本發(fā)明涉及無人機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種云臺(tái)姿態(tài)控制方法及系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

隨著控制理論的不斷發(fā)展，無人飛行器也受到各國(guó)研究者的關(guān)注，世界上產(chǎn)生了各式各樣的飛行器，對(duì)于其中機(jī)械結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、占地體積小旋翼類飛行器尤為引人關(guān)注。但大多是對(duì)機(jī)身的姿態(tài)進(jìn)行控制，來改變螺旋槳升力的方向，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器空間位置的控制。但這種方法和結(jié)構(gòu)就要求機(jī)身姿態(tài)的可控制器件比較多，才能完成對(duì)系統(tǒng)姿態(tài)的調(diào)整。這樣就使得機(jī)體結(jié)構(gòu)和控制算法變得復(fù)雜起來。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的主要目的在于提出一種云臺(tái)姿態(tài)控制方法及系統(tǒng)，能夠通過解耦的方式獲得電流期望，實(shí)現(xiàn)對(duì)云臺(tái)姿態(tài)的電流閉環(huán)控制。

為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供的一種云臺(tái)姿態(tài)控制方法，包括：

電機(jī)控制板采集電機(jī)的機(jī)械角數(shù)據(jù)，并將所述機(jī)械角數(shù)據(jù)發(fā)送給主控板；

主控板根據(jù)姿態(tài)數(shù)據(jù)及所述機(jī)械角數(shù)據(jù)計(jì)算出電流期望，并將所述電流期望發(fā)送至電機(jī)控制板；

電機(jī)控制板根據(jù)所述電流期望進(jìn)行電流閉環(huán)控制。

可選地，所述姿態(tài)數(shù)據(jù)包括云臺(tái)姿態(tài)及機(jī)體角速度，通過慣性測(cè)量單元采集得到所述姿態(tài)數(shù)據(jù)，并通過姿態(tài)航向系統(tǒng)對(duì)所述姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行解算得到所述云臺(tái)姿態(tài)及機(jī)體角速度。

可選地，所述主控板根據(jù)姿態(tài)數(shù)據(jù)及所述機(jī)械角數(shù)據(jù)計(jì)算出電流期望包括：

以轉(zhuǎn)子角速度作為姿態(tài)角度環(huán)的控制量，主控板運(yùn)行姿態(tài)角度環(huán)，姿態(tài)角度環(huán)通過反饋及坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換輸出轉(zhuǎn)子角速度期望；

根據(jù)所述轉(zhuǎn)子角速度期望及所述機(jī)體角速度實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)子角速度閉環(huán)控制，并輸出電流期望。

可選地，根據(jù)所述云臺(tái)姿態(tài)和所述機(jī)械角數(shù)據(jù)解算出無人機(jī)姿態(tài)，由無人機(jī)姿態(tài)量衡量翻滾程度，當(dāng)所述翻滾程度達(dá)到預(yù)設(shè)的保護(hù)閾值時(shí)，進(jìn)入保護(hù)模式。

可選地，所述電機(jī)控制板通過電機(jī)角度傳感器采集電機(jī)的機(jī)械角數(shù)據(jù)，所述電機(jī)角度傳感器包括磁編碼器和線性霍爾傳感器。

可選地，所述電機(jī)包括橫滾軸電機(jī)、俯仰軸電機(jī)和偏航軸電機(jī)，所述電機(jī)控制板包括橫滾軸電機(jī)控制板、俯仰軸電機(jī)控制板和偏航軸電機(jī)控制板。

可選地，當(dāng)所述偏航軸電機(jī)的偏航機(jī)械角大于45度時(shí)，逐步減少所述偏航軸電機(jī)的轉(zhuǎn)子角速度期望，當(dāng)所述偏航機(jī)械角到達(dá)90度時(shí)，所述轉(zhuǎn)子角速度期望為零。

可選地，所述主控板和電機(jī)控制板通過控制器局域網(wǎng)絡(luò)CAN進(jìn)行通信。

可選地，所述姿態(tài)航向系統(tǒng)包括陀螺儀和加速度計(jì)。

作為本發(fā)明的另一個(gè)方面，提供的一種云臺(tái)姿態(tài)控制系統(tǒng)，包括：電機(jī)控制板和主控板，其中，

所述電機(jī)控制板，用于采集電機(jī)的機(jī)械角數(shù)據(jù)，并將所述機(jī)械角數(shù)據(jù)發(fā)送給主控板；

所述主控板，用于根據(jù)姿態(tài)數(shù)據(jù)及所述機(jī)械角數(shù)據(jù)計(jì)算出電流期望，并將所述電流期望發(fā)送至電機(jī)控制板；

所述電機(jī)控制板，還用于根據(jù)所述電流期望進(jìn)行電流閉環(huán)控制。

可選地，所述姿態(tài)數(shù)據(jù)包括云臺(tái)姿態(tài)及機(jī)體角速度，通過慣性測(cè)量單元采集得到所述姿態(tài)數(shù)據(jù)，并通過姿態(tài)航向系統(tǒng)對(duì)所述姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行解算得到所述云臺(tái)姿態(tài)及機(jī)體角速度。

可選地，所述主控板根據(jù)姿態(tài)數(shù)據(jù)及所述機(jī)械角數(shù)據(jù)計(jì)算出電流期望包括：

以轉(zhuǎn)子角速度作為姿態(tài)角度環(huán)的控制量，主控板運(yùn)行姿態(tài)角度環(huán)，姿態(tài)角度環(huán)通過反饋及坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換輸出轉(zhuǎn)子角速度期望；

根據(jù)所述轉(zhuǎn)子角速度期望及所述機(jī)體角速度實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)子角速度閉環(huán)控制，并輸出電流期望。

可選地，根據(jù)所述云臺(tái)姿態(tài)和所述機(jī)械角數(shù)據(jù)解算出無人機(jī)姿態(tài)，由無人機(jī)姿態(tài)量衡量翻滾程度，當(dāng)所述翻滾程度達(dá)到預(yù)設(shè)的保護(hù)閾值時(shí)，進(jìn)入保護(hù)模式。

可選地，所述電機(jī)控制板通過電機(jī)角度傳感器采集電機(jī)的機(jī)械角數(shù)據(jù)，所述電機(jī)角度傳感器包括磁編碼器和線性霍爾傳感器。

可選地，所述電機(jī)包括橫滾軸電機(jī)、俯仰軸電機(jī)和偏航軸電機(jī)，所述電機(jī)控制板包括橫滾軸電機(jī)控制板、俯仰軸電機(jī)控制板和偏航軸電機(jī)控制板。

可選地，當(dāng)所述偏航軸電機(jī)的偏航機(jī)械角大于45度時(shí)，逐步減少所述偏航軸電機(jī)的轉(zhuǎn)子角速度期望，當(dāng)所述偏航機(jī)械角到達(dá)90度時(shí)，所述轉(zhuǎn)子角速度期望為零。

本發(fā)明提出的一種云臺(tái)姿態(tài)控制方法及系統(tǒng)，該方法包括：電機(jī)控制板采集電機(jī)的機(jī)械角數(shù)據(jù)，并將所述機(jī)械角數(shù)據(jù)發(fā)送給主控板；主控板根據(jù)姿態(tài)數(shù)據(jù)及所述機(jī)械角數(shù)據(jù)計(jì)算出電流期望，并將所述電流期望發(fā)送至電機(jī)控制板；電機(jī)控制板根據(jù)所述電流期望進(jìn)行電流閉環(huán)控制，能夠通過解耦的方式獲得電流期望，實(shí)現(xiàn)對(duì)云臺(tái)姿態(tài)的電流閉環(huán)控制。

附圖說明

圖1為本發(fā)明實(shí)施例一提供的一種云臺(tái)姿態(tài)控制方法流程圖；

圖2為本發(fā)明實(shí)施例一提供的另一種云臺(tái)姿態(tài)控制方法流程圖；

圖3為本發(fā)明實(shí)施例二提供的一種云臺(tái)姿態(tài)控制系統(tǒng)示范性結(jié)構(gòu)框圖；

圖4為本發(fā)明實(shí)施例二提供的另一種云臺(tái)姿態(tài)控制系統(tǒng)示范性結(jié)構(gòu)框圖。

本發(fā)明目的的實(shí)現(xiàn)、功能特點(diǎn)及優(yōu)點(diǎn)將結(jié)合實(shí)施例，參照附圖做進(jìn)一步說明。

具體實(shí)施方式

應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實(shí)施例僅僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。

在后續(xù)的描述中，使用用于表示元件的諸如“模塊”、“部件”或“單元”的后綴僅為了有利于本發(fā)明的說明，其本身并沒有特定的意義。因此，"模塊"與"部件"可以混合地使用。

實(shí)施例一

如圖1所示，在本實(shí)施例中，一種云臺(tái)姿態(tài)控制方法，包括：

S10、電機(jī)控制板采集電機(jī)的機(jī)械角數(shù)據(jù)，并將所述機(jī)械角數(shù)據(jù)發(fā)送給主控板；

S20、主控板根據(jù)姿態(tài)數(shù)據(jù)及所述機(jī)械角數(shù)據(jù)計(jì)算出電流期望，并將所述電流期望發(fā)送至電機(jī)控制板；

S30、電機(jī)控制板根據(jù)所述電流期望進(jìn)行電流閉環(huán)控制。

在本實(shí)施例中，主要用于無人機(jī)云臺(tái)控制，能夠通過解耦的方式獲得電流期望，實(shí)現(xiàn)對(duì)云臺(tái)姿態(tài)的電流閉環(huán)控制。

在本實(shí)施例中，所述姿態(tài)數(shù)據(jù)包括云臺(tái)姿態(tài)及機(jī)體角速度，通過慣性測(cè)量單元采集得到所述姿態(tài)數(shù)據(jù)，并通過姿態(tài)航向系統(tǒng)對(duì)所述姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行解算得到所述云臺(tái)姿態(tài)及機(jī)體角速度。

在本實(shí)施例中，所述姿態(tài)航向系統(tǒng)AHRS(Attitude and Heading Reference System)包括陀螺儀和加速度計(jì)，其與慣性測(cè)量單元IMU(Inertial Measurement Unit)的區(qū)別在于包含了嵌入式的姿態(tài)數(shù)據(jù)解算單元與航向信息，慣性測(cè)量單元IMU僅僅提供傳感器數(shù)據(jù)，并不提供準(zhǔn)確可靠的姿態(tài)數(shù)據(jù)，在本實(shí)施例中，所述姿態(tài)航向系統(tǒng)為云臺(tái)上的姿態(tài)航向系統(tǒng)。

在本實(shí)施例中，所述主控板和電機(jī)控制板通過控制器局域網(wǎng)絡(luò)CAN(Controller Area Network)進(jìn)行通信，電機(jī)板通過CAN總線以1000hz通過CAN給主控板發(fā)送機(jī)械角數(shù)據(jù)進(jìn)行解耦控制，主控板通過CAN總線以1000hz的頻率向電機(jī)板發(fā)送期望電流數(shù)據(jù)，實(shí)現(xiàn)整體的解耦與閉環(huán)控制。

如圖2所示，在本實(shí)施例中，所述步驟S20包括：

S21、以轉(zhuǎn)子角速度作為姿態(tài)角度環(huán)的控制量，主控板運(yùn)行姿態(tài)角度環(huán)，姿態(tài)角度環(huán)通過反饋及坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換輸出轉(zhuǎn)子角速度期望；

S22、根據(jù)所述轉(zhuǎn)子角速度期望及所述機(jī)體角速度實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)子角速度閉環(huán)控制，并輸出電流期望。

在本實(shí)施例中，主控板運(yùn)行姿態(tài)角度環(huán)得出轉(zhuǎn)子角速度期望，并且根據(jù)陀螺儀和機(jī)械角數(shù)據(jù)，主控板解算出轉(zhuǎn)子角速度，然后運(yùn)行轉(zhuǎn)子角速度環(huán)，最后輸出給電機(jī)電流期望，也即，主控板運(yùn)行姿態(tài)角度環(huán)、轉(zhuǎn)子角速度環(huán)；電機(jī)只運(yùn)行電流環(huán)。

在本實(shí)施例中，電流期望通過CAN總線把電流期望發(fā)送給三個(gè)電機(jī)板，電機(jī)板通過磁場(chǎng)導(dǎo)向控制FOC(field-oriented control)方案實(shí)現(xiàn)電流閉環(huán)，最后對(duì)電機(jī)輸出空間矢量脈寬調(diào)制SVPWM(Space Vector Pulse Width Modulation)實(shí)現(xiàn)云臺(tái)整個(gè)閉環(huán)控制。

在本實(shí)施例中，根據(jù)所述云臺(tái)姿態(tài)和所述機(jī)械角數(shù)據(jù)解算出無人機(jī)姿態(tài)，由無人機(jī)姿態(tài)量衡量翻滾程度，當(dāng)所述翻滾程度達(dá)到預(yù)設(shè)的保護(hù)閾值時(shí)，進(jìn)入保護(hù)模式。

現(xiàn)有技術(shù)中，當(dāng)無人機(jī)翻轉(zhuǎn)到大角度甚至直接反過來向上的姿態(tài)時(shí)，一方面電機(jī)角度達(dá)到機(jī)械允許的最大角度被堵轉(zhuǎn)，另一方面姿態(tài)檢測(cè)會(huì)出現(xiàn)roll＝90度的奇點(diǎn)，此時(shí)姿態(tài)會(huì)出現(xiàn)跳變，導(dǎo)致云臺(tái)姿態(tài)控制失效，而本方案中，根據(jù)云臺(tái)姿態(tài)和機(jī)械角數(shù)據(jù)解算出無人機(jī)姿態(tài)，由無人機(jī)姿態(tài)量衡量翻滾程度，當(dāng)所述翻滾程度達(dá)到預(yù)設(shè)的保護(hù)閾值時(shí)，進(jìn)入保護(hù)模式，在保護(hù)模式中，三個(gè)電機(jī)閉環(huán)控制在機(jī)械角0度，當(dāng)無人機(jī)回到正常角度時(shí)，退出保護(hù)模式。

在本實(shí)施例中，所述電機(jī)控制板通過電機(jī)角度傳感器采集電機(jī)的機(jī)械角數(shù)據(jù)，所述電機(jī)角度傳感器包括磁編碼器和線性霍爾傳感器。

在本實(shí)施例中，所述電機(jī)包括橫滾軸電機(jī)、俯仰軸電機(jī)和偏航軸電機(jī)，所述電機(jī)控制板包括橫滾軸電機(jī)控制板、俯仰軸電機(jī)控制板和偏航軸電機(jī)控制板。

在本實(shí)施例中，當(dāng)所述偏航軸電機(jī)的偏航機(jī)械角大于45度時(shí)，逐步減少所述偏航軸電機(jī)的轉(zhuǎn)子角速度期望，當(dāng)所述偏航機(jī)械角到達(dá)90度時(shí)，所述轉(zhuǎn)子角速度期望為零。

當(dāng)橫滾軸電機(jī)m_x從機(jī)械角0度旋轉(zhuǎn)到機(jī)械角±90度時(shí)，出現(xiàn)萬向節(jié)死鎖，俯仰軸電機(jī)m_y與偏航軸電機(jī)m_z逐漸趨向重合，系統(tǒng)由全驅(qū)動(dòng)變成欠驅(qū)動(dòng)，解耦中表現(xiàn)為z軸電機(jī)轉(zhuǎn)子角速度期望w_zfzd出現(xiàn)無窮大，此時(shí)應(yīng)使w_zfzd為0，為使系統(tǒng)平滑切換，選擇從m_z轉(zhuǎn)到±45度時(shí)開始減少w_zfzd，直到±90度時(shí)使w_zfzd為0。

在本實(shí)施例中，當(dāng)無人機(jī)飛行后，設(shè)置在無人機(jī)上的云臺(tái)也跟著變化，如果所述偏航軸電機(jī)的偏航機(jī)械角yaw角僅僅通過姿態(tài)航向系統(tǒng)的陀螺儀進(jìn)行積分解算，此法得到所述偏航軸電機(jī)的偏航機(jī)械角yaw角無法精確的表示相對(duì)于云臺(tái)初始位置的水平偏轉(zhuǎn)了多少角度，所以云臺(tái)實(shí)現(xiàn)跟頭拍攝并不選擇直接通過飛控發(fā)送航向期望進(jìn)行跟頭；而是直接通過云臺(tái)姿態(tài)以及電機(jī)角度解算出基座航向，設(shè)云臺(tái)航向期望為基座航向，可得云臺(tái)與基座的航向進(jìn)行角度閉環(huán)控制，此時(shí)的航向偏差與云臺(tái)檢測(cè)的航向角無關(guān)，故不會(huì)包含航向檢測(cè)的積分誤差。

實(shí)施例二

如圖3所示，在本實(shí)施例中，一種云臺(tái)姿態(tài)控制系統(tǒng)，包括：電機(jī)控制板10和主控板20，其中，

所述電機(jī)控制板，用于采集電機(jī)的機(jī)械角數(shù)據(jù)，并將所述機(jī)械角數(shù)據(jù)發(fā)送給主控板；

所述主控板，用于根據(jù)姿態(tài)數(shù)據(jù)及所述機(jī)械角數(shù)據(jù)計(jì)算出電流期望，并將所述電流期望發(fā)送至電機(jī)控制板；

所述電機(jī)控制板，還用于根據(jù)所述電流期望進(jìn)行電流閉環(huán)控制。

在本實(shí)施例中，主要用于無人機(jī)云臺(tái)控制，能夠通過解耦的方式獲得電流期望，實(shí)現(xiàn)對(duì)云臺(tái)姿態(tài)的電流閉環(huán)控制。

在本實(shí)施例中，所述姿態(tài)數(shù)據(jù)包括云臺(tái)姿態(tài)及機(jī)體角速度，通過慣性測(cè)量單元采集得到所述姿態(tài)數(shù)據(jù)，并通過姿態(tài)航向系統(tǒng)對(duì)所述姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行解算得到所述云臺(tái)姿態(tài)及機(jī)體角速度。

在本實(shí)施例中，所述姿態(tài)航向系統(tǒng)AHRS(Attitude and Heading Reference System)包括陀螺儀和加速度計(jì)，其與慣性測(cè)量單元IMU(Inertial Measurement Unit)的區(qū)別在于包含了嵌入式的姿態(tài)數(shù)據(jù)解算單元與航向信息，慣性測(cè)量單元IMU僅僅提供傳感器數(shù)據(jù)，并不提供準(zhǔn)確可靠的姿態(tài)數(shù)據(jù)，在本實(shí)施例中，所述姿態(tài)航向系統(tǒng)為云臺(tái)上的姿態(tài)航向系統(tǒng)。

在本實(shí)施例中，所述主控板和電機(jī)控制板通過控制器局域網(wǎng)絡(luò)CAN(Controller Area Network)進(jìn)行通信，電機(jī)板通過CAN總線以1000hz通過CAN給主控板發(fā)送機(jī)械角數(shù)據(jù)進(jìn)行解耦控制，主控板通過CAN總線以1000hz的頻率向電機(jī)板發(fā)送期望電流數(shù)據(jù)，實(shí)現(xiàn)整體的解耦與閉環(huán)控制。

在本實(shí)施例中，所述主控板根據(jù)姿態(tài)數(shù)據(jù)及所述機(jī)械角數(shù)據(jù)計(jì)算出電流期望包括：

以轉(zhuǎn)子角速度作為姿態(tài)角度環(huán)的控制量，主控板運(yùn)行姿態(tài)角度環(huán)，姿態(tài)角度環(huán)通過反饋及坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換輸出轉(zhuǎn)子角速度期望；

根據(jù)所述轉(zhuǎn)子角速度期望及所述機(jī)體角速度實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)子角速度閉環(huán)控制，并輸出電流期望。

在本實(shí)施例中，主控板運(yùn)行姿態(tài)角度環(huán)得出轉(zhuǎn)子角速度期望，并且根據(jù)陀螺儀和機(jī)械角數(shù)據(jù)，主控板解算出轉(zhuǎn)子角速度，然后運(yùn)行轉(zhuǎn)子角速度環(huán)，最后輸出給電機(jī)電流期望，也即，主控板運(yùn)行姿態(tài)角度環(huán)、轉(zhuǎn)子角速度環(huán)；電機(jī)只運(yùn)行電流環(huán)。

在本實(shí)施例中，電流期望通過CAN總線把電流期望發(fā)送給三個(gè)電機(jī)板，電機(jī)板通過磁場(chǎng)導(dǎo)向控制FOC(field-oriented control)方案實(shí)現(xiàn)電流閉環(huán)，最后對(duì)電機(jī)輸出空間矢量脈寬調(diào)制SVPWM(Space Vector Pulse Width Modulation)實(shí)現(xiàn)云臺(tái)整個(gè)閉環(huán)控制。

如圖4所示，在本實(shí)施例中，云臺(tái)姿態(tài)控制系統(tǒng)除了電機(jī)控制板10和主控板20組成的解耦部分，還包括翻轉(zhuǎn)控制模塊30和偏航控制模塊40。

在本實(shí)施例中，翻轉(zhuǎn)控制模塊，用于根據(jù)所述云臺(tái)姿態(tài)和所述機(jī)械角數(shù)據(jù)解算出無人機(jī)姿態(tài)，由無人機(jī)姿態(tài)量衡量翻滾程度，當(dāng)所述翻滾程度達(dá)到預(yù)設(shè)的保護(hù)閾值時(shí)，進(jìn)入保護(hù)模式。

現(xiàn)有技術(shù)中，當(dāng)無人機(jī)翻轉(zhuǎn)到大角度甚至直接反過來向上的姿態(tài)時(shí)，一方面電機(jī)角度達(dá)到機(jī)械允許的最大角度被堵轉(zhuǎn)，另一方面姿態(tài)檢測(cè)會(huì)出現(xiàn)roll＝90度的奇點(diǎn)，此時(shí)姿態(tài)會(huì)出現(xiàn)跳變，導(dǎo)致云臺(tái)姿態(tài)控制失效，而本方案中，根據(jù)云臺(tái)姿態(tài)和機(jī)械角數(shù)據(jù)解算出無人機(jī)姿態(tài)，由無人機(jī)姿態(tài)量衡量翻滾程度，當(dāng)所述翻滾程度達(dá)到預(yù)設(shè)的保護(hù)閾值時(shí)，進(jìn)入保護(hù)模式，在保護(hù)模式中，三個(gè)電機(jī)閉環(huán)控制在機(jī)械角0度，當(dāng)無人機(jī)回到正常角度時(shí)，退出保護(hù)模式。

在本實(shí)施例中，所述電機(jī)控制板通過電機(jī)角度傳感器采集電機(jī)的機(jī)械角數(shù)據(jù)，所述電機(jī)角度傳感器包括磁編碼器和線性霍爾傳感器。

在本實(shí)施例中，所述電機(jī)包括橫滾軸電機(jī)、俯仰軸電機(jī)和偏航軸電機(jī)，所述電機(jī)控制板包括橫滾軸電機(jī)控制板、俯仰軸電機(jī)控制板和偏航軸電機(jī)控制板。

在本實(shí)施例中，偏航控制模塊，用于當(dāng)所述偏航軸電機(jī)的偏航機(jī)械角大于45度時(shí)，逐步減少所述偏航軸電機(jī)的轉(zhuǎn)子角速度期望，當(dāng)所述偏航機(jī)械角到達(dá)90度時(shí)，所述轉(zhuǎn)子角速度期望為零。

當(dāng)橫滾軸電機(jī)m_x從機(jī)械角0度旋轉(zhuǎn)到機(jī)械角±90度時(shí)，出現(xiàn)萬向節(jié)死鎖，俯仰軸電機(jī)m_y與偏航軸電機(jī)m_z逐漸趨向重合，系統(tǒng)由全驅(qū)動(dòng)變成欠驅(qū)動(dòng)，解耦中表現(xiàn)為z軸電機(jī)轉(zhuǎn)子角速度期望w_zfzd出現(xiàn)無窮大，此時(shí)應(yīng)使w_zfzd為0，為使系統(tǒng)平滑切換，選擇從m_z轉(zhuǎn)到±45度時(shí)開始減少w_zfzd，直到±90度時(shí)使w_zfzd為0。

在本實(shí)施例中，當(dāng)無人機(jī)飛行后，設(shè)置在無人機(jī)上的云臺(tái)也跟著變化，如果所述偏航軸電機(jī)的偏航機(jī)械角yaw角僅僅通過姿態(tài)航向系統(tǒng)的陀螺儀進(jìn)行積分解算，此法得到所述偏航軸電機(jī)的偏航機(jī)械角yaw角無法精確的表示相對(duì)于云臺(tái)初始位置的水平偏轉(zhuǎn)了多少角度，所以云臺(tái)實(shí)現(xiàn)跟頭拍攝并不選擇直接通過飛控發(fā)送航向期望進(jìn)行跟頭；而是直接通過云臺(tái)姿態(tài)以及電機(jī)角度解算出基座航向，設(shè)云臺(tái)航向期望為基座航向，可得云臺(tái)與基座的航向進(jìn)行角度閉環(huán)控制，此時(shí)的航向偏差與云臺(tái)檢測(cè)的航向角無關(guān)，故不會(huì)包含航向檢測(cè)的積分誤差。

需要說明的是，在本文中，術(shù)語“包括”、“包含”或者其任何其他變體意在涵蓋非排他性的包含，從而使得包括一系列要素的過程、方法、物品或者裝置不僅包括那些要素，而且還包括沒有明確列出的其他要素，或者是還包括為這種過程、方法、物品或者裝置所固有的要素。在沒有更多限制的情況下，由語句“包括一個(gè)……”限定的要素，并不排除在包括該要素的過程、方法、物品或者裝置中還存在另外的相同要素。

上述本發(fā)明實(shí)施例序號(hào)僅僅為了描述，不代表實(shí)施例的優(yōu)劣。

通過以上的實(shí)施方式的描述，本領(lǐng)域的技術(shù)人員可以清楚地了解到上述實(shí)施例方法可借助軟件加必需的通用硬件平臺(tái)的方式來實(shí)現(xiàn)，當(dāng)然也可以通過硬件，但很多情況下前者是更佳的實(shí)施方式?；谶@樣的理解，本發(fā)明的技術(shù)方案本質(zhì)上或者說對(duì)現(xiàn)有技術(shù)做出貢獻(xiàn)的部分可以以軟件產(chǎn)品的形式體現(xiàn)出來，該計(jì)算機(jī)軟件產(chǎn)品存儲(chǔ)在一個(gè)存儲(chǔ)介質(zhì)(如ROM/RAM、磁碟、光盤)中，包括若干指令用以使得一臺(tái)終端設(shè)備(可以是手機(jī)，計(jì)算機(jī)，服務(wù)器，空調(diào)器，或者網(wǎng)絡(luò)設(shè)備等)執(zhí)行本發(fā)明各個(gè)實(shí)施例所述的方法。

以上僅為本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例，并非因此限制本發(fā)明的專利范圍，凡是利用本發(fā)明說明書及附圖內(nèi)容所作的等效結(jié)構(gòu)或等效流程變換，或直接或間接運(yùn)用在其他相關(guān)的技術(shù)領(lǐng)域，均同理包括在本發(fā)明的專利保護(hù)范圍內(nèi)。