CN102589553A - 建立飞行器运动模型的切换方法 - Google Patents

建立飞行器运动模型的切换方法 Download PDF

Info

Publication number
CN102589553A
CN102589553A CN2012100285204A CN201210028520A CN102589553A CN 102589553 A CN102589553 A CN 102589553A CN 2012100285204 A CN2012100285204 A CN 2012100285204A CN 201210028520 A CN201210028520 A CN 201210028520A CN 102589553 A CN102589553 A CN 102589553A
Authority
CN
China
Prior art keywords
aircraft
angle
model
pitch
switching method
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN2012100285204A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102589553B (zh
Inventor
史忠科
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Xian Feisida Automation Engineering Co Ltd
Original Assignee
Xian Feisida Automation Engineering Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Xian Feisida Automation Engineering Co Ltd filed Critical Xian Feisida Automation Engineering Co Ltd
Priority to CN201210028520.4A priority Critical patent/CN102589553B/zh
Publication of CN102589553A publication Critical patent/CN102589553A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102589553B publication Critical patent/CN102589553B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Landscapes

  • Navigation (AREA)

Abstract

本发明提供了建立飞行器运动模型的切换方法，该方法通过定义两个切换状态变量，得到飞行器运动姿态的表达，避免了姿态微分方程的奇异问题，根据两个切换状态变量和俯仰角状态方程，得到了以欧拉角描述的飞行器姿态解算切换模型。

Description

建立飞行器运动模型的切换方法
技术领域
本发明涉及空间运动刚体模型，特别涉及飞行器大机动飞行状态输出模型问题。 
背景技术
机体轴系刚体运动微分方程是描述飞行器、鱼雷、航天器等空间运动的基本方程。通常，在数据处理等应用中，体轴系的状态变量主要包含3个速度分量、三个欧拉角、以及地面坐标系的                                                
Figure 2012100285204100002DEST_PATH_IMAGE001
等，由于
Figure 2012100285204100002DEST_PATH_IMAGE002
定义为垂直地面指向地球中心，因此实际为负的飞行高度；
Figure 2012100285204100002DEST_PATH_IMAGE003
通常主要依赖GPS、GNSS、北斗等直接给出；欧拉角表示刚体空间运动姿态，而刻画刚体姿态的微分方程又是其中的核心，通常以三个欧拉角即俯仰、滚转和偏航角来描述。当刚体的俯仰角为
Figure 2012100285204100002DEST_PATH_IMAGE004
时，滚转角和偏航角无法定值，同时临近该奇点的区域求解误差过大，导致工程上不可容忍的误差而不能使用；为了避免这一问题，人们首先采用限制俯仰角取值范围的方法，这使得方程式退化，不能全姿态工作，因而难以广泛用于工程实践。随着对飞行器极限飞行的研究，人们又相继采用了方向余弦法、等效转动矢量法、四元数法等推算刚体运动姿态。
方向余弦法避免了欧拉角描述方法的“奇异” 现象，用方向余弦法计算姿态矩阵没有方程退化问题，可以全姿态工作，但需要求解9个微分方程，计算量较大，实时性较差，无法满足工程实践要求。等效转动矢量法如单子样递推、双子样转动矢量、三子样转动矢量和四子样旋转矢量法以及在此基础上的各种修正算法和递推算法等。文献中研究旋转矢量时，都是基于速率陀螺输出为角增量的算法。然而在实际工程中，一些陀螺的输出是角速率信号，如光纤陀螺、动力调谐陀螺等。当速率陀螺输出为角速率信号时，旋转矢量法的算法误差明显增大。四元数法是定义4个欧拉角的函数来计算航姿，能够有效弥补欧拉角描述方法的奇异性，只要解4个一阶微分方程式组即可，比方向余弦姿态矩阵微分方程式计算量有明显的减少，能满足工程实践中对实时性的要求。其常用的计算方法有毕卡逼近法、二阶、四阶龙格-库塔法和三阶泰勒展开法等。毕卡逼近法实质是单子样算法，对有限转动引起的不可交换误差没有补偿，在高动态情况下姿态解算中的算法漂移会十分严重。采用四阶龙格-库塔法求解四元数微分方程时，随着积分误差的不断积累，会出现三角函数取值超出
Figure 2012100285204100002DEST_PATH_IMAGE005
的现象，从而导致计算发散；泰勒展开法也因计算精度的不足而受到制约。当刚体大机动时，角速率较大导致上述方法的误差更大；不仅如此，姿态估计的误差常常会导致速度4个分量、高度输出的误差急剧增大，而且物理意义不明确。
发明内容
为了克服现有刚体运动模型输出误差大等问题，本发明提供了建立飞行器运动模型的切换方法，该方法通过定义两个切换状态变量，得到飞行器运动姿态的表达，避免了姿态微分方程的奇异问题，根据两个切换状态变量和俯仰角状态方程，得到了以欧拉角描述的飞行器姿态解算切换模型。
本发明解决其技术问题采用的技术方案是，建立飞行器运动模型的切换方法，其特征包括以下步骤： 
1、建立飞行器运动的切换模型：
 
Figure 2012100285204100002DEST_PATH_IMAGE006
其中： 
Figure 2012100285204100002DEST_PATH_IMAGE007
 分别为沿飞行器机体轴系
Figure 2012100285204100002DEST_PATH_IMAGE008
轴的速度分量；,
Figure 2012100285204100002DEST_PATH_IMAGE010
,
Figure 2012100285204100002DEST_PATH_IMAGE011
分别为沿
Figure 858925DEST_PATH_IMAGE008
轴的过载；
Figure 2012100285204100002DEST_PATH_IMAGE012
分别为滚转、俯仰、偏航角速度；欧拉角
Figure DEST_PATH_IMAGE013
分别指滚转、俯仰、偏航角；为高度；
Figure DEST_PATH_IMAGE015
为重力加速度，当
Figure 2012100285204100002DEST_PATH_IMAGE016
在
Figure DEST_PATH_IMAGE017
附近时，取
Figure DEST_PATH_IMAGE019
当
Figure 825612DEST_PATH_IMAGE016
在
Figure 2012100285204100002DEST_PATH_IMAGE020
附近时，取
Figure 2012100285204100002DEST_PATH_IMAGE022
当
Figure DEST_PATH_IMAGE023
 时，取
Figure 2012100285204100002DEST_PATH_IMAGE024
当 时，取
Figure DEST_PATH_IMAGE027
Figure 2012100285204100002DEST_PATH_IMAGE028
；
2、由
Figure DEST_PATH_IMAGE029
、
Figure 2012100285204100002DEST_PATH_IMAGE030
导出
Figure DEST_PATH_IMAGE031
和
Figure 2012100285204100002DEST_PATH_IMAGE032
。
本发明的有益效果是：通过引入两个切换状态变量，建立了飞行器运动的切换模型，使得运动方程中不再出现奇点，可以直接根据欧拉角对飞行器进行运动分析。
下面结合实施例对本发明作详细说明。
具体实施方式
1、建立飞行器运动的切换模型：
 
Figure 968624DEST_PATH_IMAGE006
其中：  分别为沿飞行器机体轴系
Figure 169241DEST_PATH_IMAGE008
轴的速度分量；
Figure 436274DEST_PATH_IMAGE009
,
Figure 697491DEST_PATH_IMAGE010
,
Figure 366370DEST_PATH_IMAGE011
分别为沿
Figure 359734DEST_PATH_IMAGE008
轴的过载；分别为滚转、俯仰、偏航角速度；欧拉角分别指滚转、俯仰、偏航角；
Figure 499094DEST_PATH_IMAGE014
为高度；
Figure 928938DEST_PATH_IMAGE015
为重力加速度，当
Figure 748994DEST_PATH_IMAGE016
在
Figure 24117DEST_PATH_IMAGE017
附近时，取
Figure 667588DEST_PATH_IMAGE018
Figure 65072DEST_PATH_IMAGE019
当在
Figure 872808DEST_PATH_IMAGE020
附近时，取
Figure 204749DEST_PATH_IMAGE022
当
Figure 155387DEST_PATH_IMAGE023
 时，取
Figure 100210DEST_PATH_IMAGE024
Figure 452694DEST_PATH_IMAGE025
当 时，取
Figure 396958DEST_PATH_IMAGE027
Figure 817575DEST_PATH_IMAGE028
；
 2、假定
Figure 290145DEST_PATH_IMAGE018
、
Figure 465911DEST_PATH_IMAGE024
，可以导出
Figure DEST_PATH_IMAGE033
，
Figure 2012100285204100002DEST_PATH_IMAGE034
。

Claims (1)

1.建立飞行器运动模型的切换方法，其特征包括以下步骤： 
1) 建立飞行器运动的切换模型：
Figure 773800DEST_PATH_IMAGE001
 其中： 
Figure 485404DEST_PATH_IMAGE002
 分别为沿飞行器机体轴系
Figure 350592DEST_PATH_IMAGE003
轴的速度分量；
Figure 427132DEST_PATH_IMAGE004
,
Figure 10561DEST_PATH_IMAGE005
,
Figure 260276DEST_PATH_IMAGE006
分别为沿
Figure 432501DEST_PATH_IMAGE003
轴的过载；分别为滚转、俯仰、偏航角速度；欧拉角
Figure 812983DEST_PATH_IMAGE008
分别指滚转、俯仰、偏航角；
Figure 804073DEST_PATH_IMAGE009
为高度；为重力加速度，当
Figure 124513DEST_PATH_IMAGE011
在
Figure 603905DEST_PATH_IMAGE012
附近时，取
Figure 461002DEST_PATH_IMAGE013
Figure 155289DEST_PATH_IMAGE014
当
Figure 744533DEST_PATH_IMAGE011
在
Figure 789850DEST_PATH_IMAGE015
附近时，取
     
当
Figure 8844DEST_PATH_IMAGE018
 时，取
 
Figure 412461DEST_PATH_IMAGE020
当
Figure 815760DEST_PATH_IMAGE021
 时，取
Figure 74703DEST_PATH_IMAGE022
；
2) 由
Figure 752995DEST_PATH_IMAGE024
、
Figure 276380DEST_PATH_IMAGE025
导出和
Figure 619954DEST_PATH_IMAGE027
。
CN201210028520.4A 2012-02-09 2012-02-09 建立飞行器运动模型的切换方法 Expired - Fee Related CN102589553B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201210028520.4A CN102589553B (zh) 2012-02-09 2012-02-09 建立飞行器运动模型的切换方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201210028520.4A CN102589553B (zh) 2012-02-09 2012-02-09 建立飞行器运动模型的切换方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102589553A true CN102589553A (zh) 2012-07-18
CN102589553B CN102589553B (zh) 2014-12-10

Family

ID=46478540

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201210028520.4A Expired - Fee Related CN102589553B (zh) 2012-02-09 2012-02-09 建立飞行器运动模型的切换方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN102589553B (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102880056A (zh) * 2012-09-29 2013-01-16 西北工业大学 基于等价模型的高超声速飞行器离散滑模控制方法
CN103149930A (zh) * 2013-03-24 2013-06-12 西安费斯达自动化工程有限公司 飞行器大迎角运动切换模型的故障诊断和容错控制方法
CN103149928A (zh) * 2013-03-24 2013-06-12 西安费斯达自动化工程有限公司 飞行器大迎角运动三元数模型的故障诊断和容错控制方法
CN103149927A (zh) * 2013-03-24 2013-06-12 西安费斯达自动化工程有限公司 飞行器大迎角运动四元数模型的故障诊断和容错控制方法
CN111256545A (zh) * 2019-12-10 2020-06-09 中国船舶重工集团有限公司第七一0研究所 一种水雷高速打击实时修正方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101393025A (zh) * 2008-11-06 2009-03-25 哈尔滨工程大学 Auv组合导航系统无迹切换方法
CN101763116A (zh) * 2008-12-24 2010-06-30 中国科学院自动化研究所 一种基于侧向导引的抗侧风着陆航迹跟踪控制方法

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101393025A (zh) * 2008-11-06 2009-03-25 哈尔滨工程大学 Auv组合导航系统无迹切换方法
CN101763116A (zh) * 2008-12-24 2010-06-30 中国科学院自动化研究所 一种基于侧向导引的抗侧风着陆航迹跟踪控制方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
杨维等: "《一种实时的机动目标多模型跟踪算法》", 《火炮发射与控制学报》 *

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102880056A (zh) * 2012-09-29 2013-01-16 西北工业大学 基于等价模型的高超声速飞行器离散滑模控制方法
CN102880056B (zh) * 2012-09-29 2014-11-12 西北工业大学 基于等价模型的高超声速飞行器离散滑模控制方法
CN103149930A (zh) * 2013-03-24 2013-06-12 西安费斯达自动化工程有限公司 飞行器大迎角运动切换模型的故障诊断和容错控制方法
CN103149928A (zh) * 2013-03-24 2013-06-12 西安费斯达自动化工程有限公司 飞行器大迎角运动三元数模型的故障诊断和容错控制方法
CN103149927A (zh) * 2013-03-24 2013-06-12 西安费斯达自动化工程有限公司 飞行器大迎角运动四元数模型的故障诊断和容错控制方法
CN103149930B (zh) * 2013-03-24 2015-04-08 西安费斯达自动化工程有限公司 飞行器大迎角运动切换模型的故障诊断和容错控制方法
CN103149928B (zh) * 2013-03-24 2015-04-08 西安费斯达自动化工程有限公司 飞行器大迎角运动三元数模型的故障诊断和容错控制方法
CN103149927B (zh) * 2013-03-24 2015-04-08 西安费斯达自动化工程有限公司 飞行器大迎角运动四元数模型的故障诊断和容错控制方法
CN111256545A (zh) * 2019-12-10 2020-06-09 中国船舶重工集团有限公司第七一0研究所 一种水雷高速打击实时修正方法
CN111256545B (zh) * 2019-12-10 2022-07-01 中国船舶重工集团有限公司第七一0研究所 一种水雷高速打击实时修正方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN102589553B (zh) 2014-12-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102589553B (zh) 建立飞行器运动模型的切换方法
CN112198885B (zh) 一种满足机动平台自主降落需求的无人机控制方法
CN102436437B (zh) 基于角速度的飞行器极限飞行时四元数傅里埃近似输出方法
CN102323990B (zh) 一种刚体空间运动气动模型的建模方法
CN102445202B (zh) 一种刚体空间运动状态的拉盖尔输出方法
CN102495829B (zh) 基于角速度的飞行器极限飞行时四元数沃尔什近似输出方法
CN102495831B (zh) 基于角速度的飞行器极限飞行时四元数埃米特近似输出方法
CN102359789B (zh) 一种刚体空间运动状态的任意阶输出方法
CN102384747A (zh) 一种刚体空间运动状态的Hartley输出方法
CN102508819A (zh) 基于角速度的飞行器极限飞行时四元数勒让德近似输出方法
CN102495830B (zh) 基于角速度的飞行器极限飞行时四元数Hartley近似输出方法
CN102346729B (zh) 一种刚体空间运动状态的勒让德输出方法
CN102375803B (zh) 一种刚体空间运动的气流轴系模型的建立方法
CN102323992B (zh) 一种刚体空间运动状态多项式类输出模型的建模方法
CN102506866B (zh) 基于角速度的飞行器极限飞行时四元数切比雪夫近似输出方法
CN102384746B (zh) 一种刚体空间运动状态的切比雪夫输出的建模方法
CN102346727B (zh) 一种刚体空间运动的机体轴系的建模方法
CN102506864B (zh) 飞行器极限飞行时四元数任意步长正交级数近似输出方法
CN102508818B (zh) 一种刚体空间运动状态的任意步长正交级数输出模型建模方法
CN102506865B (zh) 基于角速度的飞行器极限飞行时四元数多项式类近似输出方法
CN102445203B (zh) 一种刚体空间运动状态的埃米特输出方法
CN102508821B (zh) 一种刚体空间运动的状态输出模型建模方法
CN102359790B (zh) 一种刚体空间运动状态的傅里埃输出方法
CN102323991B (zh) 一种刚体空间运动状态沃尔什输出模型的建模方法
CN102494688B (zh) 基于角速度的飞行器极限飞行时四元数拉盖尔近似输出方法

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20141210

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee