一种飞行控制过程中的电压补偿方法及装置与流程

本发明属于动力控制系统技术领域，尤其涉及一种飞行控制过程中的电压补偿方法及其补偿装置。

背景技术：

随着植保无人机及各类飞行器的快速发展和广泛应用，无人机的续航能力成为评价飞行器性能的一项重要指标。电池电压对飞行器电机输出拉力具有影响，对于长时间飞行或者在复杂的飞行状态下，需要有充足的电池电压保证。

但是，无人机飞行过程中，电机的pwm控制信号与电机转速的关系受电池输出电压的影响，而电池输出电压由于内阻的存在，在大电流输出时会导致电压下降；此外，随着工作时间的延长，电池的电荷量减少，同样会导致输出电压的降低。长期使用下，不仅电池本身性能下降导致寿命减少，也会给飞行器的飞行状态带来不利影响。因此，有必要对飞行器工作中对输出电压值进行补偿，延长电池的使用寿命和使用性能。

技术实现要素：

针对现有技术存在的技术缺陷，根据本发明的一个方面，提供一种飞行控制过程中的电压补偿方法，其用于延长飞行器的电池的使用寿命，包括如下步骤：

a.判断飞行器是否处于悬停状态,若所述飞行器处于悬停状态则执行步骤b；

b.通过飞行控制模块向电源管理模块输出电压补偿指令。

优选地，所述步骤a中，若所述飞行器未处于悬停状态，则执行如下步骤：

a1.采集所述飞行器的飞行高度并判断所述飞行器的飞行高度是否大于0.8米，若所述飞行高度是否大于0.8米，则执行步骤b。

优选地，所述步骤a中，通过如下步骤判断所述飞行器是否处于悬停状态：

a2.采集所述飞行器全部电机的转速、所述飞行器的飞行高度变化值以及所述飞行器的水平速度变化值；

a3.若全部电机的转速均相同且所述飞行高度变化值小于高度变化阈值且所述水平速度变化值小于速度变化阈值，则判定所述飞行器处于悬停状态。

优选地，所述电压补偿指令对应的电压补偿值通过如下步骤确定：

b1.从所述飞行器的历史飞行数据中获取飞行高度数据以及所述飞行高度数据相对应的电压输出数据；

b2.基于所述飞行高度数据和所述电压输出数据使用最小二乘法拟合二次函数；

b3.采集所述飞行控制模块输出所述电压补偿指令时所述飞行器的实时飞行高度以及所述电源管理模块的实时电压值；

b4.基于所述二次函数以及所述实时飞行高度确定所述飞行控制模块输出所述电压补偿指令时所述电源管理模块的理论电压值；

b5.基于所述理论电压值以及所述实时电压值确定所述电压补偿值。

优选地，所述电压补偿指令对应的电压补偿值通过如下步骤确定；

b6.获取所述飞行控制模块输出所述电压补偿指令时所述飞行器的飞行高度、总载荷以及飞行时间；

b7.判断所述飞行高度是否大于第一阈值，若所述飞行高度大于第一阈值则执行步骤b10，若所述飞行高度不大于所述第一阈值则执行步骤b8；

b8.判断所述总载荷是否大于第二阈值，若所述总载荷大于第二阈值则执行步骤b10，若所述总载荷不大于第二阈值则执行步骤b9；

b9.判断所述飞行时间是否大于第三阈值，若所述飞行时间大于第三阈值则执行步骤b10，若所述飞行时间不大于第三阈值则执行步骤b11；

b10.控制所述飞行控制模块不输出所述电压补偿指令；

b11.基于所述飞行高度、所述总载荷以及所述飞行时间确定所述电压补偿值。

优选地，所述步骤b11中，通过以下公式确定所述电压补偿值：

v＝k*h/(g*t),v表示电压补偿值，h表示所述飞行高度，g表示所述总载荷，t表示所述飞行时间，k表示基于飞行器动力系统确定的补偿系数。

根据本发明的另一个方面，还提供一种飞行控制过程中的电压补偿装置，其用于执行本发明所述的电压补偿方法，包括：

第一判断装置，其用于判断飞行器是否处于悬停状态；

飞行控制模块，其用于向电源管理模块输出电压补偿指令。

优选地，所述第一判断装置包括：

第一采集装置，其用于采集所述飞行器的飞行高度；

第二判断装置，其用于判断所述飞行器的飞行高度是否大于0.8米。

优选地，所述第一判断装置还包括：

第二采集装置，其用于采集所述飞行器全部电机的转速；

第三采集装置，其用于所述飞行器的飞行高度变化值；

第四采集装置，其用于所述飞行器的水平速度变化值；

第三判断装置，其用于判断全部电机的转速是否均相同以及所述飞行高度变化值是否小于高度变化阈值以及所述水平速度变化值是否小于速度变化阈值。

优选地，所述飞行控制模块包括：

第一获取装置，其用于从所述飞行器的历史飞行数据中获取飞行高度数据以及所述飞行高度数据相对应的电压输出数据；

生成装置，其用于基于所述飞行高度数据和所述电压输出数据使用最小二乘法拟合二次函数；

第五采集装置，其用于采集所述飞行控制模块输出所述电压补偿指令时所述飞行器的实时飞行高度；

第六采集装置，其用于采集所述飞行控制模块输出所述电压补偿指令时所述电源管理模块的实时电压值；

第一确定装置，其用于基于所述二次函数以及所述实时飞行高度确定所述飞行控制模块输出所述电压补偿指令时所述电源管理模块的理论电压值；

第二确定装置，其用于基于所述理论电压值以及所述实时电压值确定所述电压补偿值。

优选地，所述飞行控制模块包括：

第二获取装置，其用于获取所述飞行控制模块输出所述电压补偿指令时所述飞行器的飞行高度、总载荷以及飞行时间；

第四判断装置，其用于判断所述飞行高度是否大于第一阈值；

第五判断装置，其用于判断所述总载荷是否大于第二阈值；

第六判断装置，其用于判断所述飞行时间是否大于第三阈值；

第三确定装置，其用于基于所述飞行高度、所述总载荷以及所述飞行时间确定所述电压补偿值。

本发明通过获取飞行器的飞行高度及飞行状态参数，基于历史飞行统计数据，利用最小二乘法拟合曲线获取飞行器对应飞行高度及飞行状态参数下的理论电压值，再根据理论电压值和实际电压值确定电压补偿值。本发明能够实时根据飞行器的飞行状态对飞行器运行过程中的电压进行动态补偿，增强了用户使用体验，延长电池的使用寿命，具有广泛的应用前景。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1示出了本发明的具体实施方式的，一种飞行控制过程中的电压补偿方法流程图；

图2示出了本发明的具体实施方式的，又一种飞行控制过程中的电压补偿方法流程图；

图3示出了本发明的实施例的，判断飞行器是否处于悬停状态的方法流程图；

图4示出了本发明的实施例的，确定电压补偿值的方法流程图；

图5示出了本发明的实施例的，又一确定电压补偿值的方法流程图；

图6示出了本发明的具体实施方式的，飞行控制过程中的电压补偿装置结构示意图；

图7示出了本发明的具体实施方式的，又一飞行控制过程中的电压补偿装置结构示意图；

图8示出了本发明的实施例的，第一判断装置的结构示意图；

图9示出了本发明的实施例的，飞行控制模块的结构示意图；

图10示出了本发明的实施例的，又一飞行控制模块的结构示意图。

具体实施方式

图1示出了本发明的具体实施方式的，一种飞行控制过程中的电压补偿方法流程图。本发明的技术方案通过对飞行器飞行过程中的状态参数进行检测，根据所述飞行器的特定飞行状态，对电池予以电压补偿，从而保证所述飞行器飞行的稳定性，并延长了电池的使用寿命，提高飞行器的应用效率。具体地，所述飞行控制过程中的电压补偿方法包括如下步骤：

步骤s101，判断飞行器是否处于悬停状态，若所述飞行器处于悬停状态则执行步骤s102。具体地，所述悬停状态是指所述飞行器在一定高度上保持空间位置基本不变的飞行状态，通过设置在所述飞行器的飞行控制系统中各类传感器，对所述飞行器的高度位置以及水平位置，即所述飞行器的空间坐标进行测量。更为具体地，可以通过超声波传感器测量所述飞行器与地面之间的距离，从而确定高度位置；或者通过气压计测量所述飞行器的高度位置。而对所述飞行器水平坐标则可以通过gps模块活着惯性测量单元(即陀螺仪和加速度计传感器等模块)确定，在此不予赘述。所述飞行控制系统用于实时采集各传感器测量的飞行状态数据、接收无线电测控终端传输的由地面测控站上行信道送来的控制命令及数据，经计算处理，输出控制指令给执行机构，实现对无人机中各种飞行模态的控制和对任务设备的管理与控制；同时将无人机的状态数据及发动机、机载电源系统、任务设备的工作状态参数实时传送给机载无线电数据终端，经无线电下行信道发送回地面测控站。进一步地，所述传感器测量的数据发送给所述飞行控制系统的机载计算机，对上述数据进行分析、计算，从而判断所述飞行器是否处于悬停状态，更为具体的将在后述具体实施例及其附图中作更为详细的说明，在此不予赘述。

步骤s102，通过飞行控制模块向电源管理模块输出电压补偿指令。在一个优选的具体实施例中，所述飞行器的飞行控制系统，将卫星导航单元(gnu)、外置罗盘单元(ecu)、航灯单元(nlu)，电源管理单元(pmu)和电调等设备接入系统，利用imu惯性导航，结合全球卫星导航系统，实现所述飞行器的控制功能。所述电源管理模块用于将电源有效分配至所述飞行器的不同组件，承担对电能的变换、检测及其他电能管理职能，通过降低组件闲置时的能耗，可以优化电池使用寿命。在本步骤中，所述飞行控制模块确认所述飞行器处于悬停状态，并根据所述飞行器当前实际输出电压和在该飞行状态下的理论电压值进行比较，从而确认补偿电压值。进一步地，所述飞行控制模块根据所述补偿电压值的大小，将所述补偿电压指令以电信号的形式发送给所述电源管理模块。所述电源管理模块接收所述补偿电压指令，并解析所述补偿电压指令获取补偿电压值，对所述飞行器电源的控制电路的输出电压进行补偿，以满足供电需求。

作为图1所示实施例的一个具体变化例，又一种飞行控制过程中的电压补偿方法流程图。具体包括如下步骤：

步骤s2011，判断飞行器是否处于悬停状态，若所述飞行器处于悬停状态则执行步骤s202。具体地，本领域技术人员可以参考上述图1中步骤s101，在此不予赘述。

步骤s202，通过飞行控制模块向电源管理模块输出电压补偿指令。该步骤可以参考上述图1中步骤s102，在此不予赘述。

在该实施例，基于所述步骤s2011的判断结果，当所述飞行器未处于悬停状态时，则执行步骤s2012，采集所述飞行器的飞行高度并判断所述飞行器的飞行高度是否大于0.8米，若所述飞行高度大于0.8米，则执行步骤s202。在该步骤中，对所述飞行器的飞行高度的采集可以利用超声波传感器、gps传感器进行组合导航，获得所述飞行器的精确飞行高度参数并传送给所述飞行器的飞行控制系统中的机载计算机。所述机载计算机对所述飞行器的飞行高度进行精确计算。基于判断结果，若所述飞行器的飞行高度大于0.8米，该高度为本发明根据实验数据和实际需要进行设定的参数，本领域技术人员可以根据实际情况增加或减少所述飞行高度的临界值。所述飞行器的飞行高度越高，则需要通过电机提供的上升推动力越高，则需要所述电池提供更高的输出电压，在这样的工作条件下，需要对所述飞行器电源的输出电压进行补偿。

图3示出了本发明的实施例的，判断飞行器是否处于悬停状态的方法流程图。作为图1所示实施例中步骤s101的变化例，本实施例通过如下子步骤对所述飞行器是否处于悬停状态的判断做了更为详细的描述。

首先执行步骤s1011，采集所述飞行器全部电机的转速、所述飞行器的飞行高度变化值以及所述飞行器的水平速度变化值。在所述飞行器的飞行控制系统的控制电路中，通过多路模拟信号的高精度采集，获取各类传感器测得的所述飞行器全部电机的转速，所述飞行器的飞行高度变化值以及所述飞行器的水平速度变化值。

步骤s1012，由所述飞行控制系统的机载计算机对所述符诶小南瓜戚全部电机的转速、所述飞行器的飞行高度变化值以及所述飞行器的水平速度变化值进行分析、计算。根据对数据的处理结果，若全部电机的转速均相同且所述飞行高度变化值小于高度变化阈值，且所述水平速度变化值小于速度变化阈值，其中，所述水平速度为矢量。当满足上述条件时，所述飞行控制系统判定所述飞行器处于悬停状态。

进一步地，图4示出了本发明的实施例的，确定电压补偿值的方法流程图。作为图1所示实施例中步骤s102的一个细化子实施例，如图4所示，所述电压补偿指令对应的电压补偿值通过如下步骤确定：

首先执行步骤s1021，从所述飞行器的历史飞行数据中获取飞行高度数据以及所述飞行高度数据相对应的电压输出数据。具体地，在所述飞行器历次飞行中，所述飞行控制系统实时记录并存储所述飞行器的飞行高度数据，同时将在所述飞行高度情况下对应的电压输出数据进行记录、存储。从而形成飞行高度及与之对应的输出电压两个变量的数据序列。

进一步地，在步骤s1022中，基于所述飞行高度数据和所述电压输出数据使用最小二乘法拟合二次函数。在该步骤中，采用最小二乘法拟合二次函数即寻求与给定数据点集合的距离平方和最小的曲线函数。

随后，步骤s1023中，采集所述飞行控制模块输出所述电压补偿指令时所述飞行器的实时飞行高度以及所述电源管理模块的实时电压值。具体地，在所述飞行控制系统的数据采集电路中，当所述飞行控制模块输出所述电压补偿指令时，实时采集所述飞行器的实时高度及所述电源管理模块的实时电压值。并将所采集的数据传输给所述机载计算机进行数据处理。

步骤s1024，基于所述二次函数以及所述实时飞行高度确定所述飞行控制模块输出所述电压补偿指令时所述电源管理模块的理论电压值。在该步骤中，以所述实时飞行高度为自变量，以所述理论电压值为因变量，利用所述二次函数对应的计算公式代入所述实时飞行高度，求解获得所述理论电压值。

步骤s1025，基于所述理论电压值以及所述实时电压值确定所述电压补偿值。具体地，通过对所述理论电压值以及所述实时电压值求差确定所述理论电压值以及所述实时电压值的差值大小，以所述差值作为所述电压补偿值，进一步地，基于所述差值获得的所述电压补偿值为所述电压补偿值的最大阈值。在另一个变化例中，适当减下所述电压补偿值的大小，在实现电压补偿的同时可以避免电池过载。具体地，获取所述理论电压值以及所述实际电压值的平均电压值，以所述平均电压值与所述实际电压值的差值作为所述电压补偿值。

作为图4所示实施例的一个变化例，图5示出了本发明的实施例的，又一确定电压补偿值的方法流程图。具体地，所述电压补偿指令对应的电压补偿值还可以通过如下步骤确定。

步骤s2021，获取所述飞行控制模块输出所述电压补偿指令时所述飞行器的飞行高度、总载荷以及飞行时间。具体地，所述飞行高度可以通过gps、超声波传感器等传感器测量；所述总载荷为所述飞行器飞行过程中所承载的飞行器机身及各种任务载荷的重量，其具体数值可以通过所述飞行器的重量传感器采集；所述飞行时间由所述飞行器的计时装置获取，在此不予赘述。

随后，在步骤s2022中，判断所述飞行高度是否大于第一阈值，所述第一阈值为预先设定的飞行高度值，当所述飞行高度大于所述第一阈值时，表示此时不需要进行电压补偿，则执行步骤s2025，控制所述飞行控制模块不输出所述电压补偿指令并结束本实施例。反之，弱所述飞行高度不大于所述第一阈值，则进一步地分析所述飞行器的飞行状态，以判断是否需要进行电压补偿。此时，继续执行步骤s2023，判断所述总载荷是否大于第二阈值，所述第二阈值通过预先设定。基于判断结果，若所述总载荷大于所述第二阈值，表示此时所述飞行器不需要进行电压补偿以保证动力。则通过步骤s2025，控制所述飞行控制模块不输出所述电压补偿指令并结束本实施例；反之，若所述总载荷不大于第二阈值，则继续通过分析其他参数确定所述飞行器的飞行状态，以判断所述飞行器是否需要进行电压补偿。此时，继续执行步骤s2024，判断所述飞行时间是否大于第三阈值，所述第三阈值为预先设定的时间值，基于判断结果，若所述飞行时间大于第三阈值，则执行步骤s2025，控制所述飞行控制模块不输出所述电压补偿指令并结束本实施例。反之，若所述飞行时间不大于第三阈值，则执行步骤s2026，即基于所述飞行高度、所述总载荷以及所述飞行时间确定所述电压补偿值。更为具体地，所述电压补偿值的大小通过如下公式确定：v＝k*h/(g*t),v表示电压补偿值，h表示所述飞行高度，g表示所述总载荷，t表示所述飞行时间，k表示基于飞行器动力系统确定的补偿系数。

以下结合附图对本发明的装置部分进行描述，本发明的电压补偿装置用于执行本发明的补偿方法，通过在所述飞行器的飞行控制系统中集成相应的控制模块，利用高速dsp控制芯片配合大规模可编程逻辑器件cpld以及串行接口扩展芯片28c94设计小型机载计算机输出所述电压补偿装置的控制指令给相应的执行机构，实现本发明的目的。

图6示出了本发明的具体实施方式的，飞行控制过程中的电压补偿装置结构示意图。所述电压补偿装置1包括第一判断装置11以及飞行控制模块12。其中，所述第一判断装置11用于判断所述飞行器是否处于悬停状态，其具体根据所述飞行器的飞行控制系统中诸如gps、陀螺仪、气压传感器等各类传感器采集的所述飞行器的飞行状态参数判断所述飞行器是否处于悬停状态。所述飞行控制模块12用于当所述飞行器处于悬停状态时向电源管理模块输出电压补偿指令，所述电源管理模块执行所述电压补偿指令，对所述飞行器的电源的输出电压进行补偿，以提高所述飞行器的输出动力并延长电源的使用寿命。

在一个变化例中，图7示出了又一飞行控制过程中的电压补偿装置结构示意图。区别于图6所示实施例，在本实施例中，所述补偿装置1包括第一判断装置11以及飞行控制模块12。进一步地，所述第一判断装置11还包括第一采集装置111和第二判断装置112。其中，所述第一采集装置111用于采集所述飞行器的飞行高度。进一步地，所述第一采集装置将所述飞行高度数据通过电路信号传输给所述第二判断装置112。所述第二判断装置根据所述飞行高度数据和预先确定的临界高度进行比较，所述临界高度的预设值为0.8米。所述第二判断装置112的判断结果进一步用于对所述飞行器飞行控制执行的参考依据。需要说明的是，通过判断所述飞行器的飞行高度是否大于0.8米，便于根据所述飞行器的飞行状态评估对所述飞行器的飞行过程进行电压补偿的必要性。

进一步地，图8示出了本发明的实施例的，第一判断装置的结构示意图。图8所示实施例对图6中所述第一判断装置11进行了更为详细的阐述。具体地，所述第一判断装置11还包括第二采集装置113、第三采集装置114、第四采集装置115以及第三判断装置116。其中，所述第二采集装置113用于采集所述其用于采集所述飞行器全部电机的转速；所述第三采集装置114用于所述飞行器的飞行高度变化值；所述第四采集装置115用于所述飞行器的水平速度变化值。所述全部电机的转速、所述飞行高度变化值以及所述水平速度变化值用于反应所述飞行器的空间三维坐标变化情况以及飞行姿态的稳定情况。进一步地，所述第二采集装置113、第三采集装置114以及第四采集装置115分别将各自采集的所述全部电机的转速、飞行高度变化值以及所述水平速度变化值通过电路信号传输给所述第一判断装置116，所述第一判断装置综合分析并判断全部电机的转速是否均相同以及所述飞行高度变化值是否小于高度变化阈值以及所述水平速度变化值是否小于速度变化阈值。当上述条件均满足时，则判定所述飞行器处于悬停状态。

进一步地，本领域技术人员可以结合、参照上述图6至图8所示实施例，对所述第一判断11中包含的子功能模块进行组合，以更准确判断所述飞行器的飞行姿态，用于后续操作的执行，实现本发明的目的。

作为图6所示实施例的不同子实施例，图9、图10分别示出了本发明的实施例的，飞行控制模块的结构示意图。在图9所示实施例中，所述飞行控制模块12包括第一获取装置121、生成装置122、第五采集装置123、第六采集装置124、第一确定装置125以及第二确定装置126。其中，所述第一获取装置121用于从所述飞行器的历史飞行数据中获取飞行高度数据以及所述飞行高度数据相对应的电压输出数据，从而获得不同飞行高度数据及其对应的电压输出数据组成的数据序列。所述生成装置122用于基于所述飞行高度数据和所述电压输出数据使用最小二乘法拟合二次函数，从而获得以所述飞行高度数据作为自变量的二次函数曲线。所述第五采集装置123用于采集所述飞行控制模块输出所述电压补偿指令时所述飞行器的实时飞行高度，所述实时飞行高度为于所述二次函数的自变量区间范围内。第六采集装置124用于采集所述飞行控制模块输出所述电压补偿指令时所述电源管理模块的实时电压值，所述实时电压值与所述实时飞行高度具有一一对应关系。所述第一确定装置125用于基于所述二次函数以及所述实时飞行高度确定所述飞行控制模块输出所述电压补偿指令时所述电源管理模块的理论电压值，具体地，将所述实时飞行高度代入所述二次函数中，求解获得所述理论电压值。所述第二确定装置126用于基于所述理论电压值以及所述实时电压值确定所述电压补偿值。更为具体地，本领域技术人员可以参考本发明方法实施例，在此不予赘述。

在图10所示的变化例中，所述飞行控制模块12包括第二获取装置127、第四判断装置128、第五判断装置129、第六判断装置130以及第三确定装置131。其中，所述第二获取装置127用于获取所述飞行控制模块输出所述电压补偿指令时所述飞行器的飞行高度、总载荷以及飞行时间。根据所述飞行高度、总载荷以及飞行时间的具体大小，判断是否需要继续进行通过所述飞行控制模块12向电源管理模块发送电压补偿指令。进一步地，所述第二获取装置将获取的所述飞行高度、总载荷以及飞行时间参数分别通过电路信号发送给所述第四判断装置128、第五判断装置129以及第六判断装置130。进一步地，所述第四判断装置128判断所述飞行高度是否大于第一阈值，所述第一阈值为根据需要预先设定的值。所述第五判断装置129判断所述总载荷是否大于第二阈值，所述第二阈值为根据需要预先设定的值。所述第六判断装置130用于判断所述飞行时间是否大于第三阈值，所述第三阈值为根据需要预先设定的值。进一步地，基于所述第四判断装置128、第五判断装置129、第六判断装置130的判断结果，当所述飞行高度不大于所述第一阈值，所述总载荷不大于所述第二阈值，所述飞行时间不大于所述第三阈值时，通过所述第三确定装置131确定所述电压补偿值的大小。本领域技术人员理解，若上述判断结果中的部分或全部不满足时，则所述飞行控制模块不向所述电源管理模块输出电压补偿指令。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。