CN109976371A - 飞行器巡航段时姿态极限环的抑制方法、装置和设备 - Google Patents
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Abstract
本申请涉及一种飞行器巡航段时姿态极限环的抑制方法、装置和设备。所述方法包括：根据预先设计的控制模型，采用半实物仿真技术获取舵机的死区特性；预先设计的控制模型至少包括舵机控制模型；基于舵机位置误差对死区特性进行前馈补偿。本申请实施例提供的是针对舵机控制模型的前馈补偿方式，相较于现有的调整姿态控制算法的方式，无需改变姿态控制阻尼，因而能够避免牺牲快速性和鲁棒性；以及基于舵机跟踪误差信号，能有效地避免现有的舵指令前馈方法中基于舵指令速度信号存在的控制量抖震问题。
Description
技术领域
本申请涉及飞行器姿态极限环的控制领域，尤其涉及一种飞行器巡航段时姿态极限环的抑制方法、装置和设备。
背景技术
巡航飞行是飞行器的主要工作模态。在巡航段，随着燃油消耗姿态角缓慢变化，舵机作为飞行器姿态控制的执行机构，其指令速度变化也非常缓慢。舵机在低速运行时，其内部的摩擦间隙等非线性特性非常显著，响应存在很大的延迟，在外环姿态控制器和内环舵机控制器的作用下容易产生舵偏角和飞行姿态的震荡，即极限环。这种震荡会加剧舵机的损耗，不利于发动机的正常工作，甚至会激发起飞行器的高频模态，从而造成飞行任务的失败。当飞行器处于临界稳定状态时，舵效较高，姿态响应对舵偏角非常敏感，姿态极限环问题尤为严重。因此，找到一种工程上可行的简单高效的解决方法具有十分重要的实际意义。
现有技术中，工程上主要是通过调整姿态控制算法来抑制姿态极限环，即：通过增大姿态控制阻尼(提高角速度反馈增益或者设计超前滞后环节)、加入误差积分反馈(积分控制或者扰动观测器)或舵指令前馈方法来抑制极限环。这些方法都有各自的缺点：提高阻尼虽然能够一定程度上降低极限环的幅值和频率，但会牺牲姿态跟踪的响应速度、提高对噪声的敏感度以及降低系统的鲁棒性；加入姿态误差积分效应虽然能够降低姿态极限环幅值，与此同时却会增加极限环的频率；舵指令前馈方法中，需要使用舵指令的微分信号与理想继电器环节的串联来得到前馈信号，由于舵指令信号中存在噪声，这种形式的补偿会造成前馈信号的频繁抖震。
也就是说，现有技术中的抑制极限环的方式，存在着增大姿态控制阻尼会牺牲快速性和鲁棒性，或基于舵指令的前馈信号中控制量频繁抖震的问题。
发明内容
本申请提供一种飞行器巡航段时姿态极限环的抑制方法、装置和设备，以至少在一定程度上解决现有的抑制极限环的方式中存在的增大姿态控制阻尼会牺牲快速性和鲁棒性以及基于舵指令的前馈信号中控制量频繁抖震的问题。
第一方面，本申请的实施例提供一种飞行器巡航段时姿态极限环的抑制方法，包括：
根据预先设计的控制模型，采用半实物仿真技术获取舵机的死区特性；所述预先设计的控制模型至少包括舵机控制模型；
基于舵机位置误差对所述死区特性进行前馈补偿。
可选的，所述预先设计的控制模型，还包括：姿态控制模型；
所述根据预先设计的控制模型，采用半实物仿真技术获取舵机的死区特性，包括：
根据预先设计的舵机控制模型和预先设计的姿态控制模型，采用半实物仿真技术获取舵机的死区特性。
可选的，所述根据预先设计的舵机控制模型和预先设计的姿态控制模型，采用半实物仿真技术获取舵机的死区特性，包括：
根据预先设计的舵机控制模型和预先设计的姿态控制模型，采用半实物仿真技术，通过舵指令和实际舵偏信号获取舵机的双向死区特性。
可选的，所述根据预先设计的舵机控制模型和姿态控制模型，采用半实物仿真技术获取舵机的死区特性之前，还包括：
设计飞行器的舵机控制模型；
设计飞行器的姿态控制模型。
可选的，所述设计飞行器的舵机控制模型，包括：通过比例微分控制设计飞行器的舵机控制模型；
所述设计飞行器的姿态控制模型，包括：针对飞行器姿态角中的俯仰角，通过比例微分控制设计飞行器的姿态控制模型。
可选的，所述基于舵机位置误差对所述死区特性进行前馈补偿，包括：
设计基于舵机位置误差的前馈信号并将所述前馈信号并联到死区输出，从而对所述死区特性进行前馈补偿；其中，所述死区输出为所述死区特性的表现形式。
可选的，所述方法还包括：
采用半实物仿真技术对经过所述前馈补偿的飞行器模型进行验证，以确定所述前馈补偿的有效性。
第二方面，本申请实施例还提供一种飞行器巡航段时姿态极限环的抑制装置，包括：
获取模块，用于根据预先设计的控制模型，采用半实物仿真技术获取舵机的死区特性；
补偿模块，用于基于舵机位置误差对所述死区特性进行前馈补偿。
第三方面，本申请实施例还提供一种飞行器的控制设备，包括：
存储器和与所述存储器相连的处理器；
所述存储器，用于存储程序，所述程序至少用于执行上述的飞行器巡航段时姿态极限环的抑制方法；
所述处理器，用于调用并执行所述存储器存储的所述程序。
第四方面，本申请实施例还提供一种飞行器，包括：飞行器本体，和与所述飞行器本体相连接的上述的飞行器的控制设备。
本申请的实施例提供的技术方案可以包括以下有益效果：
本申请的实施例提供的技术方案中，根据预先设计的控制模型获取舵机的死区特性，再对舵机的死区特性进行前馈补偿，从而能够实现对飞行器姿态极限环的抑制；也就是说，本申请实施例提供的是针对舵机控制模型的前馈补偿方式，相较于现有的调整姿态控制算法的方式，无需改变姿态控制阻尼，因而能够避免牺牲快速性和鲁棒性；以及基于舵机跟踪误差信号，能有效地避免现有的舵指令前馈方法中基于舵指令速度信号存在的控制量抖震问题。
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本申请。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本申请的实施例，并与说明书一起用于解释本申请的原理。
图1为本申请实施例提供的一种飞行器巡航段时姿态极限环的抑制方法的流程图。
图2为本申请另一个实施例提供的一种飞行器巡航段时姿态极限环的抑制方法的流程图。
图3为本申请实施例提供的一种经过前馈补偿后整个闭环系统的示意图。
图4为本申请实施例二中不加前馈补偿时俯仰角斜坡响应的半实物仿真结果。
图5为本申请实施例二中不加前馈补偿时舵偏角跟踪误差的半实物仿真结果。
图6为本申请实施例二中加上前馈补偿前后跟踪阶跃信号时的半实物仿真结果。
图7为本申请实施例二中加上前馈补偿前后跟踪正弦信号时的半实物仿真结果。
图8为本申请实施例二中加上前馈补偿前后跟踪低速斜坡信号时的半实物仿真结果。
图9为本申请实施例二中加上前馈补偿后俯仰角斜坡响应的半实物仿真结果。
图10为本申请实施例二中加上前馈补偿后舵指令和舵偏角的半实物仿真结果。
图11为本申请实施例二中不考虑舵机动态特性时的舵指令数学仿真结果。
具体实施方式
这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本申请相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本申请的一些方面相一致的装置和方法的例子。
实施例一
请参阅图1，图1为本申请实施例提供的一种飞行器巡航段时姿态极限环的抑制方法的流程图。如图1所示，本实施例中的方法包括以下步骤：
S101：根据预先设计的控制模型，采用半实物仿真技术获取舵机的死区特性；所述预先设计的控制模型至少包括舵机控制模型；
S102：基于舵机位置误差对所述死区特性进行前馈补偿。
舵机是一种位置(角度)伺服的驱动器，适用于那些需要角度不断变化并可以保持的控制系统。在航天和航空方面，飞行器的姿态变换都是靠舵机相互配合完成的。
需要说明的是，本发明中所提到的舵机控制模型在相关领域一般称为舵机控制器。同理，姿态控制模型在相关领域一般称为姿态控制器。因此，下文将以控制器的方式进行说明。
预先设计的舵机控制模型(舵机控制器)，可以是采用比例微分控制(Proportional plus Derivative control，PD)设计的，PD控制是工程上常用的一种控制方法，其控制规律是：当被控变量发生偏差时，调节器的输出信号增量与偏差大小及偏差对时间的微分(偏差变换速度)成正比。当然，也可以采用其他控制方法，在此不作限制。
此外需要说明的是，由于死区特性是舵机本身的非线性特性，和具体采用什么舵控算法以及外环是否有姿态控制器等因素无关，因此，本实施例中预先设计的控制器(控制模型)并不一定都是要用户自己设计的，例如可以对之前其他人设计好的舵机控制器进行半实物仿真，从而直接获取舵机的死区特性。
为了保证舵机的性能，通常需要对舵机控制模型的性能进行测试。具体的，本实施例中采用半实物仿真技术对舵机的性能进行测试，以获取舵机的死区特性。半实物仿真技术是指将控制器(实物)与在计算机上实现的控制对象的仿真模型(数学仿真)联接在一起进行试验的技术。因为一半使用的是虚拟对象，一半使用的是实物对象，所以称为半实物仿真。在这种试验中，控制器的动态特性、静态特性和非线性因素等都能真实地反映出来，因此它是一种更接近实际的仿真试验技术。半实物仿真技术是现有的常用仿真技术，具体仿真过程在此将不再详述。
需要注意的是，上述的舵机的死区特性是对摩擦力和间隙等实际物理非线性的一种简化描述，它是舵机本身直接存在的，因此通过对舵机控制器的半实物仿真即可获取舵机的死区特性。例如，通过让舵机跟踪低速正弦指令就可以实现，这是本领域技术人员所熟知的技术，在此不再详述。
对于步骤S102，基于舵机位置误差对所述死区特性进行前馈补偿，可以为：设计基于舵机位置误差的前馈信号并将所述前馈信号并联到死区输出，从而对所述死区特性进行前馈补偿；其中，所述死区输出为所述死区特性的表现形式。舵机位置误差是舵机实际状态相对于其理想状态的变动量或偏离程度，是舵机控制器中的重要数据。具体的，补偿的详细过程请参阅后续的实施例二，本实施例不再详细说明。
本实施例提供的技术方案可以包括以下有益效果：
本实施例提供的技术方案中，根据预先设计的控制模型获取舵机的死区特性，再对舵机的死区特性进行前馈补偿，从而能够实现对飞行器姿态极限环的抑制；也就是说，本申请实施例提供的是针对舵机控制模型的前馈补偿方式，相较于现有的调整姿态控制算法的方式，无需改变姿态控制阻尼，因而能够避免牺牲快速性和鲁棒性；以及基于舵机跟踪误差信号，能有效地避免现有的舵指令前馈方法中基于舵指令速度信号存在的控制量抖震问题。
为了对实施例一中的技术方案做进一步优化，本申请还提供以下改进方案。
实施例二
请参阅图2，图2为本申请另一个实施例提供的一种飞行器巡航段时姿态极限环的抑制方法的流程图。如图2所示，本实施例中的方法包括以下步骤：
S201：设计飞行器的舵机控制模型；
具体的，本实施例中采用工程上常用的比例微分控制来设计飞行器的舵机控制器，设计的控制律形式为：
其中，δr表示舵指令，δ表示舵偏角，表示舵偏角速度，uPD代表PD控制产生的舵机控制量，代表比例控制增益，代表微分控制增益。
进一步的，通过调整和的值使舵机闭环带宽达到期望值，即可完成舵机控制器的设计。闭环(闭环结构)也叫反馈控制系统，是将系统输出量的测量值与所期望的给定值相比较，由此产生一个偏差信号，利用此偏差信号进行调节控制，使输出值尽量接近于期望值。
需要说明的是，采用比例微分控制来设计舵机控制器只是工程上常用的控制方法之一，因此，本领域技术人员也可以通过其他控制方法来设计舵机控制器，在此不作限制。
S202：设计飞行器的姿态控制模型；
首先要说明的是，飞行中飞行器机体轴相对于地面的角位置称为姿态角，通常用三个角度表示：①俯仰角，即飞行器机体纵轴与水平面的夹角。②偏航角，即飞行器机体纵轴在水平面上的投影与该面上参数线之间的夹角。③滚转角，即飞行器对称平面与通过飞行器机体纵轴的铅垂平面间的夹角。
本申请实施例提供的技术方案，主要针对的是飞行器(例如巡航导弹)巡航飞行阶段的姿态角控制，设计姿态控制器时，主要是针对俯仰角控制，具体的，由于积分控制的存在会增大极限环的频率，因此俯仰角控制同样只采用PD控制，设计的控制律形式为：
其中，θr为俯仰角指令，巡航段的俯仰角指令一般为低速的斜坡信号。θ为俯仰角，为俯仰角速度，和代表的是姿态控制的比例和微分增益。
进一步的，将舵机动态近似为一阶或者二阶环节，将舵机的响应延迟也考虑在内，采用稳定裕度测试子的方法来整定和参数，使飞控系统满足期望的动态响应特性和稳定裕度。具体的，稳定裕度测试子的方法是现有技术，其应用过程在此不再详述。当然，本领域技术人员也可以采用其他方法来整定和参数，只要能够使结果满足期望的动态响应特性和稳定裕度即可，在此不作限制。
需要说明的是，采用比例微分控制来设计姿态控制器只是工程上常用的控制方法之一，因此，本领域技术人员也可以通过其他控制方法来设计姿态控制器，在此不作限制。
S203：根据预先设计的舵机控制模型和预先设计的姿态控制模型，采用半实物仿真技术获取舵机的死区特性；
虽然，通过实施例一中的说明我们可以知道，仅通过对舵机控制器的半实物仿真就可以获取舵机的死区特性，但是，在本实施例中是通过对舵机控制器和姿态控制器二者进行半实物仿真，从而获取舵机的死区特性的。其目的在于：一是观察舵机不加前馈策略时的姿态极限环，以和后面加上前馈策略之后的结果做一个对比，二是通过令舵机产生极限环从而更加直观地观测到舵机双向死区的大小。
具体的，由于设计的俯仰角指令为模拟飞行器巡航时的低速斜坡指令，当没有任何补偿作用时，低速运行时舵机中显著的摩擦间隙等非线性因素会使得舵机和飞行器姿态产生极限环震荡。
进一步的，当舵机在不断地驻停和滑动震荡运动时，根据舵指令和实际舵偏信号能够直观地确定舵机的双向死区特性。本实施例中关注的死区形式为：
其中，e＝δr-δ，f(e)为死区环节的输出，a和b为死区边界值。
请参阅图3，图3为本申请实施例提供的一种经过前馈补偿后整个闭环系统的示意图，其中，C1模块代表飞行器的姿态PD控制器；N1模块代表舵机本身的死区特性，a和b的值可以通过观察舵机产生极限环时e的上下限得到；C2模块代表舵机的PD控制器；D1模块代表舵机除去死区特性之后的线性动态特性；D2模块代表飞行器本身的动力学特性；加号和减号分别表示信号汇聚到各信号节点的极性。
确定舵机的死区特性之后，可以将舵机中的死区特性移到舵机控制器的误差输入端，此时舵机的闭环动态可用附图3中虚线框中的等效结构表示。
S204：基于舵机位置误差对所述死区特性进行前馈补偿；
具体的，为了补偿上述死区特性，设计如下基于舵机位置误差的前馈信号：
ef＝sat(e,a,b)
其中，sat为饱和函数，其数学表示为：
将上述前馈误差信号并联到死区输出可以得到：
f(e)+sat(e)＝e
即实现了舵机死区的补偿，补偿之后的舵机闭环动态可视为线性。补偿后的舵控量为：
补偿之后的整个闭环系统如附图3所示。其中，N2模块代表设计的前馈补偿策略。
S205：采用半实物仿真技术对经过所述前馈补偿的飞行器模型进行验证，以确定所述前馈补偿的有效性。
具体的，临界稳定飞行器从舵偏角到俯仰角的传递函数为：
选择的舵机控制和姿态控制参数分别为俯仰角指令模拟巡航段的姿态角指令，设计为0.02°/s的斜坡信号。
请同时参阅图4和图5，图4为本申请实施例二中不加前馈补偿时俯仰角斜坡响应的半实物仿真结果，其中，虚线41代表俯仰角指令，实线42代表实际的俯仰角；图5为本申请实施例二中不加前馈补偿时舵偏角跟踪误差的半实物仿真结果，其中，虚线51代表双向死区边界，实线52代表舵偏角误差。如图4和图5所示，可以看出姿态和舵偏角都出现了比较严重的极限环，即实线42和实线52的不规则震荡。从图5中还可以观测得出舵机的死区参数为a＝0.24，b＝-0.22。
之后根据上述辨识出的死区参数进行前馈补偿，前馈补偿的过程参照上述实施例的具体过程。
完成前馈补偿后，首先分别让舵机跟踪阶跃信号、正弦信号和低速斜坡信号，即模拟定点、换向和低速斜坡跟踪任务。
请参阅图6至图8，图6至图8均为本申请实施例二中加上前馈补偿前后的半实物仿真结果，且图6至图8依次对应舵机跟踪阶跃信号、正弦信号和低速斜坡信号时的结果。其中，虚线61、71和81均代表舵指令，短虚线62、72和82均代表PD控制得到的舵偏角跟踪结果，实线63、73和83均代表PD控制加上前馈补偿后得到的舵偏角跟踪结果。从三幅图中可以看出加上前馈补偿之后无论在定点、换向和低速斜坡跟踪任务上都能取得更高的精度，即实线63、73和83代表的加上前馈补偿后得到的舵偏角跟踪结果(相对于短虚线62、72和82代表的不加前馈补偿的舵偏角跟踪结果来说)与虚线61、71和81代表的舵指令重合度更高。
之后我们还可以从另一个思路来进行验证，即舵机内部加上前馈补偿后对外环加上姿态控制进行半实物仿真。
请参阅图9和图10，图9为本申请实施例二中加上前馈补偿后俯仰角斜坡响应的半实物仿真结果，其中，虚线91代表俯仰角指令，实线92代表实际的俯仰角(相对于其他附图，在图9中虚线和实线的重合度较高，无法非常清晰的区分出虚线91和实线92)；图10为本申请实施例二中加上前馈补偿后舵指令和舵偏角的半实物仿真结果，其中，虚线101代表舵指令，实线102代表舵偏角测量量。
如图9所示，俯仰角能够很好地跟踪指令值且没有极限环发生，说明了该补偿方法的高效性。而实际上由于临界稳定状态下的舵效非常高，飞行器巡航时需要的配平舵偏角很小，接近于零。随着攻角逐渐变大，需要一个不断减小的负舵偏角实现配平。其中，攻角满足：俯仰角＝攻角+弹道倾角(即所述的负舵偏角)。而通过图4和图9的对比，即前馈补偿前后俯仰角斜坡响应半实物仿真结果的对比(对比两幅图中实线和虚线的重合度)，也可以很好地说明前馈补偿的有效性。
如图10所示，舵偏角虽然没有精确地跟踪其指令值，但是能够无震荡地跟踪指令变化趋势，从而缓慢减小。而通过图5和图10的对比，即前馈补偿前后舵偏角半实物仿真结果的对比(对比两幅图中实线和虚线的重合度)，可以很好地说明前馈补偿的有效性。
再之后，在不考虑舵机动态特性的情况下，还可以对舵指令进行数学仿真以验证上述半实物仿真结果的正确性。数学仿真(mathematical simulation)是以数学方程式相似为基础的仿真方法，它用数学式来表示被仿真的对象。数学仿真也是现有的常用仿真方法。
请参阅图11，图11为本申请实施例二中不考虑舵机动态特性时的舵指令数学仿真结果。如图11所示，图中实线表示攻角随着时间逐渐变大时，所需的一个不断减小的负舵偏角。从图11和图10的对比可知，数学仿真结果(图11)中负舵偏角的大小与半实物仿真结果(图10)中的基本一致，说明了半实物仿真结果的正确性。
本实施例提供的技术方案可以包括以下有益效果：
本实施例提供的技术方案中，采用工程上常用的比例微分控制设计舵机控制模型和姿态控制模型，并根据设计舵机控制模型和姿态控制模型获取舵机的死区特性，再对舵机的死区特性进行前馈补偿，从而能够实现对飞行器姿态极限环的抑制，而通过对比前馈补偿前后的半实物仿真的结果可以证明上述前馈补偿的有效性。因此，本申请实施例提供的针对舵机控制模型的前馈补偿方式，相较于现有的调整姿态控制算法的方式，无需改变姿态控制阻尼，因而能够避免牺牲快速性和鲁棒性；以及基于舵机跟踪误差信号，能有效地避免现有的舵指令前馈方法中基于舵指令速度信号存在的控制量抖震问题。
为了对本发明的技术方案进行更全面的介绍，对应于本发明上述实施例提供的飞行器巡航段时姿态极限环的抑制方法，本发明实施例还提供一种飞行器巡航段时姿态极限环的抑制装置。
该装置包括：
获取模块，用于根据预先设计的控制模型，采用半实物仿真技术获取舵机的死区特性；
补偿模块，用于基于舵机位置误差对所述死区特性进行前馈补偿。
可选的，上述装置还包括：
第一设计模块，用于设计飞行器的舵机控制模型；
第二设计模块，用于设计飞行器的姿态控制模型。
可选的，上述装置还包括：
验证模块，用于采用半实物仿真技术对经过所述前馈补偿的飞行器模型进行验证，以确定所述前馈补偿的有效性。
具体的，上述每个模块的功能的具体实现方式可以参照上述飞行器巡航段时姿态极限环的抑制方法中的内容来实现，在此不再详述。
为了对本发明的技术方案进行更全面的介绍，对应于本发明上述实施例提供的飞行器巡航段时姿态极限环的抑制方法，本发明实施例还提供一种飞行器的控制设备。
该控制设备包括：
存储器和与所述存储器相连的处理器；
所述存储器，用于存储程序，所述程序至少用于执行上述的飞行器巡航段时姿态极限环的抑制方法；
所述处理器，用于调用并执行所述存储器存储的所述程序。
具体的，上述程序的功能的具体实现方式可以参照上述飞行器巡航段时姿态极限环的抑制方法中的内容来实现，在此不再详述。
为了对本发明的技术方案进行更全面的介绍，对应于本发明上述实施例提供的飞行器巡航段时姿态极限环的抑制方法，本发明实施例还提供一种飞行器。
所述飞行器包括：飞行器本体，和与所述飞行器本体相连接的上述的飞行器的控制设备。
具体的，飞行器可以包括战斗机、巡航导弹等。
可以理解的是，上述各实施例中相同或相似部分可以相互参考，在一些实施例中未详细说明的内容可以参见其他实施例中相同或相似的内容。
需要说明的是，在本申请的描述中，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。此外，在本申请的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是指至少两个。
流程图中或在此以其他方式描述的任何过程或方法描述可以被理解为，表示包括一个或更多个用于实现特定逻辑功能或过程的步骤的可执行指令的代码的模块、片段或部分，并且本申请的优选实施方式的范围包括另外的实现，其中可以不按所示出或讨论的顺序，包括根据所涉及的功能按基本同时的方式或按相反的顺序，来执行功能，这应被本申请的实施例所属技术领域的技术人员所理解。
应当理解，本申请的各部分可以用硬件、软件、固件或它们的组合来实现。在上述实施方式中，多个步骤或方法可以用存储在存储器中且由合适的指令执行系统执行的软件或固件来实现。例如，如果用硬件来实现，和在另一实施方式中一样，可用本领域公知的下列技术中的任一项或他们的组合来实现：具有用于对数据信号实现逻辑功能的逻辑门电路的离散逻辑电路，具有合适的组合逻辑门电路的专用集成电路，可编程门阵列(PGA)，现场可编程门阵列(FPGA)等。
本技术领域的普通技术人员可以理解实现上述实施例方法携带的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件完成，所述的程序可以存储于一种计算机可读存储介质中，该程序在执行时，包括方法实施例的步骤之一或其组合。
此外，在本申请各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理模块中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个模块中。上述集成的模块既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能模块的形式实现。所述集成的模块如果以软件功能模块的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，也可以存储在一个计算机可读取存储介质中。
上述提到的存储介质可以是只读存储器，磁盘或光盘等。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本申请的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
尽管上面已经示出和描述了本申请的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本申请的限制，本领域的普通技术人员在本申请的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。
Claims (10)
1.一种飞行器巡航段时姿态极限环的抑制方法，其特征在于，包括：
根据预先设计的控制模型，采用半实物仿真技术获取舵机的死区特性；所述预先设计的控制模型至少包括舵机控制模型；
基于舵机位置误差对所述死区特性进行前馈补偿。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述预先设计的控制模型，还包括：
姿态控制模型；
所述根据预先设计的控制模型，采用半实物仿真技术获取舵机的死区特性，包括：
根据预先设计的舵机控制模型和预先设计的姿态控制模型，采用半实物仿真技术获取舵机的死区特性。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据预先设计的舵机控制模型和预先设计的姿态控制模型，采用半实物仿真技术获取舵机的死区特性，包括：
根据预先设计的舵机控制模型和预先设计的姿态控制模型，采用半实物仿真技术，通过舵指令和实际舵偏信号获取舵机的双向死区特性。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据预先设计的舵机控制模型和姿态控制模型，采用半实物仿真技术获取舵机的死区特性之前，还包括：
设计飞行器的舵机控制模型；
设计飞行器的姿态控制模型。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述设计飞行器的舵机控制模型，包括：通过比例微分控制设计飞行器的舵机控制模型；
所述设计飞行器的姿态控制模型，包括：针对飞行器姿态角中的俯仰角，通过比例微分控制设计飞行器的姿态控制模型。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于舵机位置误差对所述死区特性进行前馈补偿，包括：
设计基于舵机位置误差的前馈信号并将所述前馈信号并联到死区输出，从而对所述死区特性进行前馈补偿；其中，所述死区输出为所述死区特性的表现形式。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：
采用半实物仿真技术对经过所述前馈补偿的飞行器模型进行验证，以确定所述前馈补偿的有效性。
8.一种飞行器巡航段时姿态极限环的抑制装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于根据预先设计的控制模型，采用半实物仿真技术获取舵机的死区特性；
补偿模块，用于基于舵机位置误差对所述死区特性进行前馈补偿。
9.一种飞行器的控制设备，其特征在于，包括：
存储器和与所述存储器相连的处理器；
所述存储器，用于存储程序，所述程序至少用于执行如权利要求1-7任一项所述的飞行器巡航段时姿态极限环的抑制方法；
所述处理器，用于调用并执行所述存储器存储的所述程序。
10.一种飞行器，其特征在于，包括：飞行器本体，和与所述飞行器本体相连接的如权利要求9所述的飞行器的控制设备。
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