基于慣性耦合特性的飛行器姿態(tài)補(bǔ)償控制方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種基于慣性耦合特性的飛行器姿態(tài)補(bǔ)償控制方法，所述方法包括：根據(jù)如下公式計(jì)算得到滾動(dòng)通道的滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)角δx；使用所述滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)角δx對(duì)所述滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值進(jìn)行補(bǔ)償后，得到補(bǔ)償后的滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值；將補(bǔ)償后的滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值輸入到所述滾動(dòng)舵的伺服機(jī)構(gòu)，由所述滾動(dòng)舵的伺服機(jī)構(gòu)相應(yīng)控制所述飛行器的姿態(tài)；其中，公式為：本發(fā)明的技術(shù)方案中，對(duì)于飛行器的一個(gè)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)通道，將其他通道對(duì)該通道的慣性耦合特性的交聯(lián)影響，量化為該通道的空氣舵的舵面偏轉(zhuǎn)角；從而可以根據(jù)量化出的舵面偏轉(zhuǎn)角對(duì)飛行器進(jìn)行補(bǔ)償控制后，使得對(duì)飛行器的控制更為準(zhǔn)備，可靠。
【專利說明】基于慣性耦合特性的飛行器姿態(tài)補(bǔ)償控制方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及航天領(lǐng)域，尤其涉及一種基于慣性耦合特性的飛行器姿態(tài)補(bǔ)償控制方 法。

【背景技術(shù)】
[0002] 飛行器在飛行過程中，其飛行姿態(tài)通常可以劃分為滾動(dòng)、偏航和俯仰三個(gè)姿態(tài)運(yùn) 動(dòng)通道的運(yùn)動(dòng)。對(duì)于軸對(duì)稱飛行器，其三個(gè)通道之間的耦合很弱，因而可以將耦合對(duì)于軸對(duì) 稱飛行器的飛行姿態(tài)的影響作為隨機(jī)小擾動(dòng)，構(gòu)建軸對(duì)稱飛行器的小擾動(dòng)氣動(dòng)力模型。目 前，通常根據(jù)小擾動(dòng)氣動(dòng)力模型，在軸對(duì)稱飛行器內(nèi)設(shè)置三個(gè)獨(dú)立的姿態(tài)控制器，分別用于 控制該飛行器俯仰通道、偏航通道和滾動(dòng)通道的角速度。
[0003] 然而，軸對(duì)稱飛行器只是面對(duì)稱飛行器的一個(gè)特例。飛行速度較高（例如超過5馬 赫）的飛行器通常采用面對(duì)稱的氣動(dòng)布局，即為面對(duì)稱飛行器，在其飛行過程中，其滾動(dòng)、 偏航和俯仰三個(gè)通道之間的耦合較強(qiáng)。通常通道間的耦合特性可以包括慣性耦合特性、運(yùn) 動(dòng)耦合特性和氣動(dòng)耦合特性；目前，對(duì)于面對(duì)稱飛行器的三個(gè)通道之間的慣性耦合特性往 往只進(jìn)行定性分析，缺乏對(duì)通道間的慣性耦合特性的交聯(lián)影響的較為準(zhǔn)確的量化分析；自 然無(wú)法根據(jù)量化的慣性耦合特性的交聯(lián)影響對(duì)飛行器進(jìn)行補(bǔ)償控制。而根據(jù)量化的慣性耦 合特性的交聯(lián)影響對(duì)飛行器進(jìn)行補(bǔ)償控制，有助于對(duì)飛行器的控制更為準(zhǔn)確、可靠。
[0004] 因此，有必要提供一種基于慣性耦合特性的飛行器姿態(tài)補(bǔ)償控制方法，以更為準(zhǔn) 確、可靠地控制飛行器。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 針對(duì)上述現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本發(fā)明實(shí)施例提供了一種基于慣性耦合特性的飛 行器姿態(tài)補(bǔ)償控制方法，以更為準(zhǔn)確、可靠地控制飛行器。
[0006] 本發(fā)明的技術(shù)方案根據(jù)一個(gè)方面，提供了一種基于慣性耦合特性的飛行器姿態(tài)補(bǔ) 償控制方法，包括：
[0007] 根據(jù)如下公式4計(jì)算得到滾動(dòng)通道的滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)角δ χ ;
[0008] 使用所述滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)角δ χ對(duì)所述滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值進(jìn)行補(bǔ)償后， 得到補(bǔ)償后的滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值；
[0009] 將補(bǔ)償后的滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值輸入到所述滾動(dòng)舵的伺服機(jī)構(gòu)，由所述滾動(dòng) 舵的伺服機(jī)構(gòu)相應(yīng)控制所述飛行器的姿態(tài)；
[0010] 其中，公式4為：
[0011]

【權(quán)利要求】
1. 一種基于慣性耦合特性的飛行器姿態(tài)補(bǔ)償控制方法，其特征在于，包括： 根據(jù)如下公式4計(jì)算得到滾動(dòng)通道的滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)角δ x ; 使用所述滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)角S x對(duì)所述滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值進(jìn)行補(bǔ)償后，得到 補(bǔ)償后的滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值； 將補(bǔ)償后的滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值輸入到所述滾動(dòng)舵的伺服機(jī)構(gòu)，由所述滾動(dòng)舵的 伺服機(jī)構(gòu)相應(yīng)控制所述飛行器的姿態(tài)； 其中，公式4為：
............(公式4) 其中，&2表示所述飛行器俯仰通道的基于慣性耦合特性的角速度，IY、Iz分別表示所述 飛行器偏航、俯仰通道的慣量，ωχ、coy、ωζ分別表示所述飛行器滾動(dòng)、偏航、俯仰三個(gè)通道 的角速度，Ι ζχ表示所述飛行器滾動(dòng)通道與俯仰通道之間的慣性積，Mf'表示所述飛行器滾 動(dòng)通道的滾動(dòng)舵的滾動(dòng)力矩系數(shù)。
2. 如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，還包括： 根據(jù)如下公式5計(jì)算得到偏航通道的偏航舵的舵面偏轉(zhuǎn)角δ y ; 使用所述偏航舵的舵面偏轉(zhuǎn)角S y對(duì)所述偏航舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值進(jìn)行補(bǔ)償后，得到 補(bǔ)償后的偏航舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值； 將補(bǔ)償后的偏航舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值輸入到所述偏航舵的伺服機(jī)構(gòu)，由所述偏航舵的 伺服機(jī)構(gòu)相應(yīng)控制所述飛行器的姿態(tài)； 其中，公式5為：
............(公式5) 其中，Ix表示所述飛行器滾動(dòng)通道的慣量，表示所述飛行器偏航通道的偏航舵的 偏航力矩系數(shù)。
3. 如權(quán)利要求1或2所述的方法，其特征在于，還包括： 根據(jù)如下公式6計(jì)算得到俯仰通道的俯仰舵的舵面偏轉(zhuǎn)角δ ζ ; 使用所述俯仰舵的舵面偏轉(zhuǎn)角S ζ對(duì)所述俯仰舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值進(jìn)行補(bǔ)償后，得到 補(bǔ)償后的俯仰舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值； 將補(bǔ)償后的俯仰舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值輸入到所述俯仰舵的伺服機(jī)構(gòu)，由所述俯仰舵的 伺服機(jī)構(gòu)相應(yīng)控制所述飛行器的姿態(tài)； 其中，公式6為：
............(公式6) 其中，?,表示所述飛行器滾動(dòng)通道的基于慣性耦合特性的角速度，表示所述飛行 器俯仰通道的俯仰舵的俯仰力矩系數(shù)。
4. 一種基于慣性耦合特性的飛行器姿態(tài)補(bǔ)償控制方法，其特征在于，包括： 根據(jù)如下公式5計(jì)算得到偏航通道的偏航舵的舵面偏轉(zhuǎn)角δ y ; 使用所述偏航舵的舵面偏轉(zhuǎn)角S y對(duì)所述偏航舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值進(jìn)行補(bǔ)償后，得到 補(bǔ)償后的偏航舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值； 將補(bǔ)償后的偏航舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值輸入到所述偏航舵的伺服機(jī)構(gòu)，由所述偏航舵的 伺服機(jī)構(gòu)相應(yīng)控制所述飛行器的姿態(tài)； 其中，公式5為：
............(公式5) 其中，? _表示所述飛行器俯仰通道的基于慣性耦合特性的角速度，Ιχ、Ιζ分別表示所述 飛行器滾動(dòng)、俯仰通道的慣量，ωχ、ωζ分別表示所述飛行器滾動(dòng)、俯仰通道的角速度，Ι ζχ表 示所述飛行器滾動(dòng)通道與俯仰通道之間的慣性積，Mf'表示所述飛行器偏航通道的偏航舵 的偏航力矩系數(shù)。
5. 如權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，還包括： 根據(jù)如下公式4計(jì)算得到滾動(dòng)通道的滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)角δ χ ; 使用所述滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)角S χ對(duì)所述滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值進(jìn)行補(bǔ)償后，得到 補(bǔ)償后的滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值； 將補(bǔ)償后的滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值輸入到所述滾動(dòng)舵的伺服機(jī)構(gòu)，由所述滾動(dòng)舵的 伺服機(jī)構(gòu)相應(yīng)控制所述飛行器的姿態(tài)； 其中，公式4為：
............(公式4) 其中，Ιγ表示所述飛行器偏航通道的慣量，表示所述飛行器滾動(dòng)通道的滾動(dòng)舵的 滾動(dòng)力矩系數(shù)。
6. 如權(quán)利要求4或5所述的方法，其特征在于，還包括： 根據(jù)如下公式6計(jì)算得到俯仰通道的俯仰舵的舵面偏轉(zhuǎn)角δ z ; 使用所述俯仰舵的舵面偏轉(zhuǎn)角S z對(duì)所述俯仰舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值進(jìn)行補(bǔ)償后，得到 補(bǔ)償后的俯仰舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值； 將補(bǔ)償后的俯仰舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值輸入到所述俯仰舵的伺服機(jī)構(gòu)，由所述俯仰舵的 伺服機(jī)構(gòu)相應(yīng)控制所述飛行器的姿態(tài)； 其中，公式6為：
............(公式6) 其中，必表示所述飛行器滾動(dòng)通道的基于慣性耦合特性的角速度，表示所述飛行 器俯仰通道的俯仰舵的俯仰力矩系數(shù)。
7. -種基于慣性耦合特性的飛行器姿態(tài)補(bǔ)償控制方法，其特征在于，包括： 根據(jù)如下公式6計(jì)算得到俯仰通道的俯仰舵的舵面偏轉(zhuǎn)角δ ζ ; 使用所述俯仰舵的舵面偏轉(zhuǎn)角S 2對(duì)所述俯仰舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值進(jìn)行補(bǔ)償后，得到 補(bǔ)償后的俯仰舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值； 將補(bǔ)償后的俯仰舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值輸入到所述俯仰舵的伺服機(jī)構(gòu)，由所述俯仰舵的 伺服機(jī)構(gòu)相應(yīng)控制所述飛行器的姿態(tài)； 其中，公式6為：
............(公式6) 其中，必表示所述飛行器滾動(dòng)通道的基于慣性耦合特性的角速度，IX、IY分別表示所述 飛行器滾動(dòng)、偏航通道的慣量，ωχ、coy、ωζ分別表示所述飛行器滾動(dòng)、偏航、俯仰三個(gè)通道 的角速度，Ι ζχ表示所述飛行器滾動(dòng)通道與俯仰通道之間的慣性積，表示所述飛行器俯 仰通道的俯仰舵的俯仰力矩系數(shù)。
8. 如權(quán)利要求7所述的方法，其特征在于，還包括： 根據(jù)如下公式4計(jì)算得到滾動(dòng)通道的滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)角δ χ ; 使用所述滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)角S χ對(duì)所述滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值進(jìn)行補(bǔ)償后，得到 補(bǔ)償后的滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值； 將補(bǔ)償后的滾動(dòng)舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值輸入到所述滾動(dòng)舵的伺服機(jī)構(gòu)，由所述滾動(dòng)舵的 伺服機(jī)構(gòu)相應(yīng)控制所述飛行器的姿態(tài)； 其中，公式4為：
............(公式4) 其中，夂表示所述飛行器俯仰通道的基于慣性耦合特性的角速度，12表示所述飛行器 俯仰通道的慣量，Mf'表示所述飛行器滾動(dòng)通道的滾動(dòng)舵的滾動(dòng)力矩系數(shù)。
9. 如權(quán)利要求7或8所述的方法，其特征在于，還包括： 根據(jù)如下公式5計(jì)算得到偏航通道的偏航舵的舵面偏轉(zhuǎn)角δ y ; 使用所述偏航舵的舵面偏轉(zhuǎn)角S y對(duì)所述偏航舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值進(jìn)行補(bǔ)償后，得到 補(bǔ)償后的偏航舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值； 將補(bǔ)償后的偏航舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值輸入到所述偏航舵的伺服機(jī)構(gòu)，由所述偏航舵的 伺服機(jī)構(gòu)相應(yīng)控制所述飛行器的姿態(tài)； 其中，公式5為：
...........(公式5) 其中，表示所述飛行器偏航通道的偏航舵的偏航力矩系數(shù)。
【文檔編號(hào)】G05D1/08GK104155986SQ201410392003
【公開日】2014年11月19日 申請(qǐng)日期:2014年8月11日 優(yōu)先權(quán)日:2014年8月11日
【發(fā)明者】柳嘉潤(rùn), 黃萬(wàn)偉, 包為民, 馬衛(wèi)華, 祁振強(qiáng), 唐海紅 申請(qǐng)人:北京航天自動(dòng)控制研究所