[發(fā)明專利]一種基于姿態(tài)測(cè)量的飛行器側(cè)滑滾轉(zhuǎn)復(fù)合轉(zhuǎn)彎控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202010948664.6
• 申請(qǐng)日: 2020-09-10
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN112027117B
• 公開(kāi)（公告）日: 2023-01-31
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 雷軍委;李恒;王瑞奇;王玲玲;李輝
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)人民解放軍海軍航空大學(xué)
• 主分類號(hào): B64G1/24
• 分類號(hào): B64G1/24
• 代理公司: 北京麥匯智云知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理有限公司 11754
• 代理人: 曹治麗

本發(fā)明是關(guān)于一種基于姿態(tài)測(cè)量的飛行器側(cè)滑滾轉(zhuǎn)復(fù)合轉(zhuǎn)彎控制方法。其安裝YIN600?R慣性組合導(dǎo)航系統(tǒng)測(cè)量偏航角、滾轉(zhuǎn)角與側(cè)向加速度，再通過(guò)積分得到側(cè)向速度與位置信號(hào)。然后設(shè)計(jì)非線性低通積分校正器得到位置誤差積分信號(hào)，在設(shè)計(jì)非線性低通濾波校器得到速率濾波信號(hào)，再通過(guò)對(duì)稱設(shè)計(jì)與組合，得到偏航角與滾轉(zhuǎn)角的期望信號(hào)，然后通過(guò)姿態(tài)角的誤差、高通微分校正與非線性積分得到最終的偏航與滾轉(zhuǎn)通道控制信號(hào)，兩通道同時(shí)作用實(shí)現(xiàn)飛行器的協(xié)同一體化側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制。該方法的優(yōu)點(diǎn)在于側(cè)滑滾轉(zhuǎn)的一體化控制使得飛行器側(cè)向轉(zhuǎn)彎具有很好的快速性，同時(shí)對(duì)稱性的設(shè)計(jì)又使得其具有很好的穩(wěn)定性。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛行器穩(wěn)定與轉(zhuǎn)彎控制領(lǐng)域，具體而言，涉及一種基于姿態(tài)測(cè)量的飛行器側(cè)滑滾轉(zhuǎn)復(fù)合轉(zhuǎn)彎控制方法。

背景技術(shù)

飛行器的側(cè)向質(zhì)心運(yùn)動(dòng)目前主流的方法有側(cè)滑轉(zhuǎn)彎與傾斜轉(zhuǎn)彎兩種，其中傾斜轉(zhuǎn)彎又稱滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)彎，利用飛行器滾轉(zhuǎn)過(guò)程中的升力方向改變提供向心力，使得飛行器轉(zhuǎn)彎過(guò)程比傳統(tǒng)的側(cè)滑轉(zhuǎn)彎更快。但傳統(tǒng)側(cè)滑轉(zhuǎn)彎的思想是使得滾轉(zhuǎn)通道基本不動(dòng)，利用側(cè)滑角提供轉(zhuǎn)彎的動(dòng)力；傾斜轉(zhuǎn)彎為了消除偏航通道的耦合，一般是在偏航通道處于穩(wěn)定狀態(tài)。因此這兩種方法為了保證系統(tǒng)的穩(wěn)定性，而完全采用了兩通道的飛離設(shè)計(jì)思想，并沒(méi)有利用偏航與側(cè)滑之間的非線性耦合效應(yīng)。而我們知道告訴運(yùn)動(dòng)的物體在滾轉(zhuǎn)與側(cè)滑時(shí)，具有耦合的物理天性，基于上述背景原因，我們提出了一種采用姿態(tài)測(cè)量與姿態(tài)穩(wěn)定為基石，同時(shí)通過(guò)偏航角與滾轉(zhuǎn)角的協(xié)調(diào)控制，實(shí)現(xiàn)了側(cè)滑滾轉(zhuǎn)協(xié)同一體化的飛行器轉(zhuǎn)彎控制方法，使得轉(zhuǎn)彎過(guò)程具有很好的快速性，也使得該方法具有很高的工程應(yīng)用價(jià)值。

需要說(shuō)明的是，在上述背景技術(shù)部分發(fā)明的信息僅用于加強(qiáng)對(duì)本發(fā)明的背景的理解，因此可以包括不構(gòu)成對(duì)本領(lǐng)域普通技術(shù)人員已知的現(xiàn)有技術(shù)的信息。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的在于提供一種基于姿態(tài)測(cè)量的飛行器側(cè)滑滾轉(zhuǎn)復(fù)合轉(zhuǎn)彎控制方法，進(jìn)而至少在一定程度上克服由于相關(guān)技術(shù)的限制和缺陷而導(dǎo)致的飛行器轉(zhuǎn)彎偏航滾轉(zhuǎn)通道無(wú)法協(xié)調(diào)匹配控制的問(wèn)題。

根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，提供一種基于姿態(tài)測(cè)量的飛行器側(cè)滑滾轉(zhuǎn)復(fù)合轉(zhuǎn)彎控制方法，包括以下步驟：

步驟S10，在飛行器上安裝YIN600-R慣性組合導(dǎo)航系統(tǒng)，測(cè)量飛行器的側(cè)向加速度、偏航角與滾轉(zhuǎn)角；

步驟S20，根據(jù)YIN600-R慣性組合導(dǎo)航系統(tǒng)測(cè)量得到的側(cè)向加速度信號(hào)，進(jìn)行兩次積分分別得到側(cè)向速度信號(hào)與側(cè)向位置信號(hào)，并與側(cè)向位置指令信號(hào)進(jìn)行對(duì)比，得到側(cè)向位置誤差信號(hào)；

步驟S30，根據(jù)所述的側(cè)向位置誤差信號(hào)，設(shè)計(jì)非線性低通積分校正器并進(jìn)行線性積分，得到側(cè)向位置濾波積分信號(hào)；

步驟S40，根據(jù)所述的側(cè)向速度信號(hào)，設(shè)計(jì)非線性低通濾波校正器，得到濾波速度信號(hào)，為系統(tǒng)提供阻尼信號(hào)；

步驟S50，根據(jù)所述的側(cè)向位置誤差信號(hào)、側(cè)向位置濾波積分信號(hào)與濾波速度信號(hào)，進(jìn)行線性組合與疊加，分別設(shè)計(jì)偏航角期望信號(hào)與滾轉(zhuǎn)角期望信號(hào)；

步驟S60，根據(jù)YIN600-R慣性組合導(dǎo)航系統(tǒng)測(cè)量得到的偏航角信號(hào)與所述的偏航角期望信號(hào)進(jìn)行對(duì)比，得到偏航角誤差信號(hào)，然后設(shè)計(jì)非線性高通微分校正器，得到偏航角誤差濾波微分信號(hào)，再疊加誤差非線性積分信號(hào)，組成偏航通道控制信號(hào)；

步驟S70，根據(jù)YIN600-R慣性組合導(dǎo)航系統(tǒng)測(cè)量得到的滾轉(zhuǎn)角信號(hào)與所述的滾轉(zhuǎn)角期望信號(hào)進(jìn)行對(duì)比，得到滾轉(zhuǎn)角誤差信號(hào)，然后設(shè)計(jì)非線性高通微分校正器，得到滾轉(zhuǎn)角誤差濾波微分信號(hào)，再疊加誤差非線性積分信號(hào)，組成滾轉(zhuǎn)通道控制信號(hào)，與偏航通道同時(shí)控制實(shí)現(xiàn)飛行器的側(cè)滑滾轉(zhuǎn)協(xié)同轉(zhuǎn)彎。

在本發(fā)明的一種示例實(shí)施例中，在飛行器上安裝YIN600-R慣性組合導(dǎo)航系統(tǒng)測(cè)量飛行器的偏航角、滾轉(zhuǎn)角與側(cè)向加速度，然后測(cè)量飛行器的偏航角并進(jìn)行兩次積分分別得到側(cè)向速度信號(hào)與側(cè)向位置信號(hào)，并與側(cè)向位置指令信號(hào)進(jìn)行對(duì)比，得到側(cè)向位置誤差信號(hào)包括；