飞行器偏航角修正方法、装置及飞行器制造方法及图纸

本发明专利技术实施例涉及飞行器技术领域，公开了一种飞行器偏航角修正方法、装置及飞行器。其中，该方法包括：获取飞行器的初始姿态信息，飞行器的初始姿态信息包括飞行器的初始角速度及飞行器的初始角度；获取云台基座的角速度；将第一偏航角速度与第二偏航角速度进行比较，第一偏航角速度为飞行器的初始角速度中的偏航角速度，第二偏航角速度为云台基座的角速度中的偏航角速度；当第一偏航角速度与第二偏航角速度的差值大于或等于预设阈值时，根据第一偏航角速度与第二偏航角速度，对飞行器的初始角度中的偏航角进行修正，以得到修正后的飞行器的偏航角。通过该飞行器偏航角修正方法，可以有效的提高估算飞行器偏航角的准确度。

Aircraft yaw angle correction method, device and aircraft

The embodiment of the invention relates to the technical field of aircraft, and discloses an aircraft yaw angle correction method, a device and an aircraft. The method includes: obtaining the initial attitude information of the aircraft, including the initial angular velocity of the aircraft and the initial angle of the aircraft; obtaining the angular velocity of the platform base; comparing the first yaw angular velocity with the second yaw angular velocity, and the first yaw angular velocity is the initial angle of the aircraft. The yaw angular velocity in the angular velocity and the second yaw angular velocity are the yaw angular velocity in the angular velocity of the platform base; when the difference between the first yaw angular velocity and the second yaw angular velocity is greater than or equal to the preset threshold, the yaw angle in the initial angle of the aircraft is carried out according to the first yaw angular velocity and the second yaw angular velocity. Correction is made to get the yaw angle of the modified aircraft. The yaw angle correction method can effectively improve the accuracy of estimating the yaw angle of the aircraft.

【技术实现步骤摘要】
飞行器偏航角修正方法、装置及飞行器
本专利技术实施例涉及飞行器
，尤其涉及一种飞行器偏航角修正方法、飞行器偏航角修正装置，以及飞行器。
技术介绍
近年来，飞行器，如无人飞行器(UnmannedAerialVehicle，UAV)，也称无人机得到了越来越广泛的应用。UAV是一种处在迅速发展中的新概念装备，其具有体积小、重量轻、机动灵活、反应快速、无人驾驶、操作要求低的优点。UAV的各个动作(或姿态)通常是通过控制UAV的动力系统中的多个驱动电机不同转速实现的。其中，UAV偏航角是对UAV的姿态(如前、后、左、右、上、下等飞行姿态)进行控制中的重要参数，也即UAV的偏航角正确估算对UAV的姿态控制尤其重要，若UAV的偏航角估算错误，UAV轻则无法按照预设的方向或轨迹飞行，重则可能失稳以致炸机，因此，如何提高偏航角的估算准确度具有十分重要的意义。目前通常是基于磁力计采集的数据得到飞行器(如UAV等)的偏航角，但采用该方法得到偏航角很容易受到外界因素的影响，尤其是当磁力计处于强磁干扰环境中时，磁力计的数据可能严重错误，导致偏航角的估算出现较大的偏差，飞行器的偏航角的估算准确度低。
技术实现思路
本专利技术实施例提供一种飞行器偏航角修正方法、装置及飞行器，可以有效的提高估算飞行器偏航角的准确度。本专利技术实施例公开了如下技术方案：第一方面，本专利技术实施例提供了一种飞行器偏航角修正方法，所述飞行器连接有云台，所述云台包括云台电机及云台基座，所述飞行器设置有姿态传感器组件，所述方法包括：获取所述飞行器的初始姿态信息，所述飞行器的初始姿态信息由所述姿态传感器组件采集得到，所述飞行器的初始姿态信息包括飞行器的初始角速度及飞行器的初始角度；获取所述云台基座的角速度；将第一偏航角速度与第二偏航角速度进行比较，所述第一偏航角速度为所述飞行器的初始角速度中的偏航角速度，所述第二偏航角速度为所述云台基座的角速度中的偏航角速度；当所述第一偏航角速度与所述第二偏航角速度的差值大于或等于预设阈值时，根据所述第一偏航角速度与所述第二偏航角速度，对所述飞行器的初始角度中的偏航角进行修正，以得到修正后的所述飞行器的偏航角。在一些实施例中，所述预设阈值由是否存在偏航操作所确定。在一些实施例中，所述预设阈值由是否存在偏航操作所确定包括：当存在偏航操作时，所述预设阈值为第一预设阈值；当不存在偏航操作时，所述预设阈值为第二预设阈值，所述第二预设阈值小于所述第一预设阈值。在一些实施例中，所述根据所述第一偏航角速度与所述第二偏航角速度，对所述飞行器的初始角度中的偏航角进行修正，包括：根据所述第一偏航角速度与所述第二偏航角速度的差值，得到偏航角补偿值；根据所述偏航角补偿值对所述飞行器的初始角度中的偏航角进行修正。在一些实施例中，根据所述第一偏航角速度与所述第二偏航角速度的差值得到偏航角补偿值的计算公式为：其中，Δψp为偏航角补偿值，t0为获取所述飞行器的初始姿态信息所对应的时间，ΔT为对所述飞行器的初始角度中的偏航角进行修正的周期，为第一偏航角速度，为第二偏航角速度。在一些实施例中，得到修正后的所述飞行器的偏航角的计算公式为：ψ′p＝ψp+Δψp其中，ψ′p为修正后的偏航角，ψp为所述飞行器的初始角度中的偏航角，Δψp为偏航角补偿值。在一些实施例中，所述云台上搭载有拍摄装置，所述拍摄装置设置有惯性测量单元；所述获取所述云台基座的角速度，包括：获取所述云台电机的角度；根据所述云台电机的角度，确定所述云台电机的角速度；获取所述拍摄装置的角速度，所述拍摄装置的角速度由所述惯性测量单元采集得到；根据所述云台电机的角速度、所述云台电机的角度及所述拍摄装置的角速度，确定所述云台基座的角速度。在一些实施例中，根据所述云台电机的角度，确定所述云台电机的角速度，包括：将所述云台电机的角度作为输入，通过二阶离散非线性跟踪微分器，计算得到所述云台电机的角速度。在一些实施例中，所述二阶离散非线性跟踪微分器的表达式为：r1(k+1)＝r1(k)+T·r2(k)r2(k+1)＝r2(k)+T·fst(r1(k)-Ρ(k),r2(k),δ,h)其中，T为获取所述云台电机的角度的采样周期，Ρ(k)＝[φ(k)θ(k)ψ(k)]T为第k时刻所述云台电机的角度，r1(k)为通过所述二阶离散非线性跟踪微分器对Ρ(k)进行跟踪由Ρ(k)所确定的值，r2(k)为Ρ(k)的导数，k+1为第k+1时刻所对应的值，fst()为最速控制函数，δ为位于最速控制函数的第三位的参数，h为位于最速控制函数的第四位的参数。在一些实施例中，所述根据所述云台电机的角速度、所述云台电机的角度及所述拍摄装置的角速度，确定所述云台基座的角速度，包括：根据所述云台电机的角度确定旋转变换矩阵，所述旋转变换矩阵为云台基座坐标系到云台电机坐标系的旋转矩阵；根据所述云台电机的角速度、所述旋转变换矩阵及所述拍摄装置的角速度，确定所述云台基座的角速度。在一些实施例中，根据所述云台电机的角度确定旋转变换矩阵的计算公式为：其中，D为旋转变换矩阵；(φ,θ,ψ)为所述云台电机的角度，φ为所述云台电机的角度中的翻滚角，θ为所述云台电机的角度中的俯仰角，ψ为所述云台电机的角度中的偏航角。在一些实施例中，根据所述云台电机的角速度、所述旋转变换矩阵及所述拍摄装置的角速度确定所述云台基座的角速度的计算公式为：其中，为所述云台基座的角速度，为所述拍摄装置的角速度，D为旋转变换矩阵，r2为所述云台电机的角速度。第二方面，本专利技术实施例提供了一种飞行器偏航角修正装置，所述飞行器连接有云台，所述云台包括云台电机及云台基座，所述飞行器设置有姿态传感器组件，所述装置包括：初始姿态信息获取模块，用于获取所述飞行器的初始姿态信息，所述飞行器的初始姿态信息由所述姿态传感器组件采集得到，所述飞行器的初始姿态信息包括飞行器的初始角速度及飞行器的初始角度；基座角速度获取模块，用于获取所述云台基座的角速度；比较模块，用于将第一偏航角速度与第二偏航角速度进行比较，所述第一偏航角速度为所述飞行器的初始角速度中的偏航角速度，所述第二偏航角速度为所述云台基座的角速度中的偏航角速度；修正模块，用于当比较模块确定到所述第一偏航角速度与所述第二偏航角速度的差值大于或等于预设阈值时，根据所述第一偏航角速度与所述第二偏航角速度，对所述飞行器的初始角度中的偏航角进行修正，以得到修正后的所述飞行器的偏航角。在一些实施例中，所述装置还包括预设阈值确定模块，用于根据判断是否存在偏航操作，确定所述预设阈值。在一些实施例中，所述预设阈值确定模块具体用于：当存在偏航操作时，确定所述预设阈值为第一预设阈值；当不存在偏航操作时，确定所述预设阈值为第二预设阈值，所述第二预设阈值小于所述第一预设阈值。在一些实施例中，所述修正模块根据所述第一偏航角速度与所述第二偏航角速度，对所述飞行器的初始角度中的偏航角进行修正，包括：根据所述第一偏航角速度与所述第二偏航角速度的差值，得到偏航角补偿值；根据所述偏航角补偿值对所述飞行器的初始角度中的偏航角进行修正。在一些实施例中，所述云台上搭载有拍摄装置，所述拍摄装置设置有惯性测量单元；所述基座角速度获取模块具体用于：获取所述云台电机的角度；根据所述云台电机的角度，确定所述云台电机的角本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行器偏航角修正方法，其特征在于，所述飞行器连接有云台，所述云台包括云台电机及云台基座，所述飞行器设置有姿态传感器组件，所述方法包括：获取所述飞行器的初始姿态信息，所述飞行器的初始姿态信息由所述姿态传感器组件采集得到，所述飞行器的初始姿态信息包括飞行器的初始角速度及飞行器的初始角度；获取所述云台基座的角速度；将第一偏航角速度与第二偏航角速度进行比较，所述第一偏航角速度为所述飞行器的初始角速度中的偏航角速度，所述第二偏航角速度为所述云台基座的角速度中的偏航角速度；当所述第一偏航角速度与所述第二偏航角速度的差值大于或等于预设阈值时，根据所述第一偏航角速度与所述第二偏航角速度，对所述飞行器的初始角度中的偏航角进行修正，以得到修正后的所述飞行器的偏航角。

【技术特征摘要】
1.一种飞行器偏航角修正方法，其特征在于，所述飞行器连接有云台，所述云台包括云台电机及云台基座，所述飞行器设置有姿态传感器组件，所述方法包括：获取所述飞行器的初始姿态信息，所述飞行器的初始姿态信息由所述姿态传感器组件采集得到，所述飞行器的初始姿态信息包括飞行器的初始角速度及飞行器的初始角度；获取所述云台基座的角速度；将第一偏航角速度与第二偏航角速度进行比较，所述第一偏航角速度为所述飞行器的初始角速度中的偏航角速度，所述第二偏航角速度为所述云台基座的角速度中的偏航角速度；当所述第一偏航角速度与所述第二偏航角速度的差值大于或等于预设阈值时，根据所述第一偏航角速度与所述第二偏航角速度，对所述飞行器的初始角度中的偏航角进行修正，以得到修正后的所述飞行器的偏航角。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述预设阈值由是否存在偏航操作所确定。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述预设阈值由是否存在偏航操作所确定包括：当存在偏航操作时，所述预设阈值为第一预设阈值；当不存在偏航操作时，所述预设阈值为第二预设阈值，所述第二预设阈值小于所述第一预设阈值。4.根据权利要求1-3任一项所述的方法，其特征在于，所述根据所述第一偏航角速度与所述第二偏航角速度，对所述飞行器的初始角度中的偏航角进行修正，包括：根据所述第一偏航角速度与所述第二偏航角速度的差值，得到偏航角补偿值；根据所述偏航角补偿值对所述飞行器的初始角度中的偏航角进行修正。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，根据所述第一偏航角速度与所述第二偏航角速度的差值得到偏航角补偿值的计算公式为：其中，Δψp为偏航角补偿值，t0为获取所述飞行器的初始姿态信息所对应的时间，ΔT为对所述飞行器的初始角度中的偏航角进行修正的周期，为第一偏航角速度，为第二偏航角速度。6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，得到修正后的所述飞行器的偏航角的计算公式为：ψ′p＝ψp+Δψp其中，ψ′p为修正后的偏航角，ψp为所述飞行器的初始角度中的偏航角，Δψp为偏航角补偿值。7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述云台上搭载有拍摄装置，所述拍摄装置设置有惯性测量单元；所述获取所述云台基座的角速度，包括：获取所述云台电机的角度；根据所述云台电机的角度，确定所述云台电机的角速度；获取所述拍摄装置的角速度，所述拍摄装置的角速度由所述惯性测量单元采集得到；根据所述云台电机的角速度、所述云台电机的角度及所述拍摄装置的角速度，确定所述云台基座的角速度。8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，根据所述云台电机的角度，确定所述云台电机的角速度，包括：将所述云台电机的角度作为输入，通过二阶离散非线性跟踪微分器，计算得到所述云台电机的角速度。9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述二阶离散非线性跟踪微分器的表达式为：r1(k+1)＝r1(k)+T·r2(k)r2(k+1)＝r2(k)+T·fst(r1(k)-Ρ(k),r2(k),δ,h)其中，T为获取所述云台电机的角度的采样周期，Ρ(k)＝[φ(k)θ(k)ψ(k)]T为第k时刻所述云台电机的角度，r1(k)为通过所述二阶离散非线性跟踪微分器对Ρ(k)进行跟踪由Ρ(k)所确定的值，r2(k)为Ρ(k)的导数，k+1为第k+1时刻所对应的值，fst()为最速控制函数，δ为位于最速控制函数的第三位的参数，h为位于最速控制函数的第四位的参数。10.根据权利要求7-9任一项所述的方法，其特征在于，所述根据所述云台电机的角速度、所述云台电机的角度及所述拍摄装置的角速度，确定所述云台基座的角速度，包括：根据所述云台电机的角度确定旋转变换矩阵，所述旋转变换矩阵为云台基座坐标系到云台电机坐标系的旋转矩阵；根据所述云台电机的角速度、所述旋转变换矩阵及所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐运扬，
申请(专利权)人：深圳市道通智能航空技术有限公司，
类型：发明
国别省市：广东,44