[發明專利]一種非線性飛行器航跡控制方法

有效

• 申請號: 201710938397.2
• 申請日: 2017-10-11
• 公開（公告）號: CN107844123B
• 公開（公告）日: 2021-03-02
• 發明（設計）人: 章勝;錢煒祺;何開鋒;何磊;陳海;雍恩米
• 申請（專利權）人: 中國空氣動力研究與發展中心計算空氣動力研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 中國工程物理研究院專利中心 51210
• 代理人: 翟長明;韓志英

1.一種非線性飛行器航跡控制方法，其特征在于：所述方法涉及的裝置包括：航跡指令生成器、外環航跡控制器、內環姿態控制器、傳感器與飛行器平臺；所述的航跡指令生成器發送航跡指令信號至外環航跡控制器；外環航跡控制器接收航跡指令與傳感器測量的飛行器位置、速度、航跡傾角、航跡方位角信號，計算并分別發送發動機油門指令信號至飛行器平臺和迎角指令、側滑角指令與繞速度矢滾轉角指令信號至內環姿態控制器；內環姿態控制器接收迎角指令、側滑角指令、繞速度矢滾轉角指令信號與傳感器測量的飛行器迎角、側滑角、繞速度矢滾轉角、角速度信號，計算并發送舵面偏轉指令至飛行器平臺；傳感器測量獲得飛行器速度、航跡傾角、航跡方位角、迎角、側滑角、繞速度矢滾轉角、角速度信號并反饋至外環航跡控制器和內環姿態控制器；飛行器接收舵偏控制指令完成相應的舵偏動作、接受油門控制指令實現相應推力；

所述控制方法包括以下步驟：

a.航跡指令生成器輸入航跡指令信號[x_r(t) y_r(t) h_r(t)]^T至外環航跡控制器，指令值為時間t的函數；

其中，x_r、y_r與h_r分別為地面坐標系下的橫坐標指令、縱坐標指令與高度指令，上標“T”代表矢量轉置；

b.外環航跡控制器通過傳感器得到當前時刻t飛行器的位置[x y h]^T、速度幅值V、航跡方位角χ、航跡傾角γ，根據設定的航跡指令[x_r(t) y_r(t) h_r(t)]^T，按下述步驟計算控制指令[α_c β_c μ_c η_c]^T，將指令[α_c β_c μ_c]^T發送至內環姿態控制器、將指令η_c發送至飛行器；

其中，α_c為迎角指令，β_c為側滑角指令，μ_c為繞速度矢滾轉角指令，η_c為發動機油門指令；

b1.設置側滑角指令為β_c＝0；

b2.對飛行器位置微分方程求導，令

其中，m為飛行器質量，T_max為發動機最大推力，為阻力，為升力，ρ為大氣密度，C_D與C_L分別為阻力系數與升力系數，g為重力加速度；

計算h對u＝[α μ η]^T的導數矩陣與h對x＝[x y h V χ γ]^T的導數矩陣其中，

b3.計算期望的閉環動力學特性為：

其中，ω_x、ω_y、ω_h為頻率參數，ξ_x、ξ_y、ξ_h為阻尼參數；

b4.基于狀態方程計算導數基于期望的動態響應方程計算導數為：

b5.計算實現對指令航跡[x_r(t) y_r(t) h_r(t)]^T跟蹤的動態反饋控制律為：

其中K、u₀＝[α₀ μ₀ η₀]^T是控制律參數；

c.內環姿態控制器通過傳感器得到當前時刻t飛行器的迎角α、側滑角β、繞速度矢滾轉角μ與三軸角速度[p q r]^T信號，根據外環航跡控制器給出的指令信號[α_c β_c μ_c]^T，采用內環姿態控制律計算舵偏指令δ_c，并將舵偏指令信號發送至飛行器；

d.飛行器接收并實現外環航跡控制器給出的油門指令η_c與內環姿態控制器給出的舵偏指令δ_c；

e.回到步驟a，不斷生成新的控制指令η_c、δ_c實現對航跡指令[x_r(t) y_r(t) h_r(t)]^T的跟蹤。