飞行器的控制装置及系统的制作方法
本实用新型涉及飞行器控制领域，具体而言，涉及一种飞行器的控制装置及系统。
背景技术：
当前，在飞行器(如飞艇)控制方面，其需要准确的控制飞行状态，以使得飞行器能安全稳定的飞行，当前，在飞行控制方面，有很多方式，例如，采用状态反馈的方式，但是，在利用状态反馈控制飞行装置飞行时，系统的状态稳定性低，而且可能会有余差，导致飞行器在控制方面不能准确的控制飞行器的飞行。
针对上述无法准确控制飞行状态的问题，目前尚未提出有效的解决方案。
技术实现要素：
本实用新型实施例提供了一种飞行器的控制装置及系统，以至少解决无法准确控制飞行状态的技术问题。
根据本实用新型实施例的一个方面，提供了一种飞行器的控制装置，包括：采集装置，用于采集飞行器的运动参数，其中，所述运动参数用于记录所述飞行器的飞行状态；第一控制器，与所述采集装置连接，用于基于所述运动参数生成第一反馈信号；第二控制器，与所述采集装置连接，用于基于所述运动参数生成第二反馈信号；执行机构，与所述第一控制器连接，用于在所述第一反馈信号和所述第二反馈信号的触发下调整所述飞行器的飞行状态。
进一步地，所述第一控制器包括：PID控制电路。
进一步地，所述PID控制电路包括：比较器，与所述采集装置连接，用于比较所述运动参数与预定参数的差异；信号生成器，与所述比较器连接，用于基于所述差异生成所述第一反馈信号。
进一步地，所述PID控制电路包括：横向系统PID控制电路和纵向系统PID控制电路。
进一步地，所述第二控制器包括：乘法器，与所述采集装置连接，用于将所述运动参数的值与增益参数的乘积作为所述第二反馈信号。
进一步地，所述执行机构包括：执行器，与所述第一控制器连接，用于基于所述第一反馈信号和所述第二反馈信号生成驱动信号；被控设备，与所述执行器连接，用于在所述驱动信号的驱动下动作。
进一步地，所述被控设备包括：推力机构、升降舵和方向舵。
进一步地，所述采集装置包括：传感器，设置在所述飞行器上。
进一步地，所述传感器包括：速度传感器，用于采集所述飞行器的飞行速度；倾角传感器，用于采集所述飞行器的滚转角、俯仰角和偏航角。
根据本实用新型实施例的另一方面，还提供了一种飞行器的控制系统，包括：上述实施例中任意一项所述的飞行器的控制装置。
通过上述实施例，可以利用采集装置采集飞行器的运动参数，该运动参数可以是用于记录飞行器飞行状态的参数，在采集到运动参数后，可以将运动参数发送到第一控制器和第二控制器中，第一控制器可以基于该运动参数生成第一反馈信号，第二控制器可以基于运动参数生成第二反馈信号，执行机构可以在该第一反馈信号和第二反馈信号的触发下调整飞行器的飞行状态。在该实施例中，可以利用采集到的运动参数生成第一反馈信号和第二反馈信号，从而根据两个反馈信号做出调整飞行器的飞行状态，不是直接控制飞行器的飞行，本实用新型实施例解决了无法准确控制飞行状态的技术问题。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本申请的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：
图1是根据本实用新型实施例的一种可选的飞行器的控制装置的结构图；
图2是根据本实用新型实施例的一种可选的飞行器的控制装置的地面坐标系的示意图；
图3是根据本实用新型实施例的一种可选的飞行器的控制装置的艇体坐标系的示意图；
图4(a)是根据本实用新型实施例的一种可选的飞行器的飞艇执行器的下视图；
图4(b)是根据本实用新型实施例的一种可选的飞行器的飞艇执行器的左视图；
图5是根据本实用新型实施例的一种可选的飞行器的系统G1(s)的根轨迹和波特图；
图6是根据本实用新型实施例的一种可选的飞行器的加PID控制器后的根轨迹和波特图；
图7是根据本实用新型实施例的一种可选的飞行器的系统的根轨迹和波特图；
图8是根据本实用新型实施例的另一种可选的飞行器的系统的根轨迹和波特图；
图9是根据本实用新型实施例的一种可选的飞行器的PID控制器系统框图；
图10是根据本实用新型实施例的一种可选的飞行器的状态反馈系统框图；
图11是根据本实用新型实施例的一种可选的飞行器的基于状态反馈与PID相结合的纵向运动控制框图；
图12是根据本实用新型实施例的一种可选的飞行器的平飞时横向对给定偏航角的闭环响应曲线的示意图；
图13是根据本实用新型实施例的一种可选的飞行器的基于状态反馈的飞艇纵向响应曲线和控制输入的示意图；
图14是根据本实用新型实施例的一种可选的飞行器的飞艇纵向运动对给定航速的响应曲线和控制输入曲线的示意图；
图15是根据本实用新型实施例的一种可选的飞行器的飞艇纵向运动对给定俯仰角的响应曲线和控制输入曲线的示意图。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本实用新型方案，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本实用新型保护的范围。
需要说明的是，本实用新型的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本实用新型的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列单元的系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些产品或设备固有的其它单元。
图1是根据本实用新型实施例的一种可选的飞行器的控制装置的结构图，如图1所示，该装置包括：
采集装置11，用于采集飞行器的运动参数，其中，运动参数用于记录飞行器的飞行状态；
第一控制器13，与采集装置连接，用于基于运动参数生成第一反馈信号；
第二控制器15，与采集装置连接，用于基于运动参数生成第二反馈信号；
执行机构17，与第一控制器13连接，用于在第一反馈信号和第二反馈信号的触发下调整飞行器的飞行状态。
通过上述实施例，可以利用采集装置11采集飞行器的运动参数，该运动参数可以是用于记录飞行器飞行状态的参数，在采集到运动参数后，可以将运动参数发送到第一控制器13和第二控制器15中，第一控制器13可以基于该运动参数生成第一反馈信号，第二控制器15可以基于运动参数生成第二反馈信号，执行机构15可以在该第一反馈信号和第二反馈信号的触发下调整飞行器的飞行状态。在该实施例中，可以利用采集到的运动参数生成第一反馈信号和第二反馈信号，从而根据两个反馈信号做出调整飞行器的飞行状态，不是直接控制飞行器的飞行状态，本实用新型实施例解决了无法准确控制飞行状态的技术问题。
可选的，上述实施例可以应用于飞行器中，例如，飞艇。
其中，在采集装置中，其可以用于采集飞行器的运动参数，其中，运动参数用于记录飞行器的飞行状态。该运动参数可以包括飞行速度、飞行角度、飞行高度等信息，对于运动参数，其可以是采集装置实时采集到的参数，也可以每间隔一个固定的时间段进行一次采集，并将采集到的信息存储起来。可选的，可以在采集装置与第一控制器之间预先建立连接关系，采集装置可以将采集到的运动参数实时的发送到第一控制器中。
另一种可选的实施方式，可以在采集装置与第二控制器之间预先建立连接关系，采集装置可以将采集到的运动参数实时的发送到第二控制器中。
另一种可选的实施方式，对于第一控制器，其可以与采集装置连接，该第一控制器可以用于基于运动参数生成第一反馈信号。第一控制器可以在接收到采集装置采集到的运动参数后，对运动参数进行分析，可以将运动参数中的各个数据与预先存储的数据作对比，分析出当前飞行状态是否出现异常。其中，预先存储的数据可以是存储的基本数据，该基本数据可以是限定飞行器的运动状态的，例如，设定飞行器的飞行高度不得距离地面超出3万米；预先存储的数据也可以是采集装置上一次采集到的运动参数，第一控制器可以根据本次接收到的运动参数与上次运动参数作对比，分析出飞行器的飞行状态是否发生异常，例如，通过比对，发现飞行器的飞行速度较上次的飞行速度大大降低，即可以判断飞行器飞行出现异常。对于第二控制器，可以接收采集装置采集的运动参数，并根据该运动参数生成第二反馈信号。
对于上述实施例的第一反馈信号或者第二反馈信号，其可以是用于调整飞行器的飞行状态的指令或信息，该反馈信号可以包括向执行机构发出调整飞行器飞行状态，以及飞行器调整的大小，例如，在发现飞行器飞行速度过快后，可以向执行机构发出将飞行器的速度降低，以及降低到多少的指令。
可选的，对于执行机构，其可以与第一控制器连接，用于在第一反馈信号和第二反馈信号的触发下调整飞行器的飞行状态。
优选的，第一控制器可以包括：PID控制电路。其中，PID控制可以使用简单的单片机处理，并使用数字化方式实现PID。
另一种可选的实施方式，PID控制电路可以包括：比较器，与采集装置连接，用于比较运动参数与预定参数的差异；信号生成器，与比较器连接，用于基于差异生成第一反馈信号。其中，对于比较器，其可以接收采集装置采集的运动参数，并将运动参数与预先存储的预定参数作比较，预定参数可以是飞行器飞行过程中的正常或标准参数，该参数可以是一组固定的数值，用于和检测到的运动参数做参考；也可以是阈值，可以规定飞行器的各个运动参数不要超过其对应的各个阈值。对于信号生成器，其可以是生成反馈指令的装置。
可选的，PID控制电路还可以包括：横向系统PID控制电路和纵向系统PID控制电路。
另一种可选的实施方式，第二控制器包括：乘法器，与采集装置连接，用于将运动参数的值与增益参数的乘积作为第二反馈信号。该增益参数可以是使得飞行器系统更加稳定的反馈增益参数。其中，第二反馈信号可以为状态反馈，根据采集装置采集到的飞行器飞行状态参数，从而和第一反馈信号结合得到飞行器准确的飞行参数，并根据当前飞行参数和正常飞行参数做比较，得到是否应该调整飞行器的飞行状态的参数。
可选的，状态反馈可以是根据第二控制器得到的，上述实施例的状态反馈控制可以用一个公式表示，例如，表示为u＝kx，其中，x是状态反馈控制器的(即第二控制器)输入变量，u为状态反馈控制器的输出变量(即第二反馈信号)，k为增益参数。通过该公式，可以得到一个反馈信号，从而和第一控制信号结合得到较为准确的驱动信号。
其中，执行机构可以包括：执行器，与第一控制器连接，用于基于第一反馈信号和第二反馈信号生成驱动信号；被控设备，与执行器连接，用于在驱动信号的驱动下动作。其中，对于执行器，其可以是根据该第一反馈信号和第二反馈信号的内容做相应的动作，例如，反馈信号中，有调整飞行的飞行速度，执行器可以根据第一反馈信号和第二反馈信号生成驱动信号，该驱动信号可以包括调整飞行速度以及调整的飞行速度的参数变化，并将生成的驱动信号发送到被控设备中，以让被控设备做出相应的改变。
可选的，被控设备可以包括：推力机构、升降舵和方向舵。其中，对于被控设备的各个控件，其可以是根据执行器生成的驱动信号，各个控件做出对应的改变，例如，利用推力机构做加速推动或减速，升降舵可以升高飞行器的高度或降低飞行器的高度；对于方向舵，其可以根据驱动信号中的方向信息改变飞行器的飞行方向。
另一种可选的实施方式，采集装置可以包括：传感器，设置在飞行器上。
优选的，传感器可以包括：速度传感器，用于采集飞行器的飞行速度；倾角传感器，用于采集飞行器的滚转角、俯仰角和偏航角。
对于上述实施例，第一控制器可以与采集装置电连接，第一控制器中可以设置有模数转换电路。该模数转换电路可以将采集的数据生成相应的数字信息，以发送到第一控制器中。
图2是根据本实用新型实施例的一种可选的飞行器的控制装置的地面坐标示意图，如图2所示，
在地面坐标系(OgXgYgZg，记为Sg)中，地面坐标系是确定飞艇体积中心在空间位置和艇体在空间姿态的参考基准；它的原点Og在地面中的某一点(通常为飞艇的起飞点)。OgXg轴位于地平面，可以指向飞行航线；OgYg轴也在地平面内,且垂直于OgXg轴指向右方；OgZg轴垂直地面指向地心。如图2所示，在分析飞艇在地面附近，以相对地面的速度运动参数，此时可以认为该地面坐标系就是惯性坐标系。
图3是根据本实用新型实施例的一种可选的飞行器的控制装置的艇体坐标系的示意图，如图3所示，
艇体坐标系可以为OBXBYBZB，记为Sb，该坐标系与飞行器连接。原点OB在飞艇的体积中心上，纵向轴XB与气囊的对称轴一致，其可以指向前的方向；反向轴ZB在飞艇的结构对称平面内，垂直于纵轴XB，指向下；横向轴YB由右手法则确定。根据图2和图3所示的坐标系，飞行器的运动参数可以如下所示：
p＝[x,y,z]T为机体坐标系原点在地面坐标系OgXgYgZg的位置矢量，Θ＝[φ,θ,ψ]T为机体坐标系OBXBYBZB相对于地面坐标系的姿态角，其中：
滚转角φ：为ZB轴与通过XB轴的铅垂面间夹角，向右滚转为正；
俯仰角θ：为XB轴与地面坐标系OgXgYgZg的OgXgYg平面间夹角，抬头为正；
偏航角ψ：为XB轴在地面坐标系OgXgYgZg的OgXgYg平面的投影与Xg的夹角，投影正方向在Xg右方为正；
飞行速度V＝[u,v,w]T为机体坐标系原点相对地面坐标系的速度在机体系中的矢量表示，其中：
前向速度u：为沿XB轴的速度分量；
侧向速度v：为沿YB轴的速度分量；
垂向速度w：为沿ZB轴的速度分量。
飞行角速度ω＝[p,q,r]T为机体坐标系相对于地面坐标系转动的角速度矢量在机体坐标系中的表示，其中：
滚转角速度p：为沿XB轴的角速度分量，
俯仰角速度q：为沿YB轴的角速度分量，
偏航角速度r：为沿ZB轴的角速度分量。
飞艇的操纵变量包含3个，分别是螺旋桨的推力T，方向舵δr以及升降舵δe。
图4(a)是飞艇的下视图，图4(b)是飞艇的左视图，如图4(a)所示，该飞艇包括方向舵41，从图4(b)中可以看出飞艇包括升降舵43、推力42，可以看出飞艇的3个操纵量的位置。
飞艇的运动包括横侧向和纵向，横侧向运动的参数变量有侧向速度v，滚转角速度p，偏航角速度r，滚转角φ，偏航角ψ，主要由方向舵δr控制，进行水平面上的运动；纵向运动的参数变量有前向速度u，垂向速度w，俯仰角速度q，俯仰角θ，此方向运动会受推力T和升降舵δe的影响，进行垂向和前向的运动。
飞艇的横侧向和纵向可以解耦，通过建模得到的横侧向小扰动线性运动方程为：
计算偏航角ψ与方向舵角δr之间的传递函数：
G1(s)的零点值为：-0.05529，-0.017295+1.50954i,-0.017295-1.50954i,极点为：0,-0.07125+1.56873i,-0.07125-1.56873i,-0.02762+0.15671i,-0.02762-0.15671i。由于系统的零点都在左半平面，极点除了一个零极点外也均在左半平面。图5是系统G1(s)的根轨迹图和波特图，如图5中的左边所示，其是根轨迹图，如图5中的右边所示，其是波特图。
对横侧向系统可以加入PID控制器，控制器选取为
图6是加入PID控制器后系统的根轨迹和波特图，如图6所示，可以看出系统加入PID控制器(即上述的第一控制器)后，系统是稳定的。其中，图9是PID控制系统框图，如图9所示，其中预定数值91是可以预先在处理器中设置的参数，用于和检测到的飞行数据做比较，对于PID控制器93，其可以用于根据预定数值91和检测到数据生成控制指令，该控制指令可以用来控制执行器95和被控对象97做相应的动作，在执行器95和被控对象97根据控制指令做出改变后，可以将重新改变的运行数据通过传感器99发送到控制系统中。横侧向只需用简单的PID控制器就可以达到良好的控制品质，对横侧向系统加入PID控制器后的仿真结果如图12所示。
飞艇的纵向小扰动线性运动方程为：
由于纵向各状态量交联显著，升降舵δe、螺旋桨推力T对状态量都有影响。其中，对应的控制通道是：俯仰角θ到升降舵δe通道，俯仰角θ的偏差通过控制升降舵δe进行消除；航速u到螺旋桨推力T通道，航速u的偏差通过控制螺旋桨推力T消除。
计算出俯仰角θ与升降舵δe之间的传递函数：
以及航速u与推力T之间的传递函数：
图7是系统G2(s)根轨迹和波特图，图8是系统G3(s)的根轨迹和波特图。从图7和图8的根轨迹可以看出，G2(s)和G3(s)都有两个极点处于右半平面，即实部大于0，G2(s)有两个零点处于右半平面，G3(s)有一个零点处于右半平面。因此直接采用PID控制很难使系统的所有极点都位于左半平面，甚至并不能使系统的所有极点都位于左半平面，因此用PID控制的参数将难以整定甚至找不到合适的参数使系统稳定。
为了解决以上的问题，考虑系统的可控性，可以采用基于状态反馈与PID结合的控制方法。其中，纵向小扰动线性运动方程的可控性矩阵：
其中，如式(2)所示，通过计算可知，可控性矩阵的秩为4，与纵向系统的阶次相等，这时系统完全可控。可选地，采用设计状态反馈控制律进行控制，其中，状态反馈控制律的形式可以为u＝kx，其中x是状态反馈控制器的输入变量，u为状态反馈控制器的输出变量，k为使系统稳定的反馈增益矩阵。加入状态反馈控制律的控制系统框图，如图10所示，在上述的控制系统中加入状态反馈101，系统中的处理器可以将状态反馈101发送到执行器95中，其中，状态反馈101可以是根据飞行器的飞行状态生成的反馈信息。对于式(2)描述的纵向系统，加入状态反馈控制律后的仿真结果图如图13所示，图中可以看出，状态反馈控制率会使系统有余差。但是状态反馈101能保证系统的稳定性，而PID控制器中由于有积分环节的存在，可以消除系统余差，因此考虑基于状态反馈与PID结合的控制系统，其系统结构的控制方式可以如图11所示，在图11中结合了PID控制器93和状态反馈101对控制系统做更稳定的控制。对纵向系统加入基于状态反馈与PID结合的控制方法后的仿真结果如图14和图15所示。本实用新型采用基于状态反馈与PID结合的控制方法，可以得到良好的控制性能。
根据本实用新型实施例的另一方面，还提供了一种飞行器的控制系统，包括：上述实施例中任意一项的飞行器的控制装置。
上述本实用新型实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。
在本实用新型的上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。
在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的技术内容，可通过其它的方式实现。其中，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如所述单元的划分，可以为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
另外，在本实用新型各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元可以采用硬件的形式实现。
以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本实用新型的保护范围。
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