[發明專利]一種基于多執行機構的飛行器的姿態控制分配方法

有效

• 申請號: 201610512916.4
• 申請日: 2016-06-30
• 公開（公告）號: CN107562064B
• 公開（公告）日: 2020-08-25
• 發明（設計）人: 秦雷;吳限德;李君龍;謝曉瑛;張銳
• 申請（專利權）人: 北京電子工程總體研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 北京正理專利代理有限公司 11257
• 代理人: 付生輝;張雪梅

1.一種基于多執行機構的飛行器的姿態控制分配方法，其特征在于，該方法包括如下步驟：

S1、建立飛行器的姿態運動學方程；

S2、通過姿態轉換矩陣確定飛行器的姿態角；

S3、建立飛行器的姿態動力學方程；

S4、根據控制律計算飛行器的期望控制力矩；

S5、利用控制分配算法獲得當前時刻飛行器的各執行機構的狀態組合；

其中，步驟S1中飛行器的姿態運動學方程為：

其中，q₀、q₁、q₂和q₃為當前時刻飛行器姿態的四元數；和為當前時刻飛行器姿態的四元數導數；w_x為飛行器繞X軸轉動角速度；w_y為飛行器繞Y軸轉動角速度；w_z為飛行器繞Z軸轉動角速度；

步驟S3中飛行器的姿態動力學方程為：

其中，I_x為飛行器繞X軸轉動慣量；I_y為飛行器繞Y軸轉動慣量；I_z為飛行器繞Z軸轉動慣量；dw_x為飛行器繞X軸轉動角速度的導數；dw_y為飛行器繞Y軸轉動角速度的導數；dw_z為飛行器繞Z軸轉動角速度的導數；T_x為作用于飛行器上的所有外力對質心之力矩在X軸上的分量；T_y為作用于飛行器上的所有外力對質心之力矩在Y軸上的分量；T_z為作用于飛行器上的所有外力對質心之力矩在Z軸上的分量；

步驟S4進一步包括如下子步驟：

S4.1、計算當前時刻飛行器姿態的四元數微分：

dq₀＝q_c0×q₀+q_c1×q₁+q_c2×q₂+q_c3×q₃

dq₁＝-q_c1×q₀+q_c1×q₁+q_c2×q₂+q_c3×q₃

dq₂＝-q_c3×q₁-q_c4×q₂+q_c2×q₂+q_c3×q₃

dq₃＝-q_c3×q₀+q_c2×q₁-q_c1×q₂+q_c0×q₃

其中，dq₀、dq₁、dq₂和dq₃為當前時刻飛行器姿態的四元數微分；q_c0、q_c1、q_c2和q_c3為飛行器期望姿態的四元數；

S4.2、計算飛行器的期望控制力矩的非線性補償項T_R：

T_R＝J×dw_c+w×J×w

其中，w為飛行器當前姿態角速度；dw_c為飛行器期望角加速度；J為飛行器的轉動慣量矩陣，

S4.3、計算飛行器的期望控制力矩的比例項T_p：

其中，K_p為比例系數矩陣；

S4.4、計算飛行器的期望控制力矩的微分項T_d：

T_d＝-K_d×J×(w-w_c)

其中，w_c為飛行器期望角速度；

S4.5、計算飛行器的期望控制力矩的誤差補償項T_e：

其中，ww為誤差補償項歸一化系數，K_ep為第一誤差補償比較項系數，K_ed為第二誤差補償比較項系數；

S4.6、計算飛行器的期望控制力矩T_c：

T_c＝T_R+T_p+T_e+T_d；

步驟S5進一步包括如下子步驟：

S5.1、確定控制指令所在的象限；

S5.2、根據控制指令的方向選擇執行機構組合；

S5.3、確定執行機構組合中各執行機構的可能狀態；

S5.4、計算執行機構組合中各執行機構的可能狀態對應的力矩；

S5.5、比較得出執行機構組合中各執行機構的可能狀態對應的力矩之和與期望控制力矩之間誤差最小值對應的各執行機構的狀態組合，作為當前時刻飛行器的各執行機構的狀態組合。

2.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，步驟S2中姿態轉換矩陣為：