[發明專利]一種飛行器的航向姿態控制方法

在審

• 申請號: 201911284969.5
• 申請日: 2019-12-13
• 公開（公告）號: CN110780682A
• 公開（公告）日: 2020-02-11
• 發明（設計）人: 邢顯國
• 申請（專利權）人: 陜西瑞特測控技術有限公司
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10;G05D1/08
• 代理公司: 61214 西安弘理專利事務所
• 代理人: 弓長

本發明公開了一種飛行器的航向姿態控制方法，采用捷聯慣性導航組件測量飛行器的位置、速度、航向姿態信號并傳送給航行控制管理中心；關閉飛行器在多旋翼模式下的航向角角度控制環的輸出，將航向角角速率控制環的目標速率設置為零，并修正動態的航向角角速率誤差，使得飛行器的航向角角速率處于穩定狀態；航行控制管理中心將飛行狀態量輸入預設的航向姿態控制系統中，得到差動控制量；航行控制管理中心根據捷聯慣性導航裝置輸出的航行器導航信息，輸出導航信息校正捷聯慣性導航裝置；同時按照控制分配策略，將差動控制量分配至動力系統，實現飛行器的航向姿態控制；解決了現有技術中存在的飛行器在飛行形態切換時抗干擾性差的問題。

技術領域

本發明屬于無人機技術領域，具體涉及一種飛行器的航向姿態控制方法。

背景技術

在航向變換的飛行過程中實際空速達到指定平飛所需空速之前，多旋翼的自動控制起主導作用，此時的多旋翼的自動控制是多旋翼的橫滾、俯仰和航向均處于自動修正控制的模式下，由于固定翼機體部分的氣動特性，當受到側風的作用時，機體將產生一個使機頭扭向迎風方向的力矩，而且由于飛行器存在航向的鎖定作用，為了保持飛行器原本的航向，控制系統會一直調整輸出一個抵抗該力矩的修正量來維持原本飛行的航向角，同時在航向飛行變換的過程中，由于前置電機的傾轉變化也會削弱多旋翼的姿態控制能力。因此，在多旋翼的自動控制起主導作用和前置電機傾轉削弱多旋翼的姿態控制能力的條件下，進行飛行形態切換極易造成飛行器航向失鎖，甚至導致整個姿態控制發散而失控的惡劣后果。

飛行器的姿態控制，主要用以滿足吸氣式沖壓發動機嚴格的點火工作條件。在調姿過程中，飛行器同時還要完成進氣道打開、燃料注射、發動機點火等動作。高超聲速飛行器在目前的各種應用中越來越廣泛，其各項動力系數隨著發動機工作狀態的不同而發生較大變化，使得被控對象具有很強的不確定性。由于飛行器的高超聲速流特性，導致其氣動特性與姿態角強耦合，氣動建模復雜，難以直接用于系統分析及控制器設計。

發明內容

本發明的目的是提供一種飛行器的航向姿態控制方法，解決了現有技術中存在的飛行器在飛行形態切換時抗干擾性差的問題。

本發明所采用的技術方案是，一種飛行器的航向姿態控制方法，具體按照以下步驟實施：

步驟1、采用捷聯慣性導航組件測量飛行器的位置、速度、航向姿態信號并傳送給航行控制管理中心；關閉飛行器在多旋翼模式下的航向角角度控制環的輸出，將航向角角速率控制環的目標速率設置為零，并修正動態的航向角角速率誤差，使得飛行器的航向角角速率處于穩定狀態；

步驟2、航行控制管理中心將飛行狀態量輸入預設的航向姿態控制系統中，得到差動控制量；

步驟3、航行控制管理中心根據捷聯慣性導航裝置輸出的航行器導航信息，輸出導航信息校正捷聯慣性導航裝置；同時按照控制分配策略，將差動控制量分配至動力系統，實現飛行器的航向姿態控制。

本發明技術方案的特點還在于：

捷聯慣性導航裝置包括角速率陀螺儀和加速度計，角速率陀螺儀和加速度計均固接在飛行器上。

差動控制量是第一動力系統和第二動力系統之間的動力差。

動力差產生航向差動力矩使所述飛行器發生航向運動。

航行控制管理中心主要用于對信息的采集、傳輸、綜合、過濾、相關及合成處理。

本發明的有益效果是：

本發明的一種飛行器的航向姿態控制方法，有效避免了地在多旋翼的自動控制起主導作用和前置電機傾轉削弱多旋翼的姿態控制能力的條件下，進行飛行形態切換時飛行器航向失鎖，有效阻止了整個姿態控制發散而失控的惡劣后果。

具體實施方式

下面結合具體實施方式對本發明進行詳細說明。