[發明專利]飛行器的姿態控制方法、裝置、設備及可讀存儲介質

有效

• 申請號: 202110461155.5
• 申請日: 2021-04-27
• 公開（公告）號: CN113110552B
• 公開（公告）日: 2023-01-06
• 發明（設計）人: 張迪
• 申請（專利權）人: 北京三快在線科技有限公司
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 北京三高永信知識產權代理有限責任公司 11138
• 代理人: 謝冬寒

1.一種飛行器的姿態控制方法，其特征在于，所述方法包括：

獲取飛行器當前的實際角速率和目標期望角速率；

獲取上一次計算的第一操縱力矩；根據所述上一次計算的第一操縱力矩和所述當前的實際角速率，按照公式組計算擾動信息的狀態估計值，基于所述擾動信息的狀態估計值計算所述飛行器的角速率擾動補償信息；

計算所述實際角速率與所述目標期望角速率之間的差值，將所述差值乘以角速率增益，得到乘積結果，計算所述乘積結果與所述角速率擾動補償信息之差作為所述飛行器當前的第一操縱力矩；

根據所述當前的第一操縱力矩控制所述飛行器的飛行姿態；

其中，所述實際角速率 的狀態空間方程為：

計算所述角速率擾動補償信息應用的公式組為：

z_error＝x₁-z₁

其中，為x₁的一階微分，x₁為飛行器的實際角速率，x₂為飛行器的擾動信息，所述擾動信息包括飛行器飛控系統內部的擾動和飛控系統外部的擾動，為z₁的一階微分，z₁為狀態估計角速率，是所述飛行器的實際角速率x₁的狀態估計值，為z₂的一階微分，z₂為飛行器的擾動信息x₂的狀態估計值，b為方程參數，u為飛行器電機差動產生的操縱力矩，β₀₁和β₀₂為觀測誤差增益，z_error為狀態估計誤差，是所述實際角速率與對應的狀態估計角速率之間的誤差；

所述飛行器的角速率擾動補償信息為z₂/b。

2.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，所述計算所述飛行器的角速率擾動補償信息，包括：

響應于狀態估計誤差小于或者等于所述飛行器的角速率傳感器的最大噪聲，使所述狀態估計誤差為目標誤差值，根據所述目標誤差值執行所述飛行器的角速率擾動補償信息的計算；

響應于所述狀態估計誤差大于所述飛行器的角速率傳感器的最大噪聲，根據所述狀態估計誤差執行所述飛行器的角速率擾動補償信息的計算。

3.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，獲取飛行器當前的目標期望角速率，包括：

獲取飛行器當前的期望姿態角以及實際姿態角；

根據所述期望姿態角和所述實際姿態角，計算所述飛行器的初始期望角速率；

根據所述飛行器的電機帶寬，對所述初始期望角速率進行過濾，將過濾后的初始期望角速率作為所述飛行器當前的目標期望角速率。

4.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，所述根據所述當前的第一操縱力矩控制所述飛行器的飛行姿態，包括：

根據所述飛行器的飛行速度確定所述飛行器的姿態角配平值；

根據實際姿態角和所述姿態角配平值，計算所述飛行器的第二操縱力矩；

根據所述當前的第一操縱力矩和所述第二操縱力矩，控制所述飛行器的飛行姿態。