[發明專利]無垂尾飛行器三通道解耦合控制方法、裝置及電子設備

在審

• 申請號: 202310024158.1
• 申請日: 2023-01-09
• 公開（公告）號: CN115840460A
• 公開（公告）日: 2023-03-24
• 發明（設計）人: 宋佳;胡云龍;吳勉;羅雨歇;趙鳴飛
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 北京超凡宏宇專利代理事務所(特殊普通合伙) 11463
• 代理人: 周宇

本發明提供了一種無垂尾飛行器三通道解耦合控制方法、裝置及電子設備，先獲取無垂尾飛行器當前時刻的實際姿態向量，再獲取無垂尾飛行器當前時刻的期望姿態向量，之后基于無垂尾飛行器當前時刻的期望姿態向量和實際姿態向量以及預設的無垂尾飛行器的去耦合化后的姿態動力學模型對無垂尾飛行器當前時刻的擾動進行估計和補償以得到無垂尾飛行器當前時刻的姿態控制量，最終根據無垂尾飛行器當前時刻的姿態控制量對無垂尾飛行器當前時刻的姿態進行控制。采用本發明可以實現無垂尾飛行器的解耦控制，從而提高無垂尾飛行器飛行控制的控制精度和動態性能。

技術領域

本發明涉及飛行器控制技術領域，尤其是涉及一種無垂尾飛行器三通道解耦合控制方法、裝置及電子設備。

背景技術

一般的航空飛行器在飛行的過程中，需要利用飛控系統對飛行器的姿態進行控制以達到指定的姿態，進而實現指定的飛行動作或軌跡跟蹤。一般的航空飛行器擁有含升降舵(水平尾翼)、副翼、方向舵(垂直尾翼)等的舵面用以控制飛行器姿態，是飛控系統的執行機構。飛行器的三個姿態通道(俯仰、偏航、滾轉)并不完全相互解耦，這在一定程度上會影響飛控系統的控制性能，因此需要進行解耦。

而無垂尾的高超聲速航空飛行器由于其工況對于控制系統的性能影響更大，且缺少垂直尾翼進行姿態控制，需要更優的解耦方法來對三個姿態通道的相互耦合進行抑制，從而提高飛行控制的控制精度和更良好的動態性能。目前飛行器解耦控制常使用動態逆、微分幾何法、傳遞函數對角優勢優化等方法進行三通道解耦。當前飛行器三通道解耦技術具有如下缺點：(1)對于擾動(尤其是自身未建模動態的擾動)的抗擾性較差，解耦策略的設計對飛行器本身數學模型精準度的依賴度較高；(2)在實現解耦的過程中需要進行的計算較為復雜或者需要進行大量迭代求解，很難進行簡化，不利于實際應用到飛行器解耦過程中。

發明內容

有鑒于此，本發明的目的在于提供一種無垂尾飛行器三通道解耦合控制方法、裝置及電子設備，以實現無垂尾飛行器的解耦控制，從而提高無垂尾飛行器飛行控制的控制精度和動態性能。

第一方面，本發明實施例提供了一種無垂尾飛行器三通道解耦合控制方法，所述方法包括：獲取無垂尾飛行器當前時刻的實際姿態向量；其中，所述實際姿態向量包括俯仰通道、偏航通道和滾轉通道中每個通道對應的實際姿態，所述實際姿態包括實際姿態角和實際角速度；獲取所述無垂尾飛行器當前時刻的期望姿態向量；其中，所述期望姿態向量包括每個所述通道對應的期望姿態角；基于所述無垂尾飛行器當前時刻的期望姿態向量和實際姿態向量以及預設的所述無垂尾飛行器的去耦合化后的姿態動力學模型對所述無垂尾飛行器當前時刻的擾動進行估計和補償，得到所述無垂尾飛行器當前時刻的姿態控制量；其中，所述姿態動力學模型不包含各個所述通道間的耦合項；根據所述無垂尾飛行器當前時刻的姿態控制量對所述無垂尾飛行器當前時刻的姿態進行控制。

第二方面，本發明實施例還提供一種無垂尾飛行器三通道解耦合控制裝置，所述裝置包括：第一獲取模塊，用于獲取無垂尾飛行器當前時刻的實際姿態向量；其中，所述實際姿態向量包括俯仰通道、偏航通道和滾轉通道中每個通道對應的實際姿態，所述實際姿態包括實際姿態角和實際角速度；第二獲取模塊，用于獲取所述無垂尾飛行器當前時刻的期望姿態向量；其中，所述期望姿態向量包括每個所述通道對應的期望姿態角；估計補償模塊，用于基于所述無垂尾飛行器當前時刻的期望姿態向量和實際姿態向量以及預設的所述無垂尾飛行器的去耦合化后的姿態動力學模型對所述無垂尾飛行器當前時刻的擾動進行估計和補償，得到所述無垂尾飛行器當前時刻的姿態控制量；其中，所述姿態動力學模型不包含各個所述通道間的耦合項；控制模塊，用于根據所述無垂尾飛行器當前時刻的姿態控制量對所述無垂尾飛行器當前時刻的姿態進行控制。

第三方面，本發明實施例還提供一種電子設備，包括處理器和存儲器，所述存儲器存儲有能夠被所述處理器執行的計算機可執行指令，所述處理器執行所述計算機可執行指令以實現上述無垂尾飛行器三通道解耦合控制方法。