[發明專利]考慮旋轉飛行器耦合問題的魯棒解耦控制系統及控制方法

有效

• 申請號: 201910791497.6
• 申請日: 2019-08-26
• 公開（公告）號: CN112433473B
• 公開（公告）日: 2022-02-15
• 發明（設計）人: 王偉;師興偉;南宇翔;林德福;王江;王輝;王雨辰
• 申請（專利權）人: 北京理工大學;中國北方工業有限公司
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04;G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 北京康思博達知識產權代理事務所(普通合伙) 11426
• 代理人: 范國鋒;劉冬梅

1.一種考慮旋轉飛行器耦合問題的魯棒解耦控制系統，其特征在于，該系統安裝在旋轉飛行器上，該系統包括

需用過載接收模塊(1)，其與旋轉飛行器上的制導系統相連，用以接收制導系統實時傳遞出的需用過載信息，

飛行器參數測量模塊(2)，其用于實時獲得飛行器的飛行參數，和

魯棒解耦控制模塊(3)，其用于實時根據需用過載信息和飛行器的飛行參數獲得舵機響應指令；

魯棒解耦控制模塊(3)包括收斂誤差解算子模塊(31)、收斂滑模面解算子模塊(32)和舵機響應指令解算子模塊(33)；

其中，所述收斂誤差解算子模塊(31)用于實時根據需用過載信息和飛行器的飛行參數獲得攻角收斂誤差和側滑角收斂誤差；

所述收斂滑模面解算子模塊(32)用于實時根據飛行器的飛行參數和攻角收斂誤差獲得攻角收斂滑模面，實時根據飛行器的飛行參數和側滑角收斂誤差獲得側滑角收斂滑模面；

所述舵機響應指令解算子模塊(33)用于實時根據需用過載信息、飛行器的飛行參數和攻角收斂滑模面獲得俯仰方向舵機響應指令，實時根據需用過載信息、飛行器的飛行參數和側滑角收斂滑模面獲得偏航方向舵機響應指令。

2.根據權利要求1所述的考慮旋轉飛行器耦合問題的魯棒解耦控制系統，其特征在于，

所述需用過載信息包括期望俯仰過載和期望偏航過載；

所述舵機響應指令包括俯仰方向舵機響應指令和偏航方向舵機響應指令。

3.根據權利要求1所述的考慮旋轉飛行器耦合問題的魯棒解耦控制系統，其特征在于，

所述飛行器參數測量模塊(2)包括加速度計(21)、慣性陀螺(22)、估測器(23)和積分器(24)；

其中，所述加速度計(21)用于實時測量得到飛行器的加速度信息，

所述慣性陀螺(22)用于實時測量得到飛行器的偏航角速率信息和俯仰角速率信息，

所述估測器(23)用于根據三軸加速度信息實時估算得到飛行器的攻角信息和側滑角信息；

所述積分器(24)用于根據三軸加速度信息實時積分得到飛行器的速度信息，用于根據所述偏航角速率信息實時積分得到偏航角信息，還用于根據所述俯仰角速率信息實時積分得到俯仰角信息。

4.根據權利要求1所述的考慮旋轉飛行器耦合問題的魯棒解耦控制系統，其特征在于，

所述收斂誤差解算子模塊(31)通過下式(一)實時獲得攻角收斂誤差和側滑角收斂誤差，

其中，e₁表示攻角收斂誤差，e₂表示側滑角收斂誤差，α表示攻角，β表示側滑角，a_yc表示期望俯仰過載，a_zc表示期望偏航過載，V表示飛行器的速度，a₃₄表示旋轉飛行器的動力系數。

5.根據權利要求1所述的考慮旋轉飛行器耦合問題的魯棒解耦控制系統，其特征在于，

所述收斂滑模面解算子模塊(32)通過下式(二)實時獲得攻角收斂滑模面和側滑角收斂滑模面，

其中，s₁表示攻角收斂滑模面，s₂表示側滑角收斂滑模面，c和d都表示增益系數，θ表示俯仰角，ψ表示偏航角。

6.根據權利要求1所述的考慮旋轉飛行器耦合問題的魯棒解耦控制系統，其特征在于，

所述舵機響應指令解算子模塊(33)通過下式(三)和(四)實時獲得俯仰方向舵機響應指令和偏航方向舵機響應指令，

其中，δ_y表示俯仰方向舵機響應指令，δ_z表示偏航方向舵機響應指令，f₁、f₂、ξ、ξ₂都是解算過程中用到的中間變量，沒有實際的物理意義，表示ξ的導數，表示ξ₂的導數，

a₂₅、a₂₄、a₂₇、a₂₂和a₂₈都表示旋轉飛行器的動力系數。