飞行器控制系统的稳定性判别方法和判别系统与流程

本申请涉及电力技术领域，特别涉及一种飞行器控制系统的稳定性判别方法和判别系统。

背景技术：

舵机在现代工业中应用十分广泛，在多个应用场景中，控制系统包含多个舵机，多个舵机由中央控制器或综控计算机进行控制，采集各个舵机的实时输出角度(以下简称反馈角)，进行上层决策后，再对各个舵机进行角度控制(以下简称控制角)，在系统正常情况下，反馈角会跟随控制角，保持系统平衡工作。

当飞行器的控制系统因为受到某种扰动或冲击开始失去稳定时，对某些舵机控制的角度会持续增大，若控制系统此时不采取措施加以控制，则对某些舵机的控制角将趋于无穷大，直至舵机没有输出控制角度的能力，而控制角会因为控制系统没有受控继续增加，以此循环，直至控制系统彻底崩溃。

例如飞行器控制系统中，靠舵机进行姿态控制，而舵机的控制依靠其内部的舵机输出，舵机输出角度受到中央计算机的控制(控制角)，并将实际转动的角度反馈给计算机(反馈角)，当飞行器受扰姿态偏离轨道时，控制角增大，若扰动达到一定程度，舵机输出到极限角度也不能满足飞行器的姿态稳定，则飞行器姿态会愈发偏离，控制角也会越来越大，直至系统失去稳定。

可见，及时有效地判断飞行器的控制系统是否失稳对于保障需要控制多个舵机正常工作的控制系统来说是非常有必要的。

技术实现要素：

本申请实施例提供一种飞行器控制系统的稳定性判别方法和判别系统，其能够快速准确对多舵机运行场景下的飞行器控制系统的稳定性进行判断，以向飞行器控制系统后续的控制措施提供依据。

一方面，本申请实施例提供了一种飞行器控制系统的稳定性判别方法，所述飞行器控制系统用于多个舵机的控制，所述稳定性判别方法包括以下步骤：

监测每个所述舵机的控制角δi；

根据监测到的所有所述舵机的控制角δi，换算所述舵机的控制角δi为所述飞行器控制系统的惯量中心坐标系下的相对控制角θi；

根据所有所述舵机的相对控制角θi，合成欧几里得范数r，并求解所述欧几里得范数r的一阶导数；

根据所述一阶导数判断所述飞行器控制系统是否稳定。

在本实施例中，优选地，所述根据监测到的所有所述舵机的控制角δi，换算所述舵机的控制角δi为所述飞行器控制系统的惯量中心坐标系下的相对控制角θi的具体步骤为：

根据所有所述舵机的惯性时间常数mi和控制角δi，计算所述飞行器控制系统的惯量中心角度δcoi；

将所述舵机的控制角δi减去所述惯量中心角度δcoi，得到所述舵机的相对控制角θi。

优选地，所述根据所有所述舵机的惯性时间常数mi和控制角δi，计算所述飞行器控制系统的惯量中心角度δcoi的计算公式为：

式中，δcoi为惯量中心角度；δi为第i个舵机的控制角；mi为第i个舵机的惯性时间常数；

优选地，所述根据所有所述舵机的相对控制角θi，合成欧几里得范数r的计算公式为：

式中，r为欧几里得范数，n为所述舵机的数量；θi为第i个舵机的相对控制角。

优选地，在判断所述飞行器控制系统是否稳定之后，所述判别方法还包括：

若判断所述飞行器控制系统稳定，则继续监测每个所述舵机的控制角δi。

优选地，所述根据所述一阶导数判断飞行器控制系统是否稳定的具体步骤为：

根据所述欧几里得范数r的一阶导数，输出该一阶导数波形；

根据所述一阶导数波形，判断当所述一阶导数大于零时是否存在极小值，若是，所述飞行器控制系统失稳，否则，所述飞行器控制系统稳定。

优选地，所述根据所述一阶导数判断飞行器控制系统是否稳定的具体步骤为：

求解所述欧几里得范数r的二阶导数；

判断所述一阶导数、所述二阶导数是否同时大于零，若是，所述飞行器控制系统失稳，否则，所述飞行器控制系统稳定。

优选地，在求解所述欧几里得范数r的一阶导数之后，所述稳定性判别方法还包括：

求解所述欧几里得范数r的二阶导数、三阶导数；

设定在已知时刻t0时，所述一阶导数、二阶导数、三阶导数分别为b1、b2、b3；

当所述b1、b2、b3满足b1＜0，b2＜0，b3＞0，2b1b3-b2²＞0时，预测所述飞行器控制系统在时刻t发生失稳，其中

另一方面，本申请实施例还提供了一种飞行器控制系统的稳定性判别系统，所述飞行器控制系统用于多个舵机的控制，所述稳定性判别系统包括：

监测装置，其用于监测每个所述舵机的控制角δi；

惯量中心换算装置，其用于根据监测到的所有所述舵机的控制角δi，换算所述舵机的控制角δi为所述飞行器控制系统的惯量中心坐标系下的相对控制角θi；

运算装置，其用于根据所有所述舵机的相对控制角θi，合成欧几里得范数r，并求解所述欧几里得范数r的一阶导数；

判别装置，其用于根据所述一阶导数判断所述飞行器控制系统是否稳定。

在本实施例中，优选地，所述惯量中心换算装置包括：

计算单元，其用于根据所有所述舵机的惯性时间常数mi和控制角δi，计算所述飞行器控制系统的惯量中心角度δcoi；

换算单元，其用于将所述舵机的控制角δi减去所述惯量中心角度δcoi，得到所述舵机的相对控制角θi。

本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：

本申请实施例提供了一种飞行器控制系统的稳定性判别方法和判别系统，对多个舵机的控制角进行惯量中心的非线性变换得到相对控制角，并对所有的相对控制角进行欧几里得范数的合成，求解欧几里得范数的一阶导数，根据该一阶导数的变化情况判断飞行器控制系统是否失稳，为飞行器控制系统后续的控制措施提供依据。

其次，本申请实施例还可以用于预测飞行器控制系统发生失稳的时刻，能够提前采取控制措施预防飞行器控制系统失稳。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请实施例提供的一种飞行器控制系统的稳定性判别方法的流程框图；

图2为本申请实施例提供的一种飞行器控制系统的稳定性判别方法的具体流程框图；

图3为本申请实施例提供的一种飞行器控制系统的稳定性判别系统的结构框图；

图4为本申请实施例提供的惯量中心换算装置的结构框图。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

参见图1所示，本申请实施例提供一种飞行器控制系统的稳定性判别方法，所述飞行器控制系统用于多个舵机的控制，所述稳定性判别方法包括以下步骤：

步骤s1：监测每个所述舵机的控制角δi；

步骤s2：根据监测到的所有所述舵机的控制角δi，换算所述舵机的控制角δi为所述飞行器控制系统的惯量中心坐标系下的相对控制角θi；

步骤s3：根据所有所述舵机的相对控制角θi，合成欧几里得范数r，并求解所述欧几里得范数r的一阶导数；

步骤s4：根据所述一阶导数判断所述飞行器控制系统是否稳定。

本申请实施例提供了一种飞行器控制系统的稳定性判别方法，对多个舵机的控制角进行惯量中心的非线性变换得到相对控制角，并对所有的相对控制角进行欧几里得范数的合成，求解欧几里得范数的一阶导数，根据该一阶导数的变化情况判断飞行器控制系统是否失稳，为飞行器控制系统后续的控制措施提供依据。

进一步地，在判断所述飞行器控制系统是否稳定之后，所述判别方法还包括：

若判断所述飞行器控制系统稳定，则继续监测每个所述舵机的控制角δi。

在本实施例中，若判断所述飞行器控制系统稳定，则输出飞行器控制系统稳定，继续监测每个所述舵机的控制角δi。若判断所述飞行器控制系统失稳，输出飞行器控制系统失稳，以为飞行器控制系统后续的控制措施提供依据。

具体地，所述步骤s2的具体步骤为：

步骤s201：根据所有所述舵机的惯性时间常数mi和控制角δi，计算所述飞行器控制系统的惯量中心角度δcoi；

步骤s202：将所述舵机的控制角δi减去所述惯量中心角度δcoi，得到所述舵机的相对控制角θi，即θi＝δi-δcoi；

在所述步骤s201中，根据所有所述舵机的惯性时间常数mi和控制角δi，计算所述飞行器控制系统的惯量中心角度δcoi的计算公式为：

式中，δcoi为惯量中心角度；δi为第i个舵机的控制角；mi为第i个舵机的惯性时间常数；

在所述步骤s3中，根据所有所述舵机的相对控制角θi，合成欧几里得范数r的计算公式为：

式中，r为欧几里得范数，n为所述舵机的数量；θi为第i个舵机的相对控制角。

在本实施例中，飞行器控制系统在运行时，每个舵机的相对惯性中心(coi)的控制角随之变化，因此，欧几里得范数r能够反映舵机的运动情况。当所述飞行器控制系统失稳时，必然至少存在一个舵机，他们受到的控制角趋于无穷大(不考虑控制角采取额外的限制措施)。其中，飞行器若姿态失控，为了调整飞行器的姿态，必然有一个或多个舵机的控制角有一直增大的趋势，那么该一个或多个舵机的控制角相对于其他舵机的控制角的差也会一直增大，采用本申请实施例的稳定性判别方法能够准确判断飞行器控制系统是否失稳或失控。

更进一步地，所述步骤s4的具体步骤为：

步骤s401：根据所述欧几里得范数r的一阶导数，输出该一阶导数波形；

步骤s402：根据所述一阶导数波形，判断当所述一阶导数大于零时是否存在极小值，若是，所述飞行器控制系统失稳，否则，所述飞行器控制系统稳定。

在本实施例中，根据所述一阶导数的波形变化曲线，在一阶导数大于零的区间能够直观地观测到是否存在极小值，根据合成的欧几里得范数r的一阶导数的波形的变化，简化判断飞行器控制系统无法正常控制舵机，即飞行器控制系统失稳。

同时，在一阶导数大于零的区间出现极小值的时刻，意味着飞行器控制系统的状态发生了改变，出现极小值的时刻即为失稳时刻。

本申请实施例还提供一种变形例，在本变形例中，所述步骤s4的具体步骤为：

步骤s401’：求解所述欧几里得范数r的二阶导数；

步骤s402’：判断所述一阶导数、所述二阶导数是否同时大于零，若是，所述飞行器控制系统失稳，否则，所述飞行器控制系统稳定。

在本变形例中，设定在已知时刻t0时，所述一阶导数、二阶导数分别为b1、b2，所述飞行器控制系统的稳定判据为：如果b1＞0，b2＜0，在时刻t’之后，变为b1＞0，b2＞0，则该时刻t’判别为失稳时刻，同时，飞行器控制系统在该时刻t’后会慢慢失去稳定状态。

参见图2所示，本申请实施例具体提供一种飞行器控制系统的稳定性判别方法，所述稳定性判别方法的具体步骤为：

步骤a1：监测每个舵机的控制角δi，并转至步骤a2；

步骤a2：根据监测到的每个所述舵机的控制角δi、以及对应所述舵机的惯性时间常数mi，按照计算公式计算所述飞行器控制系统的惯量中心角度δcoi，并转至步骤a3；其中，δcoi为惯量中心角度；δi为第i个舵机的控制角；mi为第i个舵机的惯性时间常数；

步骤a3：将每个所述舵机的控制角δi分别减去所述惯量中心角度δcoi，分别得到每个所述舵机的相对控制角θi，并转至步骤a4；

步骤a4：根据所有所述舵机的相对控制角θi，按照计算公式合成欧几里得范数r，并求解所述欧几里得范数r的一阶导数、二阶导数，并转至步骤a5；其中，r为欧几里得范数，n为所述舵机的数量；θi为第i个舵机的相对控制角；

步骤a5：判断所述一阶导数是否大于零，若是，则转至步骤a6，否则，转至所述步骤a1；

步骤a6：判断所述二阶导数是否大于零，若是，则转至步骤a7，否则，转至所述步骤a1。

步骤a7：输出所述飞行器控制系统失稳。

作为本申请实施例的一种优选实施例，在求解所述欧几里得范数r的一阶导数之后，所述稳定性判别方法还包括：

求解所述欧几里得范数r的二阶导数、三阶导数；

设定在已知时刻t0时，所述一阶导数、二阶导数、三阶导数分别为b1、b2、b3；

当所述b1、b2、b3满足b1＜0，b2＜0，b3＞0，2b1b3-b2²＞0时，预测所述飞行器控制系统在时刻t发生失稳，其中

在本优选实施例中，设定所述欧几里得范数r的三阶导数在已知时刻t0时，所述一阶导数、二阶导数、三阶导数依次为：

r'(t0)＝b1，r″(t0)＝b2，r″'(t0)＝b3；

假设所述欧几里得范数r的三阶导数在时刻t为一个常数，则

r″(t)＝b3(t-t0)+b2，

同时，在时刻t，假设r″(t)＝0，则

从而，其中，所述飞行器控制系统的稳定判据为：

在时刻t0，b1＞0，b2＜0；在时刻t，b3＞0；即当所述b1、b2、b3满足b1＜0，b2＜0，b3＞0，2b1b3-b2²＞0时，在时刻飞行器控制系统发生失稳，可见，使用该稳定判据能够提前预判失稳时刻，以便提前采取措施预防飞行器控制系统失稳。

如图3所示，本申请实施例还提供了一种飞行器控制系统的稳定性判别系统，所述飞行器控制系统用于多个舵机的控制，所述稳定性判别系统包括：

监测装置，其用于监测每个所述舵机的控制角δi；

惯量中心换算装置，其用于根据监测到的所有所述舵机的控制角δi，换算所述舵机的控制角δi为所述飞行器控制系统的惯量中心坐标系下的相对控制角θi；

运算装置，其用于根据所有所述舵机的相对控制角θi，合成欧几里得范数r，并求解所述欧几里得范数r的一阶导数；

判别装置，其用于根据所述一阶导数判断所述飞行器控制系统是否稳定。

如图4所示，所述惯量中心换算装置包括计算单元和换算单元；所述计算单元用于根据所有所述舵机的惯性时间常数mi和控制角δi，计算所述飞行器控制系统的惯量中心角度δcoi；所述换算单元用于将所述舵机的控制角δi减去所述惯量中心角度δcoi，得到所述舵机的相对控制角θi；同时，所述计算单元中存储有所述惯量中心角度δcoi的计算公式为：

式中，δcoi为惯量中心角度；δi为第i个舵机的控制角；mi为第i个舵机的惯性时间常数；

进一步地，根据所有所述舵机的相对控制角θi，合成欧几里得范数r的计算公式为：

式中，r为欧几里得范数，n为所述舵机的数量；θi为第i个舵机的相对控制角。

在本实施例中，所述监测装置为现有技术中的检测舵机控制角的传感器，所述惯量中心换算装置、运算装置、判别装置为一终端，所述终端包括存储器和处理器，存储器上储存有在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时实现上述实施例的飞行器控制系统的稳定性判别方法。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

需要说明的是，在本申请中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅是本申请的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本申请。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本申请的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本申请将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。