CN109460055A - 一种飞行器控制能力确定方法、装置及电子设备 - Google Patents
一种飞行器控制能力确定方法、装置及电子设备 Download PDFInfo
- Publication number
- CN109460055A CN109460055A CN201811280734.4A CN201811280734A CN109460055A CN 109460055 A CN109460055 A CN 109460055A CN 201811280734 A CN201811280734 A CN 201811280734A CN 109460055 A CN109460055 A CN 109460055A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- parameter
- state point
- control ability
- control
- trajectory state
- 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
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 33
- 238000011217 control strategy Methods 0.000 claims abstract description 55
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims abstract description 48
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims abstract description 48
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims abstract description 48
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 claims abstract description 34
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 claims description 70
- 230000006870 function Effects 0.000 claims description 16
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims description 13
- 238000013016 damping Methods 0.000 claims description 9
- 241000208340 Araliaceae Species 0.000 claims description 8
- 235000005035 Panax pseudoginseng ssp. pseudoginseng Nutrition 0.000 claims description 8
- 235000003140 Panax quinquefolius Nutrition 0.000 claims description 8
- 235000008434 ginseng Nutrition 0.000 claims description 8
- 230000008901 benefit Effects 0.000 abstract description 5
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 abstract description 5
- 230000001808 coupling effect Effects 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 description 3
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000002068 genetic effect Effects 0.000 description 1
- 238000004064 recycling Methods 0.000 description 1
- 230000002040 relaxant effect Effects 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
- G05D1/107—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for missiles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
本发明公开了一种飞行器控制能力确定方法、装置及电子设备，属于飞行器设计领域。本发明实施例提供的一种飞行器控制能力确定方法，通过总体参数、弹道数据和气动数据确定各飞行弹道状态点对应的副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数及横航向耦合动态航向稳定性参数，根据确定的参数，通过耦合控制策略确定各满足要求的飞行弹道状态点的控制能力，耦合控制策略充分利用了飞行器横向和航向之间的耦合效应，大大降低了对飞行器控制能力需求，充分挖掘了面对称飞行器控制潜力以放宽控制能力设计约束，从而减小了对控制舵面的结构尺寸的要求，降低了整机重量和舵机能耗。
Description
技术领域
本发明涉及一种飞行器控制能力确定方法及装置，属于飞行器设计领域。
背景技术
面对称飞行器主要以气动力为主实现轨迹与姿态控制，也就是通过操纵气动舵面，产生控制力矩改变姿态，从而改变轨迹。面对称飞行器具有大范围机动能力，成为世界各大国竞相发展的热点。为了进行机动完成预期的任务，需要准确评价并设计飞行器的控制能力，即各轴向所需要提供的最大操纵能力。
目前，而目前国内外进行面对称飞行器控制能力设计主要采用的传统飞行器设计方法，即副翼控制滚转角、方向舵控制航向增稳及消除侧滑，具体先根据使用需求设计出飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，其中所述总体参数包括重量、质心、惯量、惯性积等参数，然后根据设计出的总体参数、弹道数据和气动数据，计算飞行器按弹道飞行所需的配平舵面偏转需求，根据配平舵面偏转需求确定控制能力。
随着航天技术的发展，可重复使用的面对称飞行器需要能够在发射后从轨道返回并水平着陆到指定区域内，经简单维护后可再次发射回收。由于飞行器在轨速度较大，可重复使用的面对称飞行器再入过程经历高空、高马赫、大迎角飞行状态，若按照现有方法确定可重复使用的面对称飞行器控制能力，由于需要满足再入时高空、高马赫、大迎角飞行状态的需求，所设计飞行器的控制舵面的结构尺寸很大，从而增加整机重量和舵机能耗。
发明内容
针对现有技术中存在的问题，本发明提供了一种飞行器控制能力确定方法及装置，该方法充分挖掘了面对称飞行器控制潜力以放宽控制能力设计约束，从而减小了对控制舵面的结构尺寸的要求，降低了整机重量和舵机能耗。
为实现上述发明目的，本发明提供如下技术方案：
一种飞行器控制能力确定方法，包括：
根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，其中所述第一参数为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，所述第二参数为横航向耦合动态航向稳定性参数；
根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略；
若否，则根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求；
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力。
在一可选实施例中，所述的飞行器控制能力确定方法，还包括：
若否，则根据所述传统控制策略确定控制能力需求。
在一可选实施例中，所述根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，包括：
根据下式确定第一参数和第二参数：
其中，ACATD为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数、DSOD为横-航向耦合动态航向稳定性参数、为航向静稳定性导数、为滚转静稳定性导数、为航向副翼操纵导数、为滚转副翼操纵导数，α*为各飞行弹道状态点对应的攻角，Iz为Z轴惯量、Ix为X轴惯量。
在一可选实施例中，所述的根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略，包括：
若所述第一参数>0，则所述飞行弹道状态点采用传统控制策略；
若所述第一参数≤0且所述第二参数>0，则所述飞行弹道状态点不采用传统控制策略。
在一可选实施例中，所述的根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求，包括：
根据耦合控制策略，分别确定飞行弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数；
对所述弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数求和，确定弹道状态点对应的控制能力需求。
在一可选实施例中，根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的配平需求参数：
其中：Mai *为第i个弹道点的马赫数，αi *为第i个弹道状态点的迎角、βi *为第i个弹道状态点的侧滑角、δai *为第i个弹道状态点的副翼配平值、δei *为第i个弹道状态点的升降舵配平值、δri *为第i个弹道状态点的方向舵配平值，Cl,i为第i个弹道状态点的滚转力矩系数函数，Cm,i为第i个弹道状态点的俯仰力矩系数函数，Cn,i为第i个弹道状态点的偏航力矩系数函数。
在一可选实施例中，根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的增稳需求参数：
其中，为第i个弹道状态点的副翼增稳舵偏需求值、为第i个弹道状态点的方向舵增稳舵偏需求值、Δβi为第i个弹道状态点的预期飞行中侧滑角、Δωd,i为第i个弹道状态点的预期荷兰滚频率值增加量、为第i个弹道点的偏航方向舵操纵大导数。
在一可选实施例中，根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的机动控制需求参数：
其中，为第i个弹道状态点的副翼机动控制舵偏需求值、为第i个弹道状态点的方向舵机动控制舵偏需求值为第i个弹道状态点的滚转交叉阻尼大导数、为第i个弹道状态点的滚转阻尼大导数、pi为第i个弹道状态点的滚转角速度、ri为第i个弹道状态点的偏航角速度、为第i个弹道状态点的滚转方向舵操纵大导数、为第i个弹道状态点的滚转稳定性大导数、为第i个弹道状态点的航向静稳定性大导数、、Nβ,i为第i个弹道状态点的航向稳定性力矩导数。
在一可选实施例中，所述的根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力，包括：
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求的最大值，确定飞行器控制能力需求；
判断预设飞行器控制能力是否满足确定的飞行器控制能力需求；
若是，则将预设飞行器控制能力作为飞行器控制能力。
在一可选实施例中，所述的判断预设飞行器控制能力是否满足确定的飞行器控制能力需求，包括：
根据下式确定预设飞行器控制能力与确定的控制能力需求之间的匹配参数；
其中，Ir为航向控制能力匹配参数、Ia为滚装控制能力匹配参数、为航向控制能力需求余量、为滚转控制能力需求余量、(δr)acture为航向预设控制能力、(δr)require,max为各弹道状态点对应的航向控制能力需求的最大值、(δa)acture为滚转预设控制能力、(δa)require,max为各弹道状态点对应的滚转控制能力需求的最大值；
当0<Ir<1且0<Ia<1时，则所述预设飞行器控制能力满足确定的飞行器控制能力需求；
当Ir＝1和/或Ia＝1时，则所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求。
在一可选实施例中，若所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求，则根据下式确定飞行器控制能力评价参数：
Jcontrol＝ωrIr 2+ωaIa 2
其中，Jcontrol为飞行器控制能力评价参数、ωr为航向控制能力评价的权重、ωa为滚转控制能力评价的权重；
根据确定的评价参数调整所述预设飞行器控制能力，得到飞行器控制能力。
一种飞行器控制能力确定装置，包括：
计算模块，用于根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，其中所述第一参数为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，所述第二参数为横航向耦合动态航向稳定性参数；
判断模块，用于根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略；
第一确定模块，用于若否，则根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求；
第二确定模块，用于根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，还用于：
若否，则根据所述传统控制策略确定控制能力需求。
在一可选实施例中，所述计算模块，用于：
根据下式确定第一参数和第二参数：
其中，ACATD为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数、DSOD为横-航向耦合动态航向稳定性参数、为航向静稳定性导数、为滚转静稳定性导数、为航向副翼操纵导数、为滚转副翼操纵导数，α*为各飞行弹道状态点对应的攻角，Iz为Z轴惯量、Ix为X轴惯量。
在一可选实施例中，所述判断模块，用于：
若所述第一参数>0，则所述飞行弹道状态点采用传统控制策略；
若所述第一参数≤0且所述第二参数>0，则所述飞行弹道状态点不采用传统控制策略。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，用于：
根据耦合控制策略，分别确定飞行弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数；
对所述弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数求和，确定弹道状态点对应的控制能力需求。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，用于根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的配平需求参数：
其中：Mai *为第i个弹道点的马赫数，αi *为第i个弹道状态点的迎角、βi *为第i个弹道状态点的侧滑角、δai *为第i个弹道状态点的副翼配平值、δei *为第i个弹道状态点的升降舵配平值、δri *为第i个弹道状态点的方向舵配平值，Cl,i为第i个弹道状态点的滚转力矩系数函数，Cm,i为第i个弹道状态点的俯仰力矩系数函数，Cn,i为第i个弹道状态点的偏航力矩系数函数。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，用于根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的增稳需求参数：
其中，为第i个弹道状态点的副翼增稳舵偏需求值、为第i个弹道状态点的方向舵增稳舵偏需求值、Δβi为第i个弹道状态点的预期飞行中侧滑角、Δωd,i为第i个弹道状态点的预期荷兰滚频率值增加量、为第i个弹道点的偏航方向舵操纵大导数。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，用于根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的机动控制需求参数：
其中，为第i个弹道状态点的副翼机动控制舵偏需求值、为第i个弹道状态点的方向舵机动控制舵偏需求值为第i个弹道状态点的滚转交叉阻尼大导数、为第i个弹道状态点的滚转阻尼大导数、pi为第i个弹道状态点的滚转角速度、ri为第i个弹道状态点的偏航角速度、为第i个弹道状态点的滚转方向舵操纵大导数、为第i个弹道状态点的滚转稳定性大导数、为第i个弹道状态点的航向静稳定性大导数、、Nβ,i为第i个弹道状态点的航向稳定性力矩导数。
在一可选实施例中，所述第二确定模块，用于：
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求的最大值，确定飞行器控制能力需求；
判断预设飞行器控制能力是否满足确定的飞行器控制能力需求；
若是，则将预设飞行器控制能力作为飞行器控制能力。
在一可选实施例中，所述第二确定模块，用于：
根据下式确定预设飞行器控制能力与确定的控制能力需求之间的匹配参数；
其中，Ir为航向控制能力匹配参数、Ia为滚装控制能力匹配参数、为航向控制能力需求余量、为滚转控制能力需求余量、(δr)acture为航向预设控制能力、(δr)require,max为各弹道状态点对应的航向控制能力需求的最大值、(δa)acture为滚转预设控制能力、(δa)require,max为各弹道状态点对应的滚转控制能力需求的最大值；
当0<Ir<1且0<Ia<1时，则所述预设飞行器控制能力满足确定的飞行器控制能力需求；
当Ir＝1和/或Ia＝1时，则所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求。
在一可选实施例中，所述第二确定模块，还用于：
若所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求，则根据下式确定飞行器控制能力评价参数：
Jcontrol＝ωrIr 2+ωaIa 2
其中，Jcontrol为飞行器控制能力评价参数、ωr为航向控制能力评价的权重、ωa为滚转控制能力评价的权重；
根据确定的评价参数调整所述预设飞行器控制能力，得到飞行器控制能力。
一种电子设备，包括存储器及处理器：
所述存储器用于存储一条或多条计算机指令；
所述处理器用于执行所述一条或多条计算机指令，以用于：
根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，其中所述第一参数为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，所述第二参数为横航向耦合动态航向稳定性参数；
根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略；
若否，则根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求；
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
(1)本发明实施例提供的一种飞行器控制能力确定方法，通过总体参数、弹道数据和气动数据确定各飞行弹道状态点对应的副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数及横航向耦合动态航向稳定性参数，根据确定的参数，通过耦合控制策略确定各满足要求的飞行弹道状态点的控制能力，耦合控制策略充分利用了飞行器横向和航向之间的耦合效应，大大降低了对飞行器控制能力需求，充分挖掘了面对称飞行器控制潜力以放宽控制能力设计约束，从而减小了对控制舵面的结构尺寸的要求，降低了整机重量和舵机能耗；
(2)本发明实施例提供的ACATD能够准确评价副翼操纵时是否会对航向稳定性造成不利影响，DSOD能够准确评价在飞行器运动过程中，横航向耦合后航向是否动态稳定，二者综合后可准确判断是否可以利用方向舵耦合来控制飞行器。
附图说明
图1为本发明实施例提供的一种飞行器控制能力确定方法流程图；
图2为本发明实施例提供的一种飞行器控制能力确定装置结构示意图。
具体实施方式
以下将结合附图和具体实施例对本发明的具体实施方式做进一步详细说明。
参见图1，本发明实施例提供了一种飞行器控制能力确定方法，包括：
步骤101：根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，其中所述第一参数为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，所述第二参数为横航向耦合动态航向稳定性参数；
具体地，所述的副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，记为ACATD(aileroncontrol affection to direction)，可以根据航向的稳定性和操纵导数以及滚装方向的稳定性和操纵导数确定；所述的横-航向耦合动态航向稳定性参数DSOD(dynamicstability of direction)，可以根据航向动稳定性参数确定；
步骤102：根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略；
具体地，所述传统控制策略为根据传统飞行器设计方法确定的控制策略，即副翼控制滚转角以及方向舵控制航向增稳及消除侧滑；
若是，则进行步骤103’，若否则进行步骤103。
步骤103：根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求，所述耦合控制策略包含方向舵控制滚转角和/或副翼控制航向增稳；
步骤103’：根据所述传统控制策略确定控制能力需求；
步骤104：根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力。
本发明实施例提供的一种飞行器控制能力确定方法，通过总体参数、弹道数据和气动数据确定各飞行弹道状态点对应的副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数及横航向耦合动态航向稳定性参数，根据确定的参数，通过耦合控制策略确定各满足要求的飞行弹道状态点的控制能力，耦合控制策略充分利用了飞行器横向和航向之间的耦合效应，大大降低了对飞行器控制能力需求，充分挖掘了面对称飞行器控制潜力以放宽控制能力设计约束，从而减小了对控制舵面的结构尺寸的要求，降低了整机重量和舵机能耗。
在一可选实施例中，ACATD具体计算公式如下式(1)所示，
DSOD，具体计算公式如下式(2)所示：
其中，为航向静稳定性导数、为滚转静稳定性导数、为航向副翼操纵导数、为滚转副翼操纵导数，α*为各飞行弹道状态点对应的攻角，Iz为Z轴惯量、Ix为X轴惯量，上述参数均由总体参数、弹道数据和气动数据所得或计算所得；
本发明实施例提供的ACATD能够准确评价副翼操纵时是否会对航向稳定性造成不利影响，DSOD能够准确评价在飞行器运动过程中，横航向耦合后航向是否动态稳定，二者综合后可准确判断是否可以利用方向舵耦合来控制飞行器。
在一可选实施例中，步骤102所述的根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略，包括：
若所述第一参数(ACATD)>0，则所述飞行弹道状态点采用传统控制策略；
若所述第一参数(ACATD)≤0且所述第二参数(DSOD)>0，则所述飞行弹道状态点不采用传统控制策略。
在一可选实施例中，步骤103所述的根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求，包括：
根据耦合控制策略，分别确定飞行弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数；
对所述弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数求和，确定弹道状态点对应的控制能力需求。
其中，根据式(3)确定飞行弹道状态点对应的配平需求参数：
其中：Mai *为第i个弹道点的马赫数，αi *为第i个弹道状态点的迎角、βi *为第i个弹道状态点的侧滑角、δai *为第i个弹道状态点的副翼配平值、δei *为第i个弹道状态点的升降舵配平值、δri *为第i个弹道状态点的方向舵配平值，Cl,i为第i个弹道状态点的滚转力矩系数函数，Cm,i为第i个弹道状态点的俯仰力矩系数函数，Cn,i为第i个弹道状态点的偏航力矩系数函数；
其中，Mai *、αi *及βi *根据弹道数据获得，δai *、δei *及δri *可由公式(3)确定；
根据式(4)和(5)确定飞行弹道状态点对应的增稳需求参数：
其中，为第i个弹道状态点的副翼增稳舵偏需求值；为第i个弹道状态点的方向舵增稳舵偏需求值；Δβi为第i个弹道状态点的预期飞行中侧滑角，为预设值；Δωd,i为第i个弹道状态点的预期荷兰滚频率值增加量，为预设值；为第i个弹道点的偏航方向舵操纵大导数，Jx为X轴转动惯量；Jz为Z轴转动惯量；Jxz为X轴和Z轴的惯性积；为第i个弹道点的偏航方向舵操纵力矩导数，为第i个弹道状态点的动压；S为参考面积；l为参考长度；为第i个弹道状态点偏航方向舵操纵导数；为第i个弹道点的滚转副翼操纵力矩导数，为第i个弹道状态点滚转方向舵操纵导数。
根据式(6)和(7)确定飞行弹道状态点对应的机动控制需求参数：
其中，为第i个弹道状态点的副翼机动控制舵偏需求值；为第i个弹道状态点的方向舵机动控制舵偏需求值；为第i个弹道状态点的滚转交叉阻尼大导数，Vi *为第i个弹道状态点的空速；Clr,i为第i个弹道状态点的滚转交叉阻尼导数；为第i个弹道状态点的滚转阻尼大导数，Clp,i为第i个弹道状态点的滚转阻尼导数；pi为第i个弹道状态点的滚转角速度，为预设值；ri为第i个弹道状态点的偏航角速度，为预设值；为第i个弹道状态点的滚转方向舵操纵大导数，为第i个弹道状态点的滚转稳定性大导数为第i个弹道状态点的航向静稳定性大导数，Lβ,i为第i个弹道状态点的滚转稳定性力矩导数，Clβ,i为第i个弹道状态点的滚转静稳定性导数；Nβ,i为第i个弹道状态点的航向稳定性力矩导数，Cnβ,i为第i个弹道状态点的航向静稳定性导数。
在一可选实施例中，步骤104所述的根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力，包括：
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求的最大值，确定飞行器控制能力需求；
判断预设飞行器控制能力是否满足确定的飞行器控制能力需求；
若是，则将预设飞行器控制能力作为飞行器控制能力。
在一可选实施例中，所述的判断预设飞行器控制能力是否满足确定的飞行器控制能力需求，包括：
根据式(8)和(9)确定预设飞行器控制能力与确定的控制能力需求之间的匹配参数；
其中，Ir为航向控制能力匹配参数；Ia为滚装控制能力匹配参数；Ir和Ia共同组成控制能力匹配参数；为航向控制能力需求余量；为滚转控制能力需求余量；(δr)acture为航向预设控制能力；(δr)require,max为各弹道状态点对应的航向控制能力需求的最大值，(δa)acture为滚转预设控制能力；(δa)require,max为各弹道状态点对应的滚转控制能力需求的最大值，当判0<Ir<1且0<Ia<1时，则所述预设飞行器控制能力满足确定的飞行器控制能力需求；
当Ir＝1和/或Ia＝1时，则所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求；
在一可选实施例中，若所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求，则根据下式(10)确定飞行器控制能力评价参数：
Jcontrol＝ωrIr 2+ωaIa 2 (10)
其中，Jcontrol为飞行器控制能力评价参数；ωr为航向控制能力评价的权重；ωa为滚转控制能力评价的权重。
根据确定的评价参数调整所述预设飞行器控制能力，得到飞行器控制能力。
具体地，利用遗传算法，优化预设飞行器控制能力(副翼和方向舵的控制能力)。
在一可选实施例中，步骤103’所述的根据所述传统控制策略确定控制能力需求，包括：
根据传统控制策略，分别确定飞行弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数；
对所述弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数求和，确定弹道状态点对应的控制能力需求。
其中，根据式(3)确定飞行弹道状态点对应的配平需求参数。
根据式(4)和(5)确定飞行弹道状态点对应的增稳需求参数.
根据式(11)和(12)确定飞行弹道状态点对应的机动控制需求参数：
其中，为第i个弹道状态点的滚转副翼操纵大导数，为第i个弹道状态点的滚转副翼操纵力矩导数，为第i个弹道状态点的滚转副翼操纵导数；为第i个弹道状态点的航向副翼操纵力矩导数，为第i个弹道状态点的航向副翼操纵导数；为第i个弹道状态点的航向副翼操纵大导数，Kari,i为第i个弹道状态点的副翼-方向舵铰链值，
在一可选实施例中，根据式(13)，确定
参见图2，本发明实施例还提供了一种飞行器控制能力确定装置，包括：
计算模块10，用于根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，其中所述第一参数为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，所述第二参数为横航向耦合动态航向稳定性参数；
判断模块20，用于根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略；
第一确定模块30，用于若否，则根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求；
第二确定模块40，用于根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，还用于：
若否，则根据所述传统控制策略确定控制能力需求。
在一可选实施例中，所述计算模块，用于：
根据下式确定第一参数和第二参数：
其中，ACATD为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数、DSOD为横-航向耦合动态航向稳定性参数、为航向静稳定性导数、为滚转静稳定性导数、为航向副翼操纵导数、为滚转副翼操纵导数，α*为各飞行弹道状态点对应的攻角，Iz为Z轴惯量、Ix为X轴惯量。
在一可选实施例中，所述判断模块，用于：
若所述第一参数>0，则所述飞行弹道状态点采用传统控制策略；
若所述第一参数≤0且所述第二参数>0，则所述飞行弹道状态点不采用传统控制策略。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，用于：
根据耦合控制策略，分别确定飞行弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数；
对所述弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数求和，确定弹道状态点对应的控制能力需求。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，用于根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的配平需求参数：
其中：Mai *为第i个弹道点的马赫数，αi *为第i个弹道状态点的迎角、βi *为第i个弹道状态点的侧滑角、δai *为第i个弹道状态点的副翼配平值、δei *为第i个弹道状态点的升降舵配平值、δri *为第i个弹道状态点的方向舵配平值，Cl,i为第i个弹道状态点的滚转力矩系数函数，Cm,i为第i个弹道状态点的俯仰力矩系数函数，Cn,i为第i个弹道状态点的偏航力矩系数函数。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，用于根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的增稳需求参数：
其中，为第i个弹道状态点的副翼增稳舵偏需求值、为第i个弹道状态点的方向舵增稳舵偏需求值、Δβi为第i个弹道状态点的预期飞行中侧滑角、Δωd,i为第i个弹道状态点的预期荷兰滚频率值增加量、为第i个弹道点的偏航方向舵操纵大导数。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，用于根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的机动控制需求参数：
其中，为第i个弹道状态点的副翼机动控制舵偏需求值、为第i个弹道状态点的方向舵机动控制舵偏需求值为第i个弹道状态点的滚转交叉阻尼大导数、为第i个弹道状态点的滚转阻尼大导数、pi为第i个弹道状态点的滚转角速度、ri为第i个弹道状态点的偏航角速度、为第i个弹道状态点的滚转方向舵操纵大导数、为第i个弹道状态点的滚转稳定性大导数、为第i个弹道状态点的航向静稳定性大导数、、Nβ,i为第i个弹道状态点的航向稳定性力矩导数。
在一可选实施例中，所述第二确定模块，用于：
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求的最大值，确定飞行器控制能力需求；
判断预设飞行器控制能力是否满足确定的飞行器控制能力需求；
若是，则将预设飞行器控制能力作为飞行器控制能力。
在一可选实施例中，所述第二确定模块，用于：
根据下式确定预设飞行器控制能力与确定的控制能力需求之间的匹配参数；
其中，Ir为航向控制能力匹配参数、Ia为滚装控制能力匹配参数、为航向控制能力需求余量、为滚转控制能力需求余量、(δr)acture为航向预设控制能力、(δr)require,max为各弹道状态点对应的航向控制能力需求的最大值、(δa)acture为滚转预设控制能力、(δa)require,max为各弹道状态点对应的滚转控制能力需求的最大值；
当0<Ir<1且0<Ia<1时，则所述预设飞行器控制能力满足确定的飞行器控制能力需求；
当Ir＝1和/或Ia＝1时，则所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求。
在一可选实施例中，所述第二确定模块，还用于：
若所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求，则根据下式确定飞行器控制能力评价参数：
Jcontrol＝ωrIr 2+ωaIa 2
其中，Jcontrol为飞行器控制能力评价参数、ωr为航向控制能力评价的权重、ωa为滚转控制能力评价的权重；
根据确定的评价参数调整所述预设飞行器控制能力，得到飞行器控制能力。
本发明实施例还提供了一种电子设备，包括存储器及处理器：
所述存储器用于存储一条或多条计算机指令；
所述处理器用于执行所述一条或多条计算机指令，以用于：
根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，其中所述第一参数为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，所述第二参数为横航向耦合动态航向稳定性参数；
根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略；
若否，则根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求；
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力。
本发明装置实施例与方法实施例一一对应，具体描述及效果参见方法实施例，在此不再赘述。
以上所述，仅为本发明一个具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。
Claims (23)
1.一种飞行器控制能力确定方法，其特征在于，包括：
根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，其中所述第一参数为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，所述第二参数为横航向耦合动态航向稳定性参数；
根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略；
若否，则根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求；
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力。
2.根据权利要求1所述的飞行器控制能力确定方法，其特征在于，还包括：
若否，则根据所述传统控制策略确定控制能力需求。
3.根据权利要求1或2所述的飞行器控制能力确定方法，其特征在于，所述根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，包括：
根据下式确定第一参数和第二参数：
其中，ACATD为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数、DSOD为横-航向耦合动态航向稳定性参数、为航向静稳定性导数、为滚转静稳定性导数、为航向副翼操纵导数、为滚转副翼操纵导数，α*为各飞行弹道状态点对应的攻角，Iz为Z轴惯量、Ix为X轴惯量。
4.根据权利要求3所述的飞行器控制能力确定方法，其特征在于，所述的根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略，包括：
若所述第一参数>0，则所述飞行弹道状态点采用传统控制策略；
若所述第一参数≤0且所述第二参数>0，则所述飞行弹道状态点不采用传统控制策略。
5.根据权利要求1所述的飞行器控制能力确定方法，其特征在于，所述的根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求，包括：
根据耦合控制策略，分别确定飞行弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数；
对所述弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数求和，确定弹道状态点对应的控制能力需求。
6.根据权利要求5所述的飞行器控制能力确定方法，其特征在于，根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的配平需求参数：
其中：Mai *为第i个弹道点的马赫数，αi *为第i个弹道状态点的迎角、βi *为第i个弹道状态点的侧滑角、δai *为第i个弹道状态点的副翼配平值、δei *为第i个弹道状态点的升降舵配平值、δri *为第i个弹道状态点的方向舵配平值，Cl,i为第i个弹道状态点的滚转力矩系数函数，Cm,i为第i个弹道状态点的俯仰力矩系数函数，Cn,i为第i个弹道状态点的偏航力矩系数函数。
7.根据权利要求5所述的飞行器控制能力确定方法，其特征在于，根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的增稳需求参数：
其中，为第i个弹道状态点的副翼增稳舵偏需求值、为第i个弹道状态点的方向舵增稳舵偏需求值、Δβi为第i个弹道状态点的预期飞行中侧滑角、Δωd,i为第i个弹道状态点的预期荷兰滚频率值增加量、为第i个弹道点的偏航方向舵操纵大导数。
8.根据权利要求5所述的飞行器控制能力确定方法，其特征在于，根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的机动控制需求参数：
其中，为第i个弹道状态点的副翼机动控制舵偏需求值、为第i个弹道状态点的方向舵机动控制舵偏需求值为第i个弹道状态点的滚转交叉阻尼大导数、为第i个弹道状态点的滚转阻尼大导数、pi为第i个弹道状态点的滚转角速度、ri为第i个弹道状态点的偏航角速度、为第i个弹道状态点的滚转方向舵操纵大导数、为第i个弹道状态点的滚转稳定性大导数、为第i个弹道状态点的航向静稳定性大导数、、Nβ,i为第i个弹道状态点的航向稳定性力矩导数。
9.根据权利要求1或2所述的飞行器控制能力确定方法，其特征在于，所述的根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力，包括：
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求的最大值，确定飞行器控制能力需求；
判断预设飞行器控制能力是否满足确定的飞行器控制能力需求；
若是，则将预设飞行器控制能力作为飞行器控制能力。
10.根据权利要求9所述的飞行器控制能力确定方法，其特征在于，所述的判断预设飞行器控制能力是否满足确定的飞行器控制能力需求，包括：
根据下式确定预设飞行器控制能力与确定的控制能力需求之间的匹配参数；
其中，Ir为航向控制能力匹配参数、Ia为滚装控制能力匹配参数、为航向控制能力需求余量、为滚转控制能力需求余量、(δr)acture为航向预设控制能力、(δr)require,max为各弹道状态点对应的航向控制能力需求的最大值、(δa)acture为滚转预设控制能力、(δa)require,max为各弹道状态点对应的滚转控制能力需求的最大值；
当0<Ir<1且0<Ia<1时，则所述预设飞行器控制能力满足确定的飞行器控制能力需求；
当Ir＝1和/或Ia＝1时，则所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求。
11.根据权利要求10所述的飞行器控制能力确定方法，其特征在于，还包括：若所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求，则根据下式确定飞行器控制能力评价参数：
Jcontrol＝ωrIr 2+ωaIa 2
其中，Jcontrol为飞行器控制能力评价参数、ωr为航向控制能力评价的权重、ωa为滚转控制能力评价的权重；
根据确定的评价参数调整所述预设飞行器控制能力，得到飞行器控制能力。
12.一种飞行器控制能力确定装置，其特征在于，包括：
计算模块，用于根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，其中所述第一参数为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，所述第二参数为横航向耦合动态航向稳定性参数；
判断模块，用于根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略；
第一确定模块，用于若否，则根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求；
第二确定模块，用于根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力。
13.根据权利要求12所述的飞行器控制能力确定装置，其特征在于，所述第一确定模块，还用于：
若否，则根据所述传统控制策略确定控制能力需求。
14.根据权利要求12或13所述的飞行器控制能力确定装置，其特征在于，所述计算模块，用于：
根据下式确定第一参数和第二参数：
其中，ACATD为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数、DSOD为横-航向耦合动态航向稳定性参数、为航向静稳定性导数、为滚转静稳定性导数、为航向副翼操纵导数、为滚转副翼操纵导数，α*为各飞行弹道状态点对应的攻角，Iz为Z轴惯量、Ix为X轴惯量。
15.根据权利要求14所述的飞行器控制能力确定装置，其特征在于，所述判断模块，用于：
若所述第一参数>0，则所述飞行弹道状态点采用传统控制策略；
若所述第一参数≤0且所述第二参数>0，则所述飞行弹道状态点不采用传统控制策略。
16.根据权利要求12所述的飞行器控制能力确定装置，其特征在于，所述第一确定模块，用于：
根据耦合控制策略，分别确定飞行弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数；
对所述弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数求和，确定弹道状态点对应的控制能力需求。
17.根据权利要求16所述的飞行器控制能力确定装置，其特征在于，所述第一确定模块，用于根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的配平需求参数：
其中：Mai *为第i个弹道点的马赫数，αi *为第i个弹道状态点的迎角、βi *为第i个弹道状态点的侧滑角、δai *为第i个弹道状态点的副翼配平值、δei *为第i个弹道状态点的升降舵配平值、δri *为第i个弹道状态点的方向舵配平值，Cl,i为第i个弹道状态点的滚转力矩系数函数，Cm,i为第i个弹道状态点的俯仰力矩系数函数，Cn,i为第i个弹道状态点的偏航力矩系数函数。
18.根据权利要求16所述的飞行器控制能力确定装置，其特征在于，所述第一确定模块，用于根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的增稳需求参数：
其中，为第i个弹道状态点的副翼增稳舵偏需求值、为第i个弹道状态点的方向舵增稳舵偏需求值、Δβi为第i个弹道状态点的预期飞行中侧滑角、Δωd,i为第i个弹道状态点的预期荷兰滚频率值增加量、为第i个弹道点的偏航方向舵操纵大导数。
19.根据权利要求16所述的飞行器控制能力确定装置，其特征在于，所述第一确定模块，用于根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的机动控制需求参数：
其中，为第i个弹道状态点的副翼机动控制舵偏需求值、为第i个弹道状态点的方向舵机动控制舵偏需求值为第i个弹道状态点的滚转交叉阻尼大导数、为第i个弹道状态点的滚转阻尼大导数、pi为第i个弹道状态点的滚转角速度、ri为第i个弹道状态点的偏航角速度、为第i个弹道状态点的滚转方向舵操纵大导数、为第i个弹道状态点的滚转稳定性大导数、为第i个弹道状态点的航向静稳定性大导数、、Nβ,i为第i个弹道状态点的航向稳定性力矩导数。
20.根据权利要求12或13所述的飞行器控制能力确定装置，其特征在于，所述第二确定模块，用于：
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求的最大值，确定飞行器控制能力需求；
判断预设飞行器控制能力是否满足确定的飞行器控制能力需求；
若是，则将预设飞行器控制能力作为飞行器控制能力。
21.根据权利要求20所述的飞行器控制能力确定装置，其特征在于，所述第二确定模块，用于：
根据下式确定预设飞行器控制能力与确定的控制能力需求之间的匹配参数；
其中，Ir为航向控制能力匹配参数、Ia为滚装控制能力匹配参数、为航向控制能力需求余量、为滚转控制能力需求余量、(δr)acture为航向预设控制能力、(δr)require,max为各弹道状态点对应的航向控制能力需求的最大值、(δa)acture为滚转预设控制能力、(δa)require,max为各弹道状态点对应的滚转控制能力需求的最大值；
当0<Ir<1且0<Ia<1时，则所述预设飞行器控制能力满足确定的飞行器控制能力需求；
当Ir＝1和/或Ia＝1时，则所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求。
22.根据权利要求21所述的飞行器控制能力确定装置，其特征在于，所述第二确定模块，还用于：
若所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求，则根据下式确定飞行器控制能力评价参数：
Jcontrol＝ωrIr 2+ωaIa 2
其中，Jcontrol为飞行器控制能力评价参数、ωr为航向控制能力评价的权重、ωa为滚转控制能力评价的权重；
根据确定的评价参数调整所述预设飞行器控制能力，得到飞行器控制能力。
23.一种电子设备，其特征在于，包括存储器及处理器：
所述存储器用于存储一条或多条计算机指令；
所述处理器用于执行所述一条或多条计算机指令，以用于：
根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，其中所述第一参数为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，所述第二参数为横航向耦合动态航向稳定性参数；
根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略；
若否，则根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求；
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201811280734.4A CN109460055B (zh) | 2018-10-30 | 2018-10-30 | 一种飞行器控制能力确定方法、装置及电子设备 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201811280734.4A CN109460055B (zh) | 2018-10-30 | 2018-10-30 | 一种飞行器控制能力确定方法、装置及电子设备 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN109460055A true CN109460055A (zh) | 2019-03-12 |
| CN109460055B CN109460055B (zh) | 2021-09-03 |
Family
ID=65608935
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201811280734.4A Active CN109460055B (zh) | 2018-10-30 | 2018-10-30 | 一种飞行器控制能力确定方法、装置及电子设备 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN109460055B (zh) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110850888A (zh) * | 2019-11-11 | 2020-02-28 | 中国运载火箭技术研究院 | 无尾布局飞行器横向控制方法、飞行器及存储介质 |
| CN112651556A (zh) * | 2020-12-25 | 2021-04-13 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种带控制系统的飞机偏离特性预测方法 |
| CN113343369A (zh) * | 2021-08-06 | 2021-09-03 | 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 | 一种航天器气动融合轨道摄动分析方法 |
| CN115186376A (zh) * | 2022-06-21 | 2022-10-14 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 一种小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型及其参数辨识方法 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103955223A (zh) * | 2014-04-10 | 2014-07-30 | 北京控制工程研究所 | 一种深空探测软着陆过程的姿轨耦合控制方法 |
| CN104743100A (zh) * | 2015-03-03 | 2015-07-01 | 北京航天自动控制研究所 | ×型配置执行机构故障情况下飞行器控制作用重分配方法 |
| CN104808681A (zh) * | 2015-03-09 | 2015-07-29 | 北京航天自动控制研究所 | 一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法 |
| EP3057866A1 (en) * | 2013-10-15 | 2016-08-24 | Sikorsky Aircraft Corporation | Coaxial rotor yaw control |
| CN106184811A (zh) * | 2016-07-22 | 2016-12-07 | 北京临近空间飞行器系统工程研究所 | 一种放宽偏航静稳定度的飞行器气动特性和控制设计方法 |
| CN106874617A (zh) * | 2017-03-07 | 2017-06-20 | 南京航空航天大学 | 一种高效的直升机机动飞行品质等级评估方法 |
| CN107966992A (zh) * | 2018-01-11 | 2018-04-27 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种重复使用运载器控制重构方法和系统 |
-
2018
- 2018-10-30 CN CN201811280734.4A patent/CN109460055B/zh active Active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3057866A1 (en) * | 2013-10-15 | 2016-08-24 | Sikorsky Aircraft Corporation | Coaxial rotor yaw control |
| CN103955223A (zh) * | 2014-04-10 | 2014-07-30 | 北京控制工程研究所 | 一种深空探测软着陆过程的姿轨耦合控制方法 |
| CN104743100A (zh) * | 2015-03-03 | 2015-07-01 | 北京航天自动控制研究所 | ×型配置执行机构故障情况下飞行器控制作用重分配方法 |
| CN104808681A (zh) * | 2015-03-09 | 2015-07-29 | 北京航天自动控制研究所 | 一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法 |
| CN106184811A (zh) * | 2016-07-22 | 2016-12-07 | 北京临近空间飞行器系统工程研究所 | 一种放宽偏航静稳定度的飞行器气动特性和控制设计方法 |
| CN106874617A (zh) * | 2017-03-07 | 2017-06-20 | 南京航空航天大学 | 一种高效的直升机机动飞行品质等级评估方法 |
| CN107966992A (zh) * | 2018-01-11 | 2018-04-27 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种重复使用运载器控制重构方法和系统 |
Non-Patent Citations (4)
| Title |
|---|
| 何垒 等: "高超声速飞行器偏离稳定判据研究", 《弹箭与制导学报》 * |
| 史丽楠 等: "滑翔再入飞行器横侧向耦合姿态控制策略", 《北京航空航天大学学报》 * |
| 张勇: "飞机概念设计阶段的控制权限评估", 《飞机概念设计阶段的控制权限评估》 * |
| 闵昌万: "高超声速飞行器横侧向气动布局准则研究", 《宇航总体技术》 * |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110850888A (zh) * | 2019-11-11 | 2020-02-28 | 中国运载火箭技术研究院 | 无尾布局飞行器横向控制方法、飞行器及存储介质 |
| CN112651556A (zh) * | 2020-12-25 | 2021-04-13 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种带控制系统的飞机偏离特性预测方法 |
| CN113343369A (zh) * | 2021-08-06 | 2021-09-03 | 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 | 一种航天器气动融合轨道摄动分析方法 |
| CN113343369B (zh) * | 2021-08-06 | 2021-10-01 | 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 | 一种航天器气动融合轨道摄动分析方法 |
| CN115186376A (zh) * | 2022-06-21 | 2022-10-14 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 一种小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型及其参数辨识方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN109460055B (zh) | 2021-09-03 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109460055A (zh) | 一种飞行器控制能力确定方法、装置及电子设备 | |
| CN109614633B (zh) | 一种复合式旋翼飞行器非线性建模及线性化配平方法 | |
| CN111306998B (zh) | 一种参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法 | |
| CN105759613B (zh) | 倾转旋翼机的控制方法和控制装置 | |
| CN107065901A (zh) | 一种旋翼无人机姿态控制方法、装置及无人机 | |
| CN104881035B (zh) | 飞行器操纵耦合补偿方法、姿态运动控制方法及系统 | |
| CN111984020B (zh) | 基于sdre的倾转四旋翼无人机过渡飞行模式自适应最优滑模控制方法 | |
| CN109703768B (zh) | 一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法 | |
| Buckner et al. | F-16 high-alpha flight control characteristics and control system concept | |
| CN107491088B (zh) | 一种输入饱和的飞艇航迹控制方法 | |
| CN105260566B (zh) | 一种直升机操纵解耦设计方法 | |
| CN109703769B (zh) | 一种基于预瞄策略的空中加油对接控制方法 | |
| CN110276144A (zh) | 一种垂直起降运载器气动参数在线辨识方法 | |
| CN114721266B (zh) | 飞机舵面结构性缺失故障情况下的自适应重构控制方法 | |
| CN112000127A (zh) | 一种基于反步法的飞行器横侧向联合控制方法 | |
| CN111897219B (zh) | 基于在线逼近器的倾转四旋翼无人机过渡飞行模式最优鲁棒控制方法 | |
| CN110989397B (zh) | 一种航空器失事搜寻仿真方法及系统 | |
| CN110750837B (zh) | 一种飞机剩余操纵能力评估方法 | |
| Sun et al. | Accurate homing of parafoil delivery systems based glide-ratio control | |
| CN206619027U (zh) | 飞行器的控制装置及系统 | |
| CN112506046B (zh) | 一种针对翼尖铰接组合式飞行平台的增稳控制方法 | |
| Seo et al. | Flight dynamics of the screw kick in rugby | |
| CN110426955B (zh) | 一种基于利用耦合的高超声速舵面操纵效能预测方法 | |
| CN114237295A (zh) | 一种高敏捷性空空导弹大迎角非常规飞行控制技术 | |
| Sim | Flight characteristics of a manned, low-speed, controlled deep stallvehicle |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |