本發(fā)明涉及無人飛行器技術(shù)領(lǐng)域，更具體地說，是涉及一種無人飛行器飛行控制方法。

背景技術(shù)：

隨著無人飛行器技術(shù)日趨成熟，其在民用領(lǐng)域應用更見廣泛。小型無人飛行器搭載航空攝像機等遙感設備，可以為國土資源監(jiān)察工作提供清晰、直觀的高分辨遙感影像。此外，還可在反恐作業(yè)、農(nóng)情檢測以及災害預報等領(lǐng)域發(fā)揮重要作用。另外，機群編隊組網(wǎng)的小型無人飛行器能夠發(fā)揮更顯著的作用，甚至可以完成大型飛行器難以完成的任務。

隨著微型制造技術(shù)和 MEMS 技術(shù)的發(fā)展，新一代微型MEMS陀螺儀迅速發(fā)展起來，為低成本小型無人飛行器飛行控制系統(tǒng)的設計和研制提供了有力支持。目前的小型無人飛行器飛行控制方法都是基于三個正交安裝的陀螺儀和加速度計構(gòu)成的微小型慣性測量單元(IMU)，然后與GPS組合導航提供小型無人飛行器的運動狀態(tài)信息，在此基礎(chǔ)上對小型無人飛行器進行控制器設計，實現(xiàn)自主飛行。理想的飛控模型是根據(jù)傳感器反饋信息對飛行器的姿態(tài)、速度、位置作出監(jiān)測，再根據(jù)Rc、wp指令由主控板對電機執(zhí)行機構(gòu)作出調(diào)整。但是由于小型無人飛行器內(nèi)部環(huán)境復雜，特別是在發(fā)動機啟動后振動環(huán)境惡略，很難準確測量出小型無人飛行器的姿態(tài)，導致姿態(tài)控制精度不高、嚴重影響到小型無人飛行器的飛行品質(zhì)。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種簡單、適用的無人飛行器飛行控制方法，通過建立飛控模型，使飛行控制更精準。

本發(fā)明的目的是這樣實現(xiàn)的：一種無人飛行器飛行控制方法，包括以下步驟：

（1）建立基于電機速度與飛行姿態(tài)對應的飛行控制模型；

（2）采集飛行器姿態(tài)信息、位置信息、電機轉(zhuǎn)速；

（3）根據(jù)輸入指令，計算姿態(tài)期望值和電機控制量；

（4）輸出電機PWM占空比，調(diào)整電機轉(zhuǎn)速；

（5）采集飛行器姿態(tài)信息、位置信息、電機轉(zhuǎn)速；

（6）將實際飛行器姿態(tài)數(shù)據(jù)、電機轉(zhuǎn)速與期望值比較，若符合，返回步驟（5），若不符合，進入步驟（7）；

（7）將實際飛行器姿態(tài)數(shù)據(jù)、電機轉(zhuǎn)速與飛行控制模型進行比對，重新計算電機控制量；

（8）輸出電機PWM占空比，調(diào)整電機轉(zhuǎn)速；

（9）返回步驟（5）。

上述的無人飛行器飛行控制方法中，還包括建立的震動模型，在步驟（6）中，通過電機轉(zhuǎn)速與期望值比較，調(diào)整檢測飛行器姿態(tài)的傳感器的濾波值。

本發(fā)明的有益效果在于：

本發(fā)明的無人飛行器飛行控制方法通過檢測電機轉(zhuǎn)速和姿態(tài)參數(shù)的控制反饋量，并與飛控模型進行對比，得出PID控制調(diào)整量，從而更加精確地調(diào)整飛行器的姿態(tài)。

附圖說明

圖1為本發(fā)明無人飛行器飛行控制方法的流程圖。

具體實施方式

下面詳細描述本發(fā)明的實施例，所述實施例的示例在附圖中示出，其中自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，僅用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制。

參見圖1，本發(fā)明的無人飛行器飛行控制方法基于電機轉(zhuǎn)速和飛行模型精確控制飛行器的姿態(tài)。

導航信息單元（姿態(tài)位置信息imu）有如下參數(shù)：三軸角速度、三軸加速度、三軸磁力計、GPS信息。導航信息單元利用多個傳感器采集上述參數(shù)信息可得出飛行器當前實際姿態(tài)，飛行控制單元根據(jù)飛行器實際姿態(tài)和期望姿態(tài)（由Rc指令、wp指令決定）的比較，主控系統(tǒng)輸出電機控制量（PWM占空比），調(diào)整電機轉(zhuǎn)速。

主控系統(tǒng)監(jiān)測電機轉(zhuǎn)速的變化值并反饋飛行控制單元，飛行控制單元一方面將電機響應值與期望值作比較，判斷電機轉(zhuǎn)速是否滿足要求，作出相應調(diào)整。

另一方面，本發(fā)明采用PID閉環(huán)自動控制技術(shù)，利用電機響應值校準傳感器的誤差值，根據(jù)建立的震動模型，調(diào)整傳感器的濾波值。而且，通過電機響應值與飛行模型校準姿態(tài)控制的PID控制值。

飛行器基于電機參數(shù)數(shù)據(jù)和加速計采用FFT分析建立機體的震動模型，飛行器飛行時，加速度傳感器除了探測飛行運動外，還會探測電機導致的振動，振動會持續(xù)干擾測量結(jié)果，使測量曲線變得模糊，除了顯示傳感器記錄的數(shù)據(jù)外，F(xiàn)FT分析可以插入到圖表中，F(xiàn)FT可顯示振動發(fā)生的頻率。主控系統(tǒng)把這些振動頻率分為三類，第一類是包括與電機RPM值相似的頻率，這些頻率會被系統(tǒng)理解為電機引起的振動。第二類是由于飛行器飛行導致的很低的振動頻率。第三類是介乎于兩者之間的，有可能沒有顯示出來的，對于出現(xiàn)第三類頻率，則可以考慮是其它問題，例如負載沒有固定安裝好，或者螺旋漿損壞。在這種情況下，需要先檢查飛行器的組件，排除故障原因后重新檢測。

IMU導航信息單元依靠GPS速度信息（和時間積分）和加速計（和時間積分）共同作用，獲取飛行器相對位移，用電機速度校準加速計參數(shù)。利用三軸慣性單元與GPS捷聯(lián)解算共同獲得姿態(tài)信息。GPS位置信息獲取飛行器絕對位置作用于自駕飛行時的航點控制，以磁力計獲取絕對機頭指向，并且與陀螺儀的參數(shù)比對判斷其數(shù)值的準確性。

在飛行控制過程中，當電機轉(zhuǎn)速反饋到飛控單元，飛行控制單元根據(jù)電機轉(zhuǎn)速和pwm的關(guān)系，調(diào)整對電機的控制，根據(jù)電機轉(zhuǎn)速對應差值與姿態(tài)響應關(guān)系，調(diào)整對設定姿態(tài)量的控制。根據(jù)電機轉(zhuǎn)速和垂直速度變化的關(guān)系，確認重量系數(shù)和控制關(guān)系。

盡管已經(jīng)示出和描述了本發(fā)明的實施例，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應當理解：在不脫離本發(fā)明的原理和宗旨的情況下可以對這些實施例進行多種變化、修改、替換和變型，本發(fā)明的范圍由權(quán)利要求及其等同替換所限定，在未經(jīng)創(chuàng)造性勞動所作的改進等，均應包含在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。