[發(fā)明專利]基于慣性耦合特性的飛行器姿態(tài)補償控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201410392003.4
• 申請日: 2014-08-11
• 公開（公告）號: CN104155986A
• 公開（公告）日: 2014-11-19
• 發(fā)明（設計）人: 柳嘉潤;黃萬偉;包為民;馬衛(wèi)華;祁振強;唐海紅
• 申請（專利權(quán)）人: 北京航天自動控制研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 北京君恒知識產(chǎn)權(quán)代理事務所(普通合伙) 11466
• 代理人: 林月俊;黃啟行

技術領域

本發(fā)明涉及航天領域，尤其涉及一種基于慣性耦合特性的飛行器姿態(tài)補償控制方法。

背景技術

飛行器在飛行過程中，其飛行姿態(tài)通常可以劃分為滾動、偏航和俯仰三個姿態(tài)運動通道的運動。對于軸對稱飛行器，其三個通道之間的耦合很弱，因而可以將耦合對于軸對稱飛行器的飛行姿態(tài)的影響作為隨機小擾動，構(gòu)建軸對稱飛行器的小擾動氣動力模型。目前，通常根據(jù)小擾動氣動力模型，在軸對稱飛行器內(nèi)設置三個獨立的姿態(tài)控制器，分別用于控制該飛行器俯仰通道、偏航通道和滾動通道的角速度。

然而，軸對稱飛行器只是面對稱飛行器的一個特例。飛行速度較高(例如超過5馬赫)的飛行器通常采用面對稱的氣動布局，即為面對稱飛行器，在其飛行過程中，其滾動、偏航和俯仰三個通道之間的耦合較強。通常通道間的耦合特性可以包括慣性耦合特性、運動耦合特性和氣動耦合特性；目前，對于面對稱飛行器的三個通道之間的慣性耦合特性往往只進行定性分析，缺乏對通道間的慣性耦合特性的交聯(lián)影響的較為準確的量化分析；自然無法根據(jù)量化的慣性耦合特性的交聯(lián)影響對飛行器進行補償控制。而根據(jù)量化的慣性耦合特性的交聯(lián)影響對飛行器進行補償控制，有助于對飛行器的控制更為準確、可靠。

因此，有必要提供一種基于慣性耦合特性的飛行器姿態(tài)補償控制方法，以更為準確、可靠地控制飛行器。

發(fā)明內(nèi)容

針對上述現(xiàn)有技術存在的缺陷，本發(fā)明實施例提供了一種基于慣性耦合特性的飛行器姿態(tài)補償控制方法，以更為準確、可靠地控制飛行器。

本發(fā)明的技術方案根據(jù)一個方面，提供了一種基于慣性耦合特性的飛行器姿態(tài)補償控制方法，包括：

根據(jù)如下公式4計算得到滾動通道的滾動舵的舵面偏轉(zhuǎn)角δ_x；

使用所述滾動舵的舵面偏轉(zhuǎn)角δ_x對所述滾動舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值進行補償后，得到補償后的滾動舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值；

將補償后的滾動舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值輸入到所述滾動舵的伺服機構(gòu)，由所述滾動舵的伺服機構(gòu)相應控制所述飛行器的姿態(tài)；

其中，公式4為：

δx=-[(IY-IZ)ωyωz+IZX(ω·z+ωxωy)]/Mxδx]]>…………(公式4)

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，I_Y、I_Z分別表示所述飛行器偏航、俯仰通道的慣量，ω_x、ω_y、ω_z分別表示所述飛行器滾動、偏航、俯仰三個通道的角速度，I_ZX表示所述飛行器滾動通道與俯仰通道之間的慣性積，表示所述飛行器滾動通道的滾動舵的滾動力矩系數(shù)。

進一步，所述基于慣性耦合特性的飛行器姿態(tài)補償控制方法，還包括：

根據(jù)如下公式5計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δ_y對所述偏航舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值進行補償后，得到補償后的偏航舵的舵面偏轉(zhuǎn)指令值；