一種無副翼無人機自主飛行控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】：
[0001] 本發(fā)明屬于無人機技術(shù)領(lǐng)域，特指一種無副翼無人機自主飛行控制方法。
【背景技術(shù)】：
[0002] 隨著信息化程度不斷提高，小型無人機的發(fā)展越來越受到重視，尤其是美國和以 色列的小型無人機技術(shù)最為成熟完善。對于小型無人機而言，在保證性能要求的前提下，突 出其優(yōu)點，降低飛機的復雜性、降低成本、提高可靠性與維護性，是使用的要求，也是其在同 類型無人機競爭中取勝的決定性因素。因此，無副翼、電動推進成為小型無人機廣泛采用的 設計方案。這種無副翼無人機大體結(jié)構(gòu)與常規(guī)無人機很類似，最主要的差別是沒有副翼，而 針對此類無人機的自主飛行控制方法的研究是設計、生產(chǎn)此類無人機的基礎(chǔ)。
[0003] 無人飛行器在空中執(zhí)行飛行任務，其飛行航跡是由一系列帶有順序編號的航路點 組成的，航路點主要包含了經(jīng)煒度、高度、飛行速度等信息，主要作用為引導無人飛行器沿 固定軌跡飛行，航路點可簡稱為航點。航路點通常是飛行前設計好，上傳到無人飛行器自駕 儀里，也可以實時在線更改，飛行前設計好的航路點稱為預設航路點或預設航點，兩個相鄰 編號的預設航路點之間連線的軌跡稱為預設航跡，在實時飛行過程中，無人機被控制系統(tǒng) 指引希望到達而暫未到達的航路點稱為當前的目標航路點或目標航點。無人機當前位置垂 直于預設航跡的直線距離稱為側(cè)向航跡偏差。無人機到達目標航路點附近以后，控制系統(tǒng) 將按照一定的控制邏輯對目標航路點進行操作，將目標航路點切換為下一編號或指定編號 的航路點。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明針對無副翼無人機的特點，提出了一種無副翼無人機自主飛行控制方法。 其是一種采用方向舵代替副翼進行自主飛行控制的方法。由制導算法解算出目標滾轉(zhuǎn)角再 映射到方向舵通道上，通過方向舵的偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生偏航操縱力矩，改變飛行器的偏航角，從而實 現(xiàn)無副翼無人機的橫航向控制；同時升降舵根據(jù)當前方向舵偏角補償無人飛行器滾轉(zhuǎn)角姿 態(tài)變化過程中的升力損失，可以有效實現(xiàn)無副翼無人機的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎、航跡跟蹤控制。該方法 能夠有效實現(xiàn)無副翼無人機的橫航向姿態(tài)控制和航跡跟蹤，具有實用性。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)方案是：
[0006] -種無副翼無人機自主飛行控制方法，無副翼無人機在飛行過程中，傳感器獲取 無副翼無人機的位置姿態(tài)信息，無副翼無人機的自駕儀根據(jù)傳感器獲取的位置姿態(tài)信息進 行處理，并發(fā)出相應的控制指令給無副翼無人機，對無副翼無人機進行實時控制，所述控制 指令包括方向舵指令和升降舵指令。
[0007] 所述方向舵指令的計算方法為，
[0008] S1:讀取無副翼無人機當前的位置坐標與無副翼無人機的自駕儀中預設的當前目 標航路點坐標，根據(jù)兩者的坐標，計算地面坐標系下的目標航向角，目標航向角減去當前的 無人機航向角，得到航向角偏轉(zhuǎn)指令。
[0009] S2:根據(jù)無副翼無人機當前的位置坐標和無副翼無人機的自駕儀中預設的當前目 標航路點坐標，計算無人機相對于預設航跡的側(cè)向航跡偏差，航跡偏差乘以一定的增益系 數(shù)，得到航向角修正指令。
[0010] S3:航向角偏轉(zhuǎn)指令加上航向角修正指令得到航向角控制指令。
[0011] S4:航向角控制指令通過PID解算，得到目標滾轉(zhuǎn)角指令。
[0012] S5:目標滾轉(zhuǎn)角指令與當前滾轉(zhuǎn)角做差，得到滾轉(zhuǎn)角偏差，滾轉(zhuǎn)角偏差經(jīng)過比例積 分微分運算，得到副翼控制指令。
[0013] S6:副翼控制指令乘以前饋系數(shù)kfl得到方向舵指令。
[0014] 所述升降舵指令的計算方法為：
[0015] (1)由當前高度和目標高度做差，通過PID算法，生成俯仰角指令。
[0016] (2)由俯仰角指令與當前俯仰角做差，通過PID算法，生成升降舵控制指令。
[0017] ⑶方向舵指令乘以前饋系數(shù)kf2得到升降舵補償指令。
[0018] (4)升降舵補償指令加升降舵控制指令，得到升降舵最終指令。
[0019] 與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的優(yōu)點是：
[0020] 本發(fā)明通過PID算法生成目標滾轉(zhuǎn)角，目標滾轉(zhuǎn)角指令再通過PID算法解算出方向 舵指令，通過方向舵的偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生偏航力矩，改變飛行器的偏航角，從而實現(xiàn)無副翼無人機的 橫航向控制。
[0021 ]本發(fā)明根據(jù)無人機當前的俯仰角，通過PID算法解算，同時將方向舵指令乘以一定 的前饋系數(shù)相加，生成升降舵指令，補償因方向舵偏轉(zhuǎn)帶動滾轉(zhuǎn)角變化造成的升力損失，可 以實現(xiàn)無副翼無人機的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。
[0022]小型無副翼無人機結(jié)構(gòu)簡單，單兵攜帶性能好，適合近距離偵查打擊任務，本發(fā)明 填補了這一方面的空白，具有實用性;本發(fā)明提出的控制方法采用的是經(jīng)典控制理論中的 PID算法，具有計算簡單，可靠性高，控制效果好的特點;本發(fā)明提出的控制方法對無人機機 載傳感器數(shù)量要求低，僅需要一些基本的傳感器，能夠有效減輕無人飛行器機體重量，降低 生產(chǎn)成本。
【附圖說明】：
[0023] 圖1為無副翼無人機自主飛行控制系統(tǒng)框圖。
[0024] 圖中，地面站為Getac軍用筆記本電腦，內(nèi)置了自主研發(fā)的飛行、載荷控制程序，通 過電腦串口向外發(fā)送和接收數(shù)據(jù)，數(shù)據(jù)通過無人機上搭載的900M帶寬的通信電臺進行交 互；電臺收到的地面站控制指令會實時傳輸?shù)阶择{儀中，同時自駕儀也會將收集到的傳感 器信息通過電臺發(fā)回到地面站電腦。
【具體實施方式】：
[0025] 下面結(jié)合附圖對本發(fā)明做進一步描述。
[0026] 參照圖1，為無副翼無人機自主飛行控制系統(tǒng)框圖。無副翼無人機在飛行過程中， 傳感器獲取無副翼無人機的位置姿態(tài)信息，自駕儀根據(jù)傳感器獲取的位置姿態(tài)信息進行處 理，并發(fā)出相應的控制指令給無副翼無人機，對無副翼無人機進行實時控制，所述控制指令 包括方向舵指令和升降舵指令。本發(fā)明主要包括兩部分，第一部分為方向舵指令計算，第二 部分為升降舵指令計算。
[0027] 所述方向舵指令的計算方法為：
[0028] (1)讀取無副翼無人機當前的位置坐標與無副翼無人機的自駕儀中預設的當前目 標航路點坐標，根據(jù)兩者的坐標，計算地面坐標系下的目標航向角，目標航向角減去當前的 無人機航向角，得到航向角偏轉(zhuǎn)指令Yawl。
[0029]
[0030] Heading = atan2( Δ X，Δ y)
[0031] Yawl =Heading-heading
[0032] 其中，Xe3和ye3是無人機當前位置在地面坐標系下的相對坐標，x4Pya是當前目標航 路點的相對坐標，Heading是目標航向角，heading為傳感器測出的無人機航向角。
[0033] (2)根據(jù)無副翼無人機當前的位置坐標和無副翼無人機的自駕儀中預設的當前目 標航路點坐標，計算無人機相對于預設航跡的側(cè)向航跡偏差d，航跡偏差d乘以一定的增益 系數(shù)，得到航向角修正指令Yaw2。
[0034]
[003