[發明專利]一種飛行控制方法、飛行器及飛行系統

有效

• 申請號: 201911019662.2
• 申請日: 2019-10-24
• 公開（公告）號: CN110989640B
• 公開（公告）日: 2022-07-08
• 發明（設計）人: 張添保
• 申請（專利權）人: 深圳市道通智能航空技術股份有限公司
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 廣州市越秀區哲力專利商標事務所(普通合伙) 44288
• 代理人: 雷興領

1.一種飛行控制方法，應用于飛行器，所述飛行器與終端設備通信連接，所述飛行器設置有動力組件，其特征在于，所述方法包括：

構建所述飛行器的姿態動力模型以及動力分配模型，其中，所述姿態動力模型包括姿態角動力模型和姿態角速率動力模型；

周期性獲取所述飛行器的姿態參數以及所述終端設備發出的第一控制指令，其中，所述姿態參數包括姿態角以及姿態角速率，所述第一控制指令為期望姿態角指令；根據所述期望姿態角指令以及所述姿態角獲取姿態角控制誤差，根據所述姿態角動力模型、所述姿態參數、所述姿態角控制誤差以及所述期望姿態角控制指令獲取第二控制指令，其中，所述第二控制指令為期望姿態角速率控制指令；

根據所述姿態角速率和所述期望姿態角速率控制指令獲取姿態角速率控制誤差，根據所述期望姿態角速率控制指令、所述姿態角速率、所述姿態角速率控制誤差以及第三控制指令獲取當前的虛擬控制量指令，其中，所述第三控制指令為預設的虛擬控制量指令或前一周期的虛擬控制量指令；

根據所述姿態角速率、所述當前的虛擬控制量指令以及第四控制指令獲取當前的動力分配指令，其中，所述第四控制指令為預設的動力分配指令或前一周期的動力分配指令；

根據所述當前的動力分配指令和所述動力分配模型控制所述動力組件以調整所述飛行器的飛行姿態；

其中，根據所述期望姿態角指令以及所述姿態角獲取姿態角控制誤差，所述根據所述姿態角動力模型、所述姿態參數、所述姿態角控制誤差以及所述期望姿態角控制指令獲取第二控制指令，

包括：

根據所述姿態角動力模型以及所述姿態參數通過在線參數辨識獲取第一參數矩陣估計值；

根據所述姿態角控制誤差、所述第一參數矩陣估計值以及預設參數矩陣，獲取所述第二控制指令；

其中，所述根據所述姿態角速率和所述期望姿態角速率控制指令獲取姿態角速率控制誤差，根據所述期望姿態角速率控制指令、所述姿態角速率以及第三控制指令獲取當前的虛擬控制量指令，包括：

根據所述姿態角速率動力模型、所述姿態角速率以及所述第三控制指令通過在線參數辨識獲取參數估計值，其中，所述參數估計值包括第二參數矩陣估計值、第三參數矩陣估計值以及干擾參數估計值；

根據所述姿態角速率控制誤差和所述參數估計值獲取當前的虛擬控制量指令；

其中，所述根據所述姿態角速率、所述當前的虛擬控制量指令以及第四控制指令獲取當前的動力分配指令，包括：

根據所述姿態角速率和所述第四控制指令通過在線參數辨識獲取動力分配矩陣估計值；

根據所述動力分配矩陣估計值和所述當前的虛擬控制量指令獲取當前的動力分配指令。

2.如權利要求1所述的方法，其特征在于，所述飛行器設置有動力組件，所述根據所述當前的動力分配指令和所述動力分配模型控制所述飛行器飛行，包括：

根據所述當前的動力分配指令和所述動力分配模型生成脈沖寬度調制指令；

根據所述脈沖寬度調制指令控制所述動力組件的輸出，以控制所述飛行器的飛行姿態。