[發明專利]飛行器操縱耦合補償方法、姿態運動控制方法及系統

有效

• 申請號: 201510336300.1
• 申請日: 2015-06-17
• 公開（公告）號: CN104881035B
• 公開（公告）日: 2018-09-25
• 發明（設計）人: 王鵬;程仙壘;湯國建
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍國防科學技術大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05B13/02
• 代理公司: 北京集佳知識產權代理有限公司 11227
• 代理人: 羅滿

本發明公開了一種飛行器操縱耦合補償方法、姿態運動控制方法及系統，通過分析飛行器三個通道的氣動力矩值的計算公式，確定任一通道的力矩值的計算公式與另外兩個通道的舵偏角之間的耦合情況；分析三個力矩值的計算公式之間的耦合情況，得到消除氣動力矩之間耦合情況的補償舵偏角的計算公式，及通過這個補償舵偏角的計算公式，計算得到與期望氣動力矩對應的補償舵偏角，生成與期望氣動力矩對應的補償舵偏角相關的操縱指令，以實現飛行器姿態運動控制，達到了降低各通道的操縱耦合程度，進而提高飛行器姿態運動控制系統的性能的目的。

技術領域

本發明涉及飛行器控制技術領域，特別是涉及一種飛行器操縱耦合補償方法、姿態運動控制方法及系統。

背景技術

當今，高超聲速飛行器一般是指飛行馬赫數大于5的飛行器(以下簡稱飛行器)，其具有響應速度快、機動性強、航程遠等突出優點，是繼航空技術與航天技術之后的又一研究熱點，其研究具有極大的戰略意義和應用價值。

為了提高快速性和機動性能，高超聲速飛行器通常采用傾斜轉彎(BTT)控制方式實現大范圍機動。BTT控制方式可使飛行器的主升力面快速對準過載需求方向，以提供足夠的機動能力，相比于傳統的側滑轉彎(STT)控制方式具有其獨特優勢。其是針對俯仰、偏航和滾動三個通道，利用舵偏角(滾動舵偏角δ_x、偏航舵偏角δ_y及俯仰舵偏角δ_z)的操作指令來控制達到期望氣動力矩(氣動力矩包括滾動通道的滾動力矩M_x、偏航通道的偏航力矩M_y及俯仰通道的俯仰力矩M_z)。然而，BTT快速滾轉過程中俯仰、偏航和滾動三通道間會出現較為強烈的交叉耦合，使得最終得到的氣動力矩并不是最初的期望氣動力矩，導致通道間的協調控制難度較大，降低控制系統的性能。

基于此，開展高超聲速飛行器的操縱耦合機理及補償方法研究，對于完善耦合控制理論體系和設計能適應強耦合特性的高超聲速飛行器耦合控制器具有重要意義。

發明內容

有鑒于此，針對高超聲速飛行器俯仰、偏航和滾動通道間存在的操縱耦合問題，本發明提供了一種飛行器操縱耦合補償方法、姿態運動控制方法及系統，以降低各通道的操縱耦合程度，進而提高飛行器姿態運動控制系統的性能。

為解決上述技術問題，本發明提供一種飛行器操縱耦合補償方法，包括：

分析飛行器三個通道的氣動力矩值的計算公式，確定任一通道的氣動力矩值的計算公式與另外兩個通道的舵偏角之間的耦合情況；

其中，所述氣動力矩包括滾動通道的滾動力矩M_x、偏航通道的偏航力矩M_y及俯仰通道的俯仰力矩M_z；

分析所述三個通道的氣動力矩值的計算公式之間的耦合情況，得到消除所述耦合情況的補償舵偏角的計算公式，以通過所述補償舵偏角的計算公式，計算得到與期望氣動力矩對應的補償舵偏角；

其中，所述補償舵偏角包括：補償滾動舵偏角、補償偏航舵偏角及補償俯仰舵偏角

上述補償方法中，優選的，通過以下步驟實現分析飛行器三個通道的氣動力矩值的計算公式，確定任一通道的氣動力矩值的計算公式與另外兩個通道的舵偏角之間的耦合情況：

確定所述三個通道的氣動力矩值的計算公式如下：

其中，δ_x為滾動舵偏角、δ_y為偏航舵偏角、δ_z為俯仰舵偏角；

用所述氣動力矩對所述舵偏角的偏導數矩陣M_A代表任一通道的

氣動力矩值的計算公式與另外兩個通道的舵偏角之間的耦合情況；

其中，