基于PID的矢量涡喷飞行器飞行控制方法及系统技术方案

本申请公开了一种基于PID的矢量涡喷飞行器飞行控制方法，该方法包括：获取涡喷飞行器的高度控制量、滚转控制量、俯仰控制量以及航向控制量；根据高度控制量、滚转控制量以及俯仰控制量确定涡喷飞行器输出的涡喷控制量；根据航向控制量确定涡喷飞行器输出的喷管控制量；根据涡喷控制量和喷管控制量控制涡喷飞行器的飞行。本申请提供的上述方案，不但可以有效提高无人机的载重、提高航时；提高无人机涡喷发动机利用效率；提高飞机姿态调节速度，控制响应；而且还能够实现在涡喷响应滞后的条件下达到稳定控制效果。下达到稳定控制效果。下达到稳定控制效果。

【技术实现步骤摘要】
基于PID的矢量涡喷飞行器飞行控制方法及系统


[0001]本专利技术涉及无人机应用
，具体涉及一种基于PID的矢量涡喷飞行器飞行控制方法及系统。

技术介绍

[0002]随着自动控制技术的发展，无人机技术的发展突飞猛进，基于无人机的应用领域也越来越广泛。在军事侦查、战场监视、火灾探测、环境与交通监测方面都得到了广泛的应用。
[0003]目前多以固定翼无人机以及多旋翼无人机为主，然而其载重小、飞行速度低，无法满足战场快速变化的需求。因此，如何提供一种能解决上述技术问题的方案，是本领域的技术人员目前需要解决的问题。

技术实现思路

[0004]鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种基于PID的矢量涡喷飞行器飞行控制方法，可实现大载重快速飞行，满足战场快速度变化的需求。
[0005]第一方面，本申请实施例提供了一种基于PID的矢量涡喷飞行器飞行控制方法，该方法包括：
[0006]步骤S1：获取涡喷飞行器的高度控制量(ht_ctrl)、滚转控制量(roll_ctrl)、俯仰控制量(pitch_ctrl)以本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于PID的矢量涡喷飞行器飞行控制方法，其特征在于，该方法包括：步骤S1：获取涡喷飞行器的高度控制量(ht_ctrl)、滚转控制量(roll_ctrl)、俯仰控制量(pitch_ctrl)以及航向控制量(yaw_ctrl)；步骤S2：根据高度控制量(ht_ctrl)、滚转控制量(roll_ctrl)以及俯仰控制量(pitch_ctrl)确定涡喷飞行器输出的涡喷控制量；步骤S3：根据航向控制量(yaw_ctrl)确定涡喷飞行器输出的喷管控制量；步骤S4：根据涡喷控制量和喷管控制量控制涡喷飞行器的飞行。2.根据权利要求1所述的基于PID的矢量涡喷飞行器飞行控制方法，其特征在于，所述获取滚转控制量(roll_ctrl)、俯仰控制量(pitch_ctrl)以及航向控制量(yaw_ctrl)，包括：(1)确定涡喷飞行器的位置环路的输入为水平位置目标值(pos
xy
_target)，与涡喷飞行器当前水平位置(local_pos
xy
)一起进入位置环路P控制器中，输出水平速度目标值(v
xy
_target)；(2)确定涡喷飞行器的速度环路的输入为水平速度目标值(v
xy
_targgt)，与涡喷飞行器当前水平速度(local_v
xy
)一起进入速度环路PI控制器中，计算水平加速度目标值(acc
xy
_target)；(3)将水平加速度目标值(acc
xy
_target)转换到载体坐标系，通过载体系加速度目标值计算输出水平姿态目标值(roll_target、pitch_targgt)；(4)确定涡喷飞行器的姿态环路的输入为水平姿态目标值(roll_target、pitch_target)以及航向角目标值(yaw_target)，与涡喷飞行器当前姿态一起进入姿态环路P控制器，输出角速度的目标值(angle_rate_target)；(5)确定涡喷飞行器的角速度环路的输入为角速度目标值(angle_rate_target)，与涡喷飞行器当前角速度一起进入角速度环路PID控制器，输出滚转控制量(roll_ctrl)、俯仰控制量(pitch_ctrl)以及航向控制量(yaw_ctrl)。3.根据权利要求2所述的基于PID的矢量涡喷飞行器飞行控制方法，其特征在于，所述获取涡喷飞行器的高度控制量(ht_ctrl)，包括：(1)确定涡喷飞行器的高度环路的输入为高度目标值(pos
z
_target)，与涡喷飞行器当前高度(local_pos
z
)一起进入高度环路P控制器，输出天向速度目标值(v
z
_target)；(2)确定天向速度环路的输入为天向速度目标值(v
z
_target)，与涡喷飞行器当前天向速度(local_v
z
)一起进入天向速度环路PI控制器，输出天向加速度目标值(acc
z
_target)；(3)确定天向加速度环路的输入为天向加速度目标值(acc
z
_target)，与涡喷飞行器当前天向加速度(local_acc
z
)一起进入天向加速度环路PID控制器，输出高度控制量(ht_ctrl)。4.根据权利要求1所述的基于PID的矢量涡喷飞行器飞行控制方法，其特征在于，所述步骤S2包括：(1)通过动力分配算法将高度控制量(ht_ctrl)、滚转控制量(roll_ctrl)与俯仰控制量(pitch_ctrl)进行组合，公式如下：
式中：wp_vert1——表示1号涡喷发动机期望输出等效垂直方向的力；wp_vert2——表示2号涡喷发动机期望输出等效垂直方向的力；wp_vert3——表示3号涡喷发动机期望输出等效垂直方向的力；wp_vert4——表示4号涡喷发动机期望输出等效垂直方向的力；(2)设定四个涡喷发动机的实际输出分别为：wp1、wp2、wp3以及wp4，根据四个涡喷发动机的实际输出(wp1、wp2、wp3、wp4)以及四个涡喷发动机期望输出的等效垂直方向的力(wp_vert1、wp_vert2、wp_vert3、wp_vert4)计算出四个喷管的期望角度，计算公式如下：vert1、wp_vert2、wp_vert3、wp_vert4)计算出四个喷管的期望角度，计算公式如下：vert1、wp_vert2、wp_vert3、wp_vert4)计算出四个喷管的期望角度，计算公式如下：vert1、wp_vert2、wp_vert3、wp_vert4)计算出四个喷管的期望角度，计算公式如下：其中：pg_angle1——表示1号喷管的期望角度；pg_angle2——表示2号喷管的期望角度；pg_angle3——表示3号喷管的期望角度；pg_angle4——表示4号喷管的期望角度；(3)根据四个喷管的期望角度计算涡喷飞行器上的涡喷发动机的输出的控制量。5.根据权利要求4所述的基于PID的矢量涡喷飞行器飞行控制方法，其特征在于，所述根据四个喷管的期望角度计算涡喷飞行器上的涡喷发动机的输出的控制量，包括：(1)确定稳态期望喷管角度为pg_desired_angle，对1号喷管角度按照如下公式计算；angle_err1＝pg_desired_angle
‑
pg_angle1P1＝K
P
·
angle_err1I1＝K
I
·
angle_err1*dtD1＝K
D
·
(angle_err1_last_angle_err1)/dtPID_out1＝P1+I1+D1ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈朋印，陈柯柯，
申请(专利权)人：西安因诺航空科技有限公司，
类型：发明
国别省市：