项所述的航空器的控制制导方法的步骤。
本发明还提出了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有航空器的控制制导程序，航空器的控制制导程序被处理器执行时实现如上述任一项所述的航空器的控制制导方法的步骤。
本发明实施例的航空器的控制制导方法、设备及计算机可读存储介质，通过将三维速度目标、三维速度前馈指令以及三维速度观测数据输入至航空器的速度控制器，计算得到水平加速度目标和垂直加速度目标，其中，所述三维速度目标由所述航空器的位置控制器根据接收到的三维位置指令和三维位置观测数据计算得到；将所述水平加速度目标、水平加速度观测数据输入至所述航空器的水平加速度控制器，计算得到水平姿态目标，以及将所述垂直加速度目标、垂直加速度观测数据以及角度观测数据输入至所述航空器的垂直加速度控制器，计算得到平均转速；将所述水平姿态目标、所述角度观测数据、偏航角目标以及角速度观测数据输入至所述航空器的姿态控制器，计算得到三轴转速差，以及将所述平均转速和所述三轴转速差输入至所述航空器的动力分配模块，计算得到所述航空器的各电机的转速指令。本发明实现了一种自动化的航空器控制制导方案，有效地实现了航空器的稳定飞行及制导指令执行，极大地提升了航空器飞行控制的准确性、稳定性以及安全性。
下面将结合附图及实施例对本发明作进一步说明，附图中：
图1是本发明航空器的控制制导方法第一实施例的流程图。
图2是本发明航空器的控制制导方法第二实施例的第一流程图。
图3是本发明航空器的控制制导方法第二实施例的第二流程图。
图4是本发明航空器的控制制导方法第二实施例的第三流程图。
图5是本发明航空器的控制制导方法第二实施例的第四流程图。
图6是本发明航空器的控制制导方法第二实施例的第五流程图。
图7是本发明航空器的控制制导方法第三实施例的第一流程图。
图8是本发明航空器的控制制导方法第三实施例的第二流程图。
图9是本发明航空器的控制制导方法第三实施例的第三流程图。
图10是本发明航空器的控制制导方法第一实施例的控制逻辑示意图。
图11是本发明航空器的控制制导方法第二实施例的线运动控制示意图。
图12是本发明航空器的控制制导方法第二实施例的横滚俯仰控制示意图。
图13是本发明航空器的控制制导方法第二实施例的偏航控制示意图。
应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
在后续的描述中，使用用于表示元件的诸如“模块”、“部件”或“单元”的后缀仅为了有利于本发明的说明，其本身没有特定的意义。因此，“模块”、“部件”或“单元”可以混合地使用。
实施例一
图1是本发明航空器的控制制导方法第一实施例的流程图。一种航空器的控制制导方法，该方法包括：
S1、将三维速度目标、三维速度前馈指令以及三维速度观测数据输入至航空器的速度控制器，计算得到水平加速度目标和垂直加速度目标，其中，所述三维速度目标由所述航空器的位置控制器根据接收到的三维位置指令和三维位置观测数据计算得到。
S2、将所述水平加速度目标、水平加速度观测数据输入至所述航空器的水平加速度控制器，计算得到水平姿态目标，以及将所述垂直加速度目标、垂直加速度观测数据以及角度观测数据输入至所述航空器的垂直加速度控制器，计算得到平均转速。
S3、将所述水平姿态目标、所述角度观测数据、偏航角目标以及角速度观测数据输入至所述航空器的姿态控制器，计算得到三轴转速差，以及将所述平均转速和所述三轴转速差输入至所述航空器的动力分配模块，计算得到所述航空器的各电机的转速指令。
在本实施例中，无人驾驶航空器包括位置控制器、速度控制器、水平加速度控制器、垂直加速度控制器、姿态控制器以及动力分配模块。具体的，请参考图 10示出的控制逻辑示意图，其中，位置控制器用于接收三维位置指令和三维位置观测数据，并根据接收到的三维位置指令和三维位置观测数据计算得到三维速度目标；速度控制器用于输入上述三维速度目标，并结合外部接收的三维速度前馈指令和三维速度观测数据，计算得到水平加速度目标和垂直加速度目标；水平加速度控制器用于输入上述水平加速度目标，并结合外部接收的水平加速度观测数据，计算得到水平姿态目标；垂直加速度控制器用于输入上述垂直加速度目标，并结合外部接收的垂直加速度观测数据和角度观测数据，计算得到平均转速；姿态控制器用于输入上述水平姿态目标、设定的偏航角目标，并结合外部接收的角度观测数据和角速度观测数据，计算得到三轴转速差；动力分配模块用于输入上述平均转速和上述三轴转速差，计算得到所述航空器的各电机的转速指令。
本实施例实现了一种自动化的航空器控制制导方案，有效地实现了航空器的稳定飞行及制导指令执行，极大地提升了航空器飞行控制的准确性、稳定性以及安全性。
实施例二
图2是本发明航空器的控制制导方法第二实施例的第一流程图，基于上述实施例，将三维速度目标、三维速度前馈指令以及三维速度观测数据输入至航空器的速度控制器，计算得到水平加速度目标和垂直加速度目标，之前包括如下步骤：
S01、将所述航空器的位置运动解耦为水平通道和垂直通道。
S02、将所述航空器的旋转运动解耦为横滚通道、俯仰通道以及偏航通道。
在本实施例中，在水平通道中，将所述水平加速度目标、水平加速度观测数据输入至所述航空器的水平加速度控制器，计算得到水平姿态目标；在垂直通道中，将所述垂直加速度目标、垂直加速度观测数据以及角度观测数据输入至所述航空器的垂直加速度控制器，计算得到平均转速。
在本实施例中，在横滚通道、俯仰通道以及偏航通道中，将所述水平姿态目标、所述角度观测数据、偏航角目标以及角速度观测数据输入至所述航空器的姿态控制器，计算得到三轴转速差，以及将所述平均转速和所述三轴转速差输入至所述航空器的动力分配模块，计算得到所述航空器的各电机的转速指令。
图3是本发明航空器的控制制导方法第二实施例的第二流程图，在本实施例中，将所述航空器的位置运动解耦为水平通道和垂直通道，包括如下步骤：
S011、将所述航空器的高度、垂直速度以及角度作为所述垂直通道的观测反馈，并输出所述航空器的各个螺旋桨的所述平均转速。
S012、通过控制所述平均转速对应的整体拉力在竖直方向的分力执行所述航空器在竖直方向上的运动控制。
在本实施例中，请参考图11示出的线运动控制示意图，在垂直通道中，以高度、垂直速度和航空器角度作为观测反馈，输出为航空器的螺旋桨的平均转速，该平均转速对应航空器整体拉升力。
在本实施例中，通过控制整体拉升力在竖直方向的分力大小（即垂直分离），实现航空器在竖直方向上的运动控制。
图4是本发明航空器的控制制导方法第二实施例的第三流程图，在本实施例中，将所述航空器的位置运动解耦为水平通道和垂直通道，包括如下步骤：
S013、将所述航空器的位置和水平速度作为所述水平通道的观测反馈，输出所述航空器的目标姿态角，并由所述姿态控制器通过调整所述航空器的各个螺旋桨的转速差执行所述航空器的姿态控制。
S014、在整体升力于垂直方向与所述航空器所受的重力动态相等时，将对所述航空器的水平加速度控制作为所述水平通道的控制。
在本实施例中，请再参考图11示出的线运动控制示意图，在水平通道中，以位置、水平速度作为观测反馈，输出为目标姿态角，并由姿态控制器通过各螺旋桨转速差控制航空器姿态。
在本实施例中，以整体升力（即拉升力）在垂直方向与航空器所受重力动态相等的基础下，控制航空器水平方向的加速度来完成水平通道的控制。
图5是本发明航空器的控制制导方法第二实施例的第四流程图，在本实施例中，将所述航空器的旋转运动解耦为横滚通道、俯仰通道以及偏航通道，包括如下步骤：
S021、通过控制所述航空器的旋转运动轴上的两个螺旋桨的转速，形成预设的转速差。
S022、通过所述转速差生成旋转力矩，并将对所述旋转力矩的控制作为所述横滚通道和所述俯仰通道的控制。
在本实施例中，请参考图12示出的横滚俯仰控制示意图，在横滚通道和俯仰通道中，采用相同的横滚运动和俯仰运动的控制方式，即，首先，通过控制所述航空器的旋转运动轴上的两个螺旋桨的转速，形成预设的转速差，然后，通过所述转速差生成旋转力矩，并将对所述旋转力矩的控制作为所述横滚通道和所述俯仰通道的控制。
图6是本发明航空器的控制制导方法第二实施例的第五流程图，在本实施例中，将所述航空器的旋转运动解耦为横滚通道、俯仰通道以及偏航通道，包括如下步骤：
S023、通过控制所述航空器的多个螺旋桨的转向和转速，形成预设的反扭距。
S024、通过所述反扭距生成所述航空器的偏航轴的扭矩差，并将对所述扭矩差的控制作为所述偏航通道的控制。
在本实施例中，请参考图13示出的偏航控制示意图，在偏航通道中，首先，通过控制所述航空器的多个螺旋桨的转向和转速，形成预设的反扭距，例如，控制多个螺旋桨顺时针转速增大，控制多个螺旋桨逆时针转速减小，从而使得航空器整体的逆时针扭矩增大，即得到反扭距；然后，通过所述反扭距生成所述航空器的偏航轴的扭矩差，并将对所述扭矩差的控制作为所述偏航通道的控制。
实施例三
图7是本发明航空器的控制制导方法第三实施例的第一流程图，基于上述实施例，在本实施例中，包括如下步骤：
S41、在执行直线式航线制导时，根据所述航空器的当前位置、目标点位置以及所述三维速度目标计算得到单位时间速度向量。
S42、所述三维位置指令初始化为所述航空器的当前三维位置，根据所述当前三维位置以及所述单位时间速度向量以离散积分形式更新位置目标指令，直至所述位置目标指令的指令位置为所述目标点位置。
在本实施例中，在执行直线式航线制导时，根据飞行任务目标点的三维位置信息，制定从航空器当前三维位置至目标点三维位置的直线式航路。具体的，首先，根据当前位置O(X,Y,Z)、目标点位置D（X,Y,Z）以及设定的飞行三维速度约束，得到单位时间速度向量
；然后，确定航空器的推进过程，包括，将位置目标指令
初始化为航空器的当前三维位置，并根据单位时间速度向量，以离散积分形式更新位置目标指令
，直至
；最后，确定航空器的跟踪过程，包括，控制航空器跟踪上述实时的位置目标指令，从而实现直线式飞行。
图8是本发明航空器的控制制导方法第三实施例的第二流程图，在本实施例中，包括如下步骤：
S43、在执行曲线式航线制导时，根据两个以上有序排列的飞行任务目标点的三维位置信息和所述三维速度目标，按序进行两点三次插值形成曲线。
S44、根据所述曲线更新、并跟踪所述三维位置目标指令，执行曲线式飞行。
在本实施例中，在执行曲线式航线制导时，首先，获取已知的两个以上有序排列的飞行任务目标点的三维位置信息，依据飞行三维速度的设定约束
，得到当前坐标p
0和各点的位置坐标p
1…p
N，以及当前期望速度向量v
0和各点处期望速度向量v
1...v
N;然后，按序进行两点三次Hermite插值形成曲线，具体的，以p
0到p
1为例：
；
。
在形成曲线后，确定曲线式航线制导的推进过程，具体包括，按如下方式更新位置目标指令：
。
在本实施例中，通过上述方式持续更新位置目标指令，直至从t(0)=0至t(n)=1,同样的，按上述方式继续根据p
1到p
2的曲线推进位置目标指令；最后，确定航空器的跟踪过程，即，跟踪该位置目标指令，从而实现曲线式飞行。
图9是本发明航空器的控制制导方法第三实施例的第三流程图，在本实施例中，包括如下步骤：
S45、在执行速度式微控制导时，接收外部的速度调整指令。
S46、根据所述速度调整指令、垂直运动过程参数和水平运动过程参数的限制约束，规划所述三维速度前馈指令和所述三维位置指令。
在本实施例中，在执行速度式微控制导时，通过接收外部速度调整指令，并根据运动过程参数的限制约束，规划三维速度前馈指令和三维位置指令。
在本实施例中，针对上述规划三维速度前馈指令和三维位置指令的过渡过程，具体包括垂直部分和水平部分。其中，针对垂直部分，首先，对其垂直速度指令进行限幅，记为上下界V
zmax+、V
zmax-;然后，生成垂直速度前馈指令，并积分生成高度位置指令：
；
。
在本实施例中，针对水平部分，首先，考虑到水平部分的运动响应不如垂直部分快，因此，需配置更平滑的低带宽过程；然后，对于输入的水平速度指令 V
xyinput(n),通过最大水平加速度限制a
XYmax和最大水平速度限制v
XYmax,配置惯性环节，得到水平速度前馈指令，并积分生成水平位置指令：
;
;
。
可以看出，在本实施例中，基于导航所提供的实时观测信息，包括三维角度信息、三维角速度信息、三维位置信息、三维速度信息以及三维加速度信息等，通过控制航空器的执行机构改变航空器的姿态、速度等，以此实现稳定飞行及跟踪制导指令的执行。同时，在制导过程中，依据目标的位置和速度等信息，并根据自身的位置、速度及约束，实现对抵达目标的位置的跟踪或速度指令的生成。
实施例四
基于上述实施例，本发明还提出了一种航空器的控制制导设备，该设备包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时实现如上任一项所述的航空器的控制制导方法的步骤。
需要说明的是，上述设备实施例与方法实施例属于同一构思，其具体实现过程详细见方法实施例，且方法实施例中的技术特征在设备实施例中均对应适用，这里不再赘述。
实施例五
基于上述实施例，本发明还提出了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有航空器的控制制导程序，航空器的控制制导程序被处理器执行时实现如上述任一项所述的航空器的控制制导方法的步骤。
需要说明的是，上述介质实施例与方法实施例属于同一构思，其具体实现过程详细见方法实施例，且方法实施例中的技术特征在介质实施例中均对应适用，这里不再赘述。
需要说明的是，在本文中，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、物品或者装置不仅包括那些要素，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、物品或者装置所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者装置中还存在另外的相同要素。
上述本发明实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到上述实施例方法可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件，但很多情况下前者是更佳的实施方式。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，该计算机软件产品存储在一个存储介质（如ROM/RAM、磁碟、光盘）中，包括若干指令用以使得一台终端（可以是手机，计算机，服务器，空调器，或者网络设备等）执行本发明各个实施例所述的方法。
上面结合附图对本发明的实施例进行了描述，但是本发明并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本发明的保护之内。
本发明实施例的航空器的控制制导方法、设备及计算机可读存储介质，通过将三维速度目标、三维速度前馈指令以及三维速度观测数据输入至航空器的速度控制器，计算得到水平加速度目标和垂直加速度目标；将所述水平加速度目标、水平加速度观测数据输入至所述航空器的水平加速度控制器，计算得到水平姿态目标，以及将所述垂直加速度目标、垂直加速度观测数据以及角度观测数据输入至所述航空器的垂直加速度控制器，计算得到平均转速；将所述水平姿态目标、所述角度观测数据、偏航角目标以及角速度观测数据输入至所述航空器的姿态控制器，计算得到三轴转速差，以及将所述平均转速和所述三轴转速差输入至所述航空器的动力分配模块，计算得到所述航空器的各电机的转速指令。有效地实现了航空器的稳定飞行及制导指令执行，极大地提升了航空器飞行控制的准确性、稳定性以及安全性。因此，具有工业实用性。
Claims (11)
- 一种航空器的控制制导方法，其中所述方法包括：将三维速度目标、三维速度前馈指令以及三维速度观测数据输入至航空器的速度控制器，计算得到水平加速度目标和垂直加速度目标，其中，所述三维速度目标由所述航空器的位置控制器根据接收到的三维位置指令和三维位置观测数据计算得到；将所述水平加速度目标、水平加速度观测数据输入至所述航空器的水平加速度控制器，计算得到水平姿态目标，以及将所述垂直加速度目标、垂直加速度观测数据以及角度观测数据输入至所述航空器的垂直加速度控制器，计算得到平均转速；将所述水平姿态目标、所述角度观测数据、偏航角目标以及角速度观测数据输入至所述航空器的姿态控制器，计算得到三轴转速差，以及将所述平均转速和所述三轴转速差输入至所述航空器的动力分配模块，计算得到所述航空器的各电机的转速指令。
- 根据权利要求1所述的航空器的控制制导方法，其中，所述将三维速度目标、三维速度前馈指令以及三维速度观测数据输入至航空器的速度控制器，计算得到水平加速度目标和垂直加速度目标，之前包括：将所述航空器的位置运动解耦为水平通道和垂直通道；将所述航空器的旋转运动解耦为横滚通道、俯仰通道以及偏航通道。
- 根据权利要求2所述的航空器的控制制导方法，其中，所述将所述航空器的位置运动解耦为水平通道和垂直通道，包括：将所述航空器的高度、垂直速度以及角度作为所述垂直通道的观测反馈，并输出所述航空器的各个螺旋桨的所述平均转速；通过控制所述平均转速对应的整体拉力在竖直方向的分力执行所述航空器在竖直方向上的运动控制。
- 根据权利要求2所述的航空器的控制制导方法，其中，所述将所述航空器的位置运动解耦为水平通道和垂直通道，包括：将所述航空器的位置和水平速度作为所述水平通道的观测反馈，输出所述航空器的目标姿态角，并由所述姿态控制器通过调整所述航空器的各个螺旋桨的转速差执行所述航空器的姿态控制；在整体升力于垂直方向与所述航空器所受的重力动态相等时，将对所述航空器的水平加速度控制作为所述水平通道的控制。
- 根据权利要求2所述的航空器的控制制导方法，其中，所述将所述航空器的旋转运动解耦为横滚通道、俯仰通道以及偏航通道，包括：通过控制所述航空器的旋转运动轴上的两个螺旋桨的转速，形成预设的转速差；通过所述转速差生成旋转力矩，并将对所述旋转力矩的控制作为所述横滚通道和所述俯仰通道的控制。
- 根据权利要求2所述的航空器的控制制导方法，其中，所述将所述航空器的旋转运动解耦为横滚通道、俯仰通道以及偏航通道，包括：通过控制所述航空器的多个螺旋桨的转向和转速，形成预设的反扭距；通过所述反扭距生成所述航空器的偏航轴的扭矩差，并将对所述扭矩差的控制作为所述偏航通道的控制。
- 根据权利要求1-6任一项所述的航空器的控制制导方法，其中，所述方法还包括：在执行直线式航线制导时，根据所述航空器的当前位置、目标点位置以及所述三维速度目标计算得到单位时间速度向量；所述三维位置指令初始化为所述航空器的当前三维位置，根据所述当前三维位置以及所述单位时间速度向量以离散积分形式更新位置目标指令，直至所述位置目标指令的指令位置为所述目标点位置。
- 根据权利要求1-6任一项所述的航空器的控制制导方法，其中，所述方法还包括：在执行曲线式航线制导时，根据两个以上有序排列的飞行任务目标点的三维位置信息和所述三维速度目标，按序进行两点三次插值形成曲线；根据所述曲线更新、并跟踪所述三维位置目标指令，执行曲线式飞行。
- 根据权利要求1-6任一项所述的航空器的控制制导方法，其中，所述方法还包括：在执行速度式微控制导时，接收外部的速度调整指令；根据所述速度调整指令、垂直运动过程参数和水平运动过程参数的限制约束，规划所述三维速度前馈指令和所述三维位置指令。
- 一种航空器的控制制导设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时实现如权利要求1至9中任一项所述的航空器的控制制导方法的步骤。
- 一种计算机可读存储介质，其上存储有航空器的控制制导程序，所述航空器的控制制导程序被处理器执行时实现如权利要求1至9中任一项所述的航空器的控制制导方法的步骤。
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