CN117452859B - 一种自主飞行的航空器的控制系统及其方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种自主飞行的航空器的控制系统及其方法，所述控制系统包括信号收集单元、核心控制单元、伺服执行机构、通讯中转站、地面数传中心和压控驱动模块；所述核心控制单元包括决策中心、计算中心、主回路；核心控制单元对数据进行计算、分析与决策，并向伺服机构发送控制命令，通过这种自主分析决策过程，实现航空器飞行的自主飞行；计算中心、主回路通过反控制器实现对航空器的飞行控制，并输出控制目标值；本发明通过通讯中转站与地面数传中心对航空器的信号采集，能够做到在地面的实时监控，同时，本发明能够实现航空器自主决策控制飞行，又可以及时发现航空器飞行的突发情况，通过地面传达指令，及时控制并改变航空器的飞行方；安全性强，且保证了航空器的自主飞行能力。

Description

一种自主飞行的航空器的控制系统及其方法

技术领域

本发明属于航空器控制系统技术领域，具体涉及一种自主飞行的航空器的控制系统及其方法。

背景技术

航空器作为一种最常见的飞行器，无论在民用生活还是在军工领域，都有着极其广泛的应用。常见的航空器可分为两类，包括：轻于空气的航空器和重于空气的航空器。前者依靠空气静浮力升空；后者靠空气动力克服自身重力升空。具体的航空器设施有无人机、航空器、直升机、倾转旋翼机等。

航空器基本工作原理是通过升降舵、方向舵、螺旋桨等的运动，产生空气浮力，并使所产生的浮力大于自身重力，进而实现在空中的飞行与运动。

目前，常见的航空器控制系统，采集外界环境数据后，仅仅将数据返回控制中心与指挥台，系统内部缺少数据的自主计算与分析决策过程，这使得航空器的飞行极大程度上依赖飞行员的自主分析判断，缺少以环境数据为支持的自主决策系统。

在设计航空器的控制器时，常用的控制方法包括PID控制、模型预测控制(MPC)、自适应控制等，然而，PID控制缺乏对非线性系统的良好适应性，对于非线性、时变或多变量系统可能无法提供理想的控制性能，需要手动调整参数，对于复杂系统调参困难，且参数调整可能对系统的稳定性和鲁棒性产生较大影响。模型预测控制(MPC)计算复杂度高，需要解决优化问题，涉及到在线求解动态优化问题，对计算资源要求较高。自适应控制对系统模型的要求较高，需要准确建模或估计系统的参数和动态特性。

鉴于上述原因，迫切需要设计一种自主分析决策的飞行航空器控制系统。

发明内容

基于上述问题，本发明提供的一种自主飞行的航空器的控制系统，该系统可以实现航空器自主决策控制飞行，又可以及时发现航空器飞行的突发情况；同时，该系统可以通过地面传达指令，快速、准确调控航空器的飞行方案，保证航空器在实际应用中高效、出色执行飞行任务。

一种自主飞行的航空器的控制系统，包括：信号采集单元、核心控制单元、伺服执行机构、通讯中转站、地面数传中心、压控驱动模块；

所述信号采集单元用于采集航空器的加速度、角速度、姿态信息、航空器内外压力值、GPS定位数据信息；

所述通讯中转站用于将地面、核心控制单元与信号收集单元的数据传输与命令传达；

所述压控驱动模块用于将信号采集单元传输的航空器数据通过数字IO接口以开关量的形式传递给伺服执行机构；其中：

所述核心控制单元通过反步法控制器对所述信号采集单元、所述通讯中转站传输的航空器数据进行计算获得控制航空器控制路径指令脉冲信号；

所述伺服执行机构根据所述核心控制单元输出的航空器控制路径指令脉冲信号驱动航空器电机、舵机、电子调速器硬件设备到达指定位置。

进一步的，所述核心控制单元包括决策中心模块、计算中心模块、反步法控制器和主回路；

所述决策中心模块用于对信号采集单元的环境数据进行智能分析与决策，并接受通讯中转站传来的数据指令；

所述计算中心模块用于导引结算环境数据，通过反步法控制器对航空器的运动状态进行控制获得路径控制目标；

所述主回路用于根据计算中心传递的路径控制目标生成控制航空器控制路径指令脉冲信号传输给伺服执行机构的控制命令；其中：

所述计算中心模块对决策中心模块发送的航空器高度、加速度、俯仰角、偏航角、飞行轨迹作为控制的目标值，将信号收集单元所采集的相应信息作为测量值，计算测量值与目标值的偏差，以及状态量作为控制输入传入控制器；其中：

所述控制器按照如下数学模型对航空器进行调整向主回路输出控制航空器高度、角度、加速度的目标值；

其中：和表示航空器重心的横向及纵向速度，表示航空器沿X轴、Z轴方向的推力，表示航空器沿Y轴方向上的力矩，I_y表示航空器围绕重心CG总的转动惯性。

进一步的，所述主回路用于根据计算中心传递的路径控制目标生成航空器控制路径指令脉冲信号传输给伺服执行机构的控制命令；包括:

所述主回路在对航向角、俯仰角、航速大小进行控制时，将计算中心输入的航向角、俯仰角、航速大小作为目标值，以航空器实际运动情况的输出作为真实值，并将最初真实值设为0，按照反步法计算目标值与真实值之间的偏差获得闭环稳定系统，所述航空器系统，y_1d是y₁的期望输出，航空系统跟踪误差定义如下：

z₁＝y₁-y_1d＝x-y_1d

将v_d(t)当作虚拟控制量，改写如下形式：

v_d(t)是虚拟控制量，z₂(t)是辅助误差信号：

z₂＝v-v_d

函数a₁定义为：

根据误差系统，设计虚拟控制量v_d(t)为：

v_d＝a₁-λ₁z₁

λ₁为正实数，表示反馈增益。

在对航向角、俯仰角、航速大小进行控制时，主回路将计算中心输入的航向角、俯仰角、航速大小作为目标值，以航空器实际运动情况的输出作为真实值，并将最初真实值设为0，航空器位置跟踪系统误差导数的闭环方程可以表示为如下形式：

当z₁收敛于0，x趋近于y_1d，则跟踪误差有界，航空器系统可以达到闭环稳定状态；

所述计算中心按照如下公式对航空器偏差值和偏差值的导数计算获得调整航空器数据；

V₁≥0，是正定的，对其求一阶导数，得到：

对于上述方程，若z₂(t)趋近于0，则z₁(t)趋近于0；

V₂≥0，是正定的，对其求一阶导数，得到：

所述控制器按照如下计算公式对调整航空器数据进行计算相应的方向舵偏转角、升降舵偏转角、无刷直流电机作为控制目标值：

λ₂为正常量；

所述主回路将虚拟控制量a₁带入控制目标值获得航空器控制路径指令脉冲信号：

成立，z₁、z₂均指数趋近于零，跟踪误差最终有界。

进一步的，所述通讯中转站包括上行数据处理单元与下行数据处理单元；

所述上行数据处理单元，用于将地面数传中心的指令发送到决策中心；

所述下行数据处理单元，用于接收信号采集单元的数据，并向地面数传中心传递航空器环境及状态信息。

为了解决现有技术问题，本发明还采用如下技术方案：

核心控制单元通过反步法控制器对所述信号采集单元、所述通讯中转站传输的航空器数据进行计算获得控制航空器控制路径指令脉冲信号；包括：所述核心控制单元包括决策中心模块、计算中心模块、反步法控制器和主回路；

对信号采集单元的环境数据进行智能分析与决策，并接受通讯中转站传来的数据指令；

通过反步法控制器对航空器的运动状态进行控制获得路径控制目标；

根据路径控制目标生成航空器控制路径指令脉冲信号传输给伺服执行机构的控制命令；其中：

将航空器高度、加速度、俯仰角、偏航角、飞行轨迹作为控制的目标值，将信号收集单元所采集的相应信息作为测量值，计算测量值与目标值的偏差，以及状态量作为控制输入传入控制器。

有益效果

本发明提出了一种自主飞行的航空器的控制系统，通过信号收集单元对环境、航空器自身的数据信息采集，利用核心控制单元对数据进行计算、分析与决策，并向伺服机构发送控制命令，通过这种自主分析决策过程，实现航空器飞行的自主飞行。通过通讯中转站与地面数传中心对航空器的信号采集，能够做到在地面的实时监控，这样既能够实现航空器自主决策控制飞行，又可以及时发现航空器飞行的突发情况，通过地面传达指令，及时控制并改变航空器的飞行方案。

在本发明中，航空器采用Backstepping控制器，相比于其他控制器，反步法在处理非线性系统不需要对航天器系统进行线性化或假设系统是局部线性的，因此适用于广泛的非线性系统。此外，本发明通过反步法控制器能够提供对航空器系统稳定性的严格证明，同时本发明通过逐步构建反步函数，可以确保航天器系统的稳定性和收敛性。

附图说明

图1为本发明中一种自主飞行的航空器的控制系统示意图；

图中，1、信号收集单元；2、核心控制单元；3、伺服执行机构；4、压控驱动模块；5、地面数传中心；6、通讯中转站；7、航载传感器；8、模拟量采集模块；9、GPS；10、惯性参考模块；11、数字量采集模块；12、A/D采样器；13、决策中心；14、计算中心；15、主回路；16、上行数据处理单元；17、下行数据处理单元；

具体实施方式

下面结合附图和具体实施实例对发明做进一步说明。

如图1所示，一种自主飞行的航空器的控制系统，包括：信号收集单元1、核心控制单元2、伺服执行机构3、压控驱动模块4、地面数传中心5、通讯中转站6、航载传感器7、模拟量采集模块8、GPS9、惯性参考模块10、数字量采集模块11、A/D采样器12、决策中心13、计算中心14、主回路15、上行数据处理单元16、下行数据处理单元17。

信号收集单元1分别与核心控制单元2、通讯中转站6、压控驱动模块4相连；核心控制单元2分别与伺服执行机构3、通讯中转站6相连；通讯中转站6与地面数传中心、信号收集单元相连；压控驱动模块分别与伺服执行机构、信号收集单元相连。

所述信号收集单元1用于采集航空器的加速度、角速度、姿态信息、航空器内外压力值、GPS定位信息。

所述信号收集单元1包括航载传感器、GPS、惯性参考模块、模拟量采集模块、数字量采集模块、A/D采样器。

所述航载传感器7用于采集航空器所在环境气压、高度、飞行角度、加速度信息。

所述航载传感器7包括气压高度传感器、加速度计、陀螺仪、压差传感器。

所述GPS8用于航空器位置定位。

所述惯性参考模块10用于采集航空器姿态位置信息。

所述模拟采集模块10用于采集空载传感器的模拟量信息。

所述数字采集模块11用于采集GPS和惯性参考模块的数字量信息。

所述A/D采样器12用于将模拟量采集模块的模拟量转化为数字量。

所述核心控制单元2用于对信号收集单元的数据进行计算、分析处理与决策。

所述核心控制单元2包括决策中心13、计算中心14、主回路15。

所述决策中心15用于对信号收集单元的环境数据进行智能分析与决策，并接受通讯中转站传来的数据指令。

所述计算中心14用于导引结算环境数据，并生成控制目标。

所述计算中心14、主回路15采用反步法控制器对高度、角度、加速度进行求解计算，矫正航空器飞行误差

所述主回路15用于根据计算中心传递的控制目标，生成伺服执行机构的控制命令。

所述通讯中转站6用于地面、核心控制单元与信号收集单元的数据传输与命令传达。

所述通讯中转站6包括上行数据处理单元16与下行数据处理单元17。

所述上行数据处理单元16，用于将地面数传中心的指令发送到决策中心。

所述下行数据处理单元17，用于接收信号收集单元的数据，并向地面数传中心传递航空器环境及状态信息。

所述伺服执行机构3，用于驱动电机、舵机、电子调速器的工作。

所述压控驱动模块4，用于将所采集的数字量信息，通过数字IO接口，以开关量的形式，传递给伺服执行机构的阀门、风机。

所述地面数传中心5，用于接收通讯中转站的信息，并向其传达指令。其中：

信号收集单元1包括航载传感器7、GPS9、惯性参考模块10、模拟量采集模块8、数字量采集模块11、A/D采样器12。信号收集单元1用于采集周围环境和航空器自身的数据信息。航载传感器7包括气压高度传感器、加速度计、陀螺仪、压差传感器，其采集的高度、加速度、角度、航空器内外压力差的模拟量信号通过模拟采样模块8和A/D采样器12，转换为数字信号，并将数字量信息传递给核心控制单元2与压控驱动模块4。GPS9、惯性参考模块10将采集的数字量信息传递给数字量采集模块11，并将数字信号发送到核心控制单元2。

核心控制单元2包括决策中心13、计算中心14、主回路15。核心控制单元2接收信号收集单元的数字量信息，对其进行分析计算，对航空器的飞行方案进行决策，最后向伺服执行机构3发出指令。决策中心对上级采集的环境数据进行分析，经过智能分析与决策向计算中心14发送调度指令。同时，决策中心13将信号收集单元1所采集的航空器状态信息以及周围的环境信息发送给通讯中转站6，通讯中转站6根据所收集到的信息，制定下一步的任务目标，包括航空器的高度、加速度、俯仰角、偏航角、飞行轨迹任务，并将任务指令传回决策中心13。决策中心13将高度、加速度、俯仰角、偏航角、飞行轨迹控制任务传送给计算中心14，计算中心14开始对其进行解算。计算中心14根据信号收集单元1发送的环境信息以及决策中心的调度指令，进行指令求解，计算高度、角度、加速度与目标值的偏差，生成对应的控制指令，并将指令转递给主回路15。

所述控制器按照如下数学模型对航空器进行调整向主回路输出控制航空器高度、角度、加速度的目标值；

其中，和表示航空器重心的横向及纵向速度，表示航空器沿X轴、Z轴方向的推力，表示航空器沿Y轴方向上的力矩，I_y表示航空器围绕重心CG总的转动惯性。

本发明专利利用Backstepping控制方法，排除外界干扰，使输出快速达到目标值。

对于所建立的航空器系统，假设y_1d是y₁的期望输出，且可以对其二次求导，系统跟踪误差定义如下：

z₁＝y₁-y_1d＝x-y_1d

将v_d(t)当作虚拟控制量，改写如下形式：

v_d(t)是虚拟控制量，z₂(t)是辅助误差信号：

z₂＝v-v_d

函数a₁定义为：

根据误差系统，设计虚拟控制量v_d(t)为：

v_d＝a₁-λ₁z₁ λ₁为正实数，表示反馈增益，的闭环方程可以计算如下：

当z₁收敛于0，x趋近于y_1d，则跟踪误差有界，系统可以达到稳定状态。于是，可以设计Lyapunov函数：

V₁≥0，是正定的，对其求一阶导数，得到：

对于上述线性方程，若z₂(t)趋近于0，则z₁(t)趋近于0。

再设计Lyapunov函数

V₂≥0，是正定的，对其求一阶导数，得到：

可以设计出控制律f_z为如下形式：

λ₂为正常量。将虚拟控制量a₁带入可得到：

成立，z₁、z₂均指数趋近于零，跟踪误差最终有界。

计算中心14以决策中心13发送的高度、加速度、俯仰角、偏航角、飞行轨迹作为控制的目标值，将信号收集单元1所采集的相应信息作为测量值，计算测量值与目标值的偏差，以及状态量作为控制输入传入Backstepping控制器，将控制器的设计分解成两步完成，选择一个虚拟变量来进行设计，并使之达到一定的设计目标，从而修正控制算法，直到系统能够实现调节或跟踪控制，最后控制器输出相应的高度、角度、加速度控制目标值，将其传入主回路15。

主回路15结合信号收集单元1发送的环境信息与计算中心发送的控制指令，计算偏差信号，根据偏差值进行控制量的计算，最后形成控制指令，控制指令最终以PWM波的形式，下发给伺服执行机构3。主回路15主要实施对航空器水平面运动和垂直面运动的控制。水平面运动主要任务是控制航空器的航向角，垂直面运动主要任务是控制航空器的俯仰角和航速大小。在对航向角、俯仰角、航速大小进行控制时，将计算中心14输入的航向角、俯仰角、航速大小作为目标值，以航空器实际运动情况的输出作为真实值，可以将最初真实值设为0，计算目标值与真实值之间的偏差，形成闭环系统，将偏差值和偏差值的导数作为控制输入传入Backstepping控制器，最后控制器输出相应的方向舵偏转角、升降舵偏转角、无刷直流电机作为控制目标值，进而通过数学转换，实现对航向角、俯仰角、航速大小的控制矫正。

通讯中转站6包括上行数据处理单元16、下行数据处理单元17。上行数据处理单元16为事件触发单元，当接收到地面数传中心5的指令信息时，将数据进行解析转化，对数据进行校验后，将指令传达给核心控制单元2的决策中心13。上行数据处理单元16以中断触发的方式接受地面传来的监控信息。在程序初始化之后，开始进行数据的发送和接收。通讯中转站内部采用nRF950模块，校验方式采用CRC，其中的配置均采用SPI接口。在发送数据时，nRF950首先进入待机模式，把待发送数据以及发送地址写入寄存器内，接着启动nRF950的工作模式，将数据发送出去，发送数据完成后，重新回到待机模式。在接收数据时，nRF950首先进入待机模式，并配置好寄存器的接收地址，接着nRF950启动接收模式。接着检测DR信号，若为高，则证明已经成功接收数据，nRF950可恢复到待机状态。下行数据处理单元17是一个周期性触发事件单元，该单元周期性的接收信号收集单元1的数据信息，并通过串口，将数据打包发送给地面数传中心。

压控驱动模块4根据航载传感器7采集的航空器内外气压、飞行速度数据，判断航空器的压力情况，并向伺服执行机构发送开关量信号。

伺服执行机构3接收核心控制单元2主回路15发送的PWM信号，控制舵机、电机、电子调速器的转速，进而实现对航空器飞行角度、速度、方向、加速度的控制。同时，伺服执行机构3通过压控驱动模块发送的信号，通过数字IO接口，向阀门、风机发送开关量信号，从而实现航空器内外保持稳定的压差值。

Claims (4)

1.一种自主飞行的航空器的控制系统，其特征在于，包括：信号采集单元、核心控制单元、伺服执行机构、通讯中转站、地面数传中心、压控驱动模块；

所述信号采集单元用于采集航空器的加速度、角速度、姿态信息、航空器内外压力值、GPS定位数据信息；

所述通讯中转站用于将地面、核心控制单元与信号收集单元的数据传输与命令传达；

所述压控驱动模块用于将信号采集单元传输的航空器数据通过数字IO接口以开关量的形式传递给伺服执行机构；其中：

所述核心控制单元通过反步法控制器对所述信号采集单元、所述通讯中转站传输的航空器数据进行计算获得控制航空器控制路径指令脉冲信号；所述核心控制单元包括决策中心模块、计算中心模块、反步法控制器和主回路；其中：

所述决策中心模块用于对信号采集单元的环境数据进行智能分析与决策，并接受通讯中转站传来的数据指令；

所述计算中心模块用于导引结算环境数据，通过反步法控制器对航空器的运动状态进行控制获得路径控制目标；

所述主回路用于根据计算中心传递的路径控制目标生成控制航空器控制路径指令脉冲信号传输给伺服执行机构的控制命令；其中：

所述计算中心模块对决策中心模块发送的航空器高度、加速度、俯仰角、偏航角、飞行轨迹作为控制的目标值，将信号收集单元所采集的相应信息作为测量值，计算测量值与目标值的偏差，以及状态量作为控制输入传入控制器；

所述控制器按照如下数学模型对航空器进行调整向主回路输出控制航空器高度、角度、加速度的目标值；

其中：和表示航空器重心的横向及纵向速度，表示航空器沿X轴、Z轴方向的推力，表示航空器沿Y轴方向上的力矩，I_y表示航空器围绕重心CG总的转动惯性；

所述伺服执行机构根据所述核心控制单元输出的航空器控制路径指令脉冲信号驱动航空器电机、舵机、电子调速器硬件设备到达指定位置。

2.根据权利要求1所述的一种自主飞行的航空器的控制系统，其特征在于，所述主回路用于根据计算中心传递的路径控制目标生成航空器控制路径指令脉冲信号传输给伺服执行机构的控制命令；包括:

所述主回路在对航向角、俯仰角、航速大小进行控制时，将计算中心输入的航向角、俯仰角、航速大小作为目标值，以航空器实际运动情况的输出作为真实值，并将最初真实值设为0，按照反步法计算目标值与真实值之间的偏差。

3.根据权利要求1-2任一项所述的一种自主飞行的航空器的控制系统，其特征在于，所述通讯中转站包括上行数据处理单元与下行数据处理单元；

所述上行数据处理单元，用于将地面数传中心的指令发送到决策中心；

所述下行数据处理单元，用于接收信号采集单元的数据，并向地面数传中心传递航空器环境及状态信息。

4.采用权利要求1所述的系统控制航空器自主飞行的方法，其特征在于，包括如下步骤：

核心控制单元通过反步法控制器对所述信号采集单元、所述通讯中转站传输的航空器数据进行计算获得控制航空器控制路径指令脉冲信号；包括：所述核心控制单元包括决策中心模块、计算中心模块、反步法控制器和主回路；

对信号采集单元的环境数据进行智能分析与决策，并接受通讯中转站传来的数据指令；

通过反步法控制器对航空器的运动状态进行控制获得路径控制目标；

根据路径控制目标生成航空器控制路径指令脉冲信号传输给伺服执行机构的控制命令；其中：

将航空器高度、加速度、俯仰角、偏航角、飞行轨迹作为控制的目标值，将信号收集单元所采集的相应信息作为测量值，计算测量值与目标值的偏差，以及状态量作为控制输入传入控制器；

所述航空器的控制系统，y_1d是y₁的期望输出，航空系统跟踪误差定义如下：

z₁＝y₁-y_1d＝x-y_1d

将v_d(t)当作虚拟控制量，改写如下形式：

v_d(t)是虚拟控制量，z₂(t)是辅助误差信号：

z₂＝v-v_d

函数a₁定义为：

根据误差系统，设计虚拟控制量v_d(t)为：

v_d＝a₁-λ₁z₁

λ₁为正实数，表示反馈增益；

在对航向角、俯仰角、航速大小进行控制时，主回路将计算中心输入的航向角、俯仰角、航速大小作为目标值，以航空器实际运动情况的输出作为真实值，并将最初真实值设为0，航空器位置跟踪系统误差导数的闭环方程可以表示为如下形式：

当z₁收敛于0，x趋近于y_1d，则跟踪误差有界，航空器系统可以达到闭环稳定状态；

所述计算中心按照如下公式对航空器偏差值和偏差值的导数计算获得调整航空器数据

V₁≥0，是正定的，对其求一阶导数，得到：

对于上述线性方程，若z₂(t)趋近于0，则z₁(t)趋近于0；

V₂≥0，是正定的，对其求一阶导数，得到：

所述控制器按照如下计算公式对调整航空器数据进行计算相应的方向舵偏转角、升降舵偏转角、无刷直流电机作为控制目标值：

λ₂为正常量；

所述主回路将虚拟控制量a₁带入控制目标值获得航空器控制路径指令脉冲信号：

成立，z₁、z₂均指数趋近于零，跟踪误差最终有界。