CN110471437A - 一种飞行器姿态控制方法及系统 - Google Patents

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Abstract

本公开涉及一种飞行器姿态控制方法及系统，其中系统包含测量装置、主动力装置、控制器以及方向控制装置或包含于主动力装置中的方向控制装置，还包括补偿动力装置；控制器接收测量装置的测量参数，能够将目标位置指令分解为作用于主动力装置的目标推力指令、作用于方向控制装置及补偿动力装置的目标姿态指令；补偿动力装置能够补偿方向控制装置对飞行器产生的侧向驱动力。本公开的技术方案降低了飞行器姿态控制对横、侧向位置的附加影响，同时提高了飞行器的敏捷性。

Description

一种飞行器姿态控制方法及系统
技术领域
本公开涉及飞行器控制领域，尤其涉及一种飞行器控制方法及系统。
背景技术
采用燃气舵或摆动喷管的垂直起降飞行器，具有倒立摆式的不稳定动力学特性；通过偏转燃气舵或摆动喷管，将主动力装置(涡轮喷气发动机或火箭发动机)工作时产生的高速尾流进行偏转，产生横向、侧向的控制力，其控制力的等效作用点在飞行器底部，与飞行器质心间存在力臂，从而能够提供俯仰、偏航方向的控制力矩，实现姿态控制。
然而，在飞行器质心与主动力装置的推力轴线存在横、侧向偏移量的情况下，飞行器起飞时将产生倾转干扰力矩，继而产生姿态倾倒趋势。姿态控制系统需要借助惯性传感器(Inertial Measurement Unit，IMU)反馈该倾倒的角度、角速度等，通过姿态控制网络产生维持姿态稳定的控制力矩。该过程中，控制力矩由燃气舵或摆动喷管的偏转产生；但等效到飞行器质心处进行受力分析，除控制力矩外还附加了横向、侧向的作用力，继而导致飞行器在姿态稳定的状态下产生了横、侧向位置偏移；对于长细比较低，控制能力较弱的飞行器，这种效应尤其明显。
发明内容
为了解决上述技术问题中的至少一个，本公开提供了一种飞行器控制方法及系统，实现基本的姿态稳定和横、侧向位置指令跟踪等功能，并且提高了质心位置或发动机推力线偏移状态下的控制品质。本公开的技术效果采用以下技术方案实现：
一种飞行器姿态控制方法，包括：根据飞行器当前的位置信息和速度信息并结合预设目标位置，输出目标推力指令和目标姿态指令；根据所述目标姿态指令并结合当前姿态角和姿态角速度信息，输出期望控制力矩；根据所述目标推力指令评估主推力装置的工作状态；根据理论或试验数据预示模型，结合主推力装置的工作状态，输出实际控制力矩。
进一步地，操纵飞行器的方向控制装置，产生力矩一，同时操纵补偿动力装置，产生力矩二，所述力矩一和力矩二合成为所述实际控制力矩。
进一步地，还包括：所述力矩一的沿着飞行器侧向附加作用和力矩二的沿着飞行器侧向作用力相互抵消。
本公开还提供一种飞行器姿态控制系统，包含测量装置、主动力装置、控制器以及方向控制装置或包含于所述主动力装置中的方向控制装置，还包括补偿动力装置；所述控制器接收测量装置的测量参数，能够将目标位置指令分解为作用于所述主动力装置的目标推力指令、作用于所述方向控制装置及补偿动力装置的目标姿态指令；所述补偿动力装置能够补偿所述方向控制装置对飞行器产生的侧向驱动力。
进一步地，所述方向控制装置为燃气舵或摆动喷管。
进一步地，所述补偿动力装置为涵道风扇或可调节推力火箭发动机。
进一步地，所述测量装置包括：速度测量装置、位置测量装置、姿态角速度测量装置及姿态角测量装置。
进一步地，所述控制器包括位置控制网络及姿态控制网络，所述位置控制网络接收目标位置指令、所述速度测量装置及所述位置测量装置测量数据，输出目标推力指令及目标姿态指令；所述姿态控制网络接收所述目标姿态指令、所述姿态角速度测量装置及姿态角测量装置的测量数据，输出姿态控制指令。
进一步地，所述控制器还包括控制力矩分配器，所述控制力矩分配器用于接收所述姿态控制指令，输出所述方向控制装置及所述补偿动力装置的控制命令。
进一步地，所述方向控制装置的控制命令与期望控制力矩、方向控制装置与所述补偿动力装置的距离，方向控制装置输出的推力的数值有关；所述补偿动力装置与所述方向控制装置的控制命令及方向控制装置输出的推力的数值有关。
相比现有技术，本公开的有益效果在于：
本公开设置了补偿动力装置，直接平衡方向控制装置产生的附加作用力，合成近似纯力偶矩，降低了飞行器姿态控制对横、侧向位置的附加影响。同时，采用本技术的补偿动力装置力矩分配算法，产生的推力及力矩极性，刚好与控制期望的推力及力矩相同，能够提高飞行器的敏捷性。
附图说明
附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。
图1是本公开的飞行器横向或侧向控制的系统示意图；
图2是本公开的二维平面状态控制示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。
参见附图1，一种飞行器姿态控制系统，包含测量装置、主动力装置、控制器以及方向控制装置或包含于所述主动力装置中的方向控制装置，还包括补偿动力装置；所述控制器接收测量装置的测量参数，能够将目标位置指令分解为作用于所述主动力装置的目标推力指令、作用于所述方向控制装置及补偿动力装置的目标姿态指令；所述补偿动力装置能够补偿所述方向控制装置对飞行器产生的侧向驱动力。所述方向控制装置为燃气舵或摆动喷管。即本公开的方案可以采用三种方式加以实施，实施方式1：采用燃气舵或其他舵，改变飞行器喷管或涵道风扇等的气体喷射方向，从而达到改变动力方向的目的；实施方式2：在主动力装置为安装基座可偏转，或具有部分可以偏转或全部均可以偏转的喷管时，通过直接改变主动力气体或推进剂喷射方向而达到改变动力方向的目的；实施方式3：设置独立于主动力装置的喷管或涵道风扇等，该装置主要起到改变方向的目的。
补偿动力装置采用涵道风扇或可调节推力火箭发动机。
所述测量装置包括速度测量装置、位置测量装置、姿态角速度测量装置及姿态角测量装置。控制器包括位置控制网络及姿态控制网络，所述位置控制网络接收目标位置指令、所述速度测量装置及所述位置测量装置测量数据，输出目标推力指令及目标姿态指令；所述姿态控制网络接收所述目标姿态指令、所述姿态角速度测量装置及姿态角测量装置的测量数据，输出姿态控制指令。所述控制器还包括控制力矩分配器，所述控制力矩分配器用于接收所述姿态控制指令，输出所述方向控制装置及所述补偿动力装置的控制命令。
其中，位置控制网络根据给定的目标位置与位置及速度测量装置反馈的当前位置和速度信息，计算出目标推力和目标姿态指令。姿态控制网络根据目标姿态指令与姿态角及姿态角速度测量装置反馈的当前姿态角和姿态角速度信息，给出期望控制力矩。控制力矩分配算法根据当前目标推力指令估计当前主推力装置的工作状态，根据理论或试验数据预示模型，操纵燃气舵或摆动喷管产生力矩1，同时操纵补偿动力装置产生力矩2，二者合成为实际控制力矩。燃气舵或摆动喷管产生的附加作用力与补偿动力装置的补偿作用力相互抵消，从而使转动动力学执行机构的合作用不影响平动动力学过程。所述数据预示模型是通过试验数据建立的，可描述系统工作特性的数学模型，具体形式可为数据表格或拟合公式等。
主动力装置的目的是驱动飞行器前进，其主要功能是提供飞行器前进的动力，即涉及飞行器的平动运动。在实施方式1、实施方式2中，控制系统首先通过目标位置指令，获得了目标推力指令，此时即可以按照该指令直接控制主动力装置驱动飞行器。由于主动力装置提供的推力较大，为了提供飞行器姿态的改变，燃气舵或主动力装置中的摆动喷管仅仅需要偏转一个较小的角度，或者是主动力装置中的部分喷管偏转角度，就能获得飞行器的姿态调整力矩，主动力装置往飞行器轴线方向投射的驱动力与主动力装置整体合力相比较改变不大。因此，根据解算获得的姿态指令，可以分配得到燃气舵或摆动喷管的转动角度，及补偿动力装置的输出功率，使得燃气舵或摆动喷管上产生的飞行器侧向分力与补偿动力装置一并产生作用于飞行器上的控制力矩，并且使得燃气舵或摆动喷管上产生的飞行器侧向分力与补偿动力装置上的输出力大小趋于相等，方向相反。
在实施方式3中，控制系统首先通过目标位置指令，获得了目标推力指令，此时即可以按照该指令直接控制主动力装置驱动飞行器。由于飞行器的主动力装置与负责方向控制的喷管或涵道风扇是独立的，则已经可以保障接近目标的目标推力准确性，再根据姿态指令，驱使附加的喷管或涵道风扇与补偿动力装置一并产生作用于飞行器上的控制力矩，可以使得飞行器控制更加敏捷。此时，喷管或涵道风扇可以摆动一定的偏角，补偿动力装置也仅仅需要平衡喷管或涵道风扇产生的侧向力即可。
所述方向控制装置的控制命令与期望控制力矩、方向控制装置与所述补偿动力装置的距离，方向控制装置输出的推力的数值有关；所述补偿动力装置与所述方向控制装置的控制命令及方向控制装置输出的推力的数值有关。
参见附图2，本公开以平面状态控制为例(实际三维状态为两个正交平面的独立控制)，展示本公开的力矩分配方法。
其中P0为主动力装置的零位推力，P为主动力装置的等效偏转推力，作用点均为OP；P相对于P0的偏转角为δ，P沿飞行器本体纵向，横向的分力分别为Px与Py。对于摆动喷管，即为摆动后的推力；对于燃气舵，可近似等效为与舵偏角线性相关的摆角合力；故此处均用一可偏转的集中力表示。
其中G为重力，其等效作用点为质心C,C与OP的纵向距离为L,横向距离为D。
其中Ty为横向补偿动力装置控制力，作用点为OT，其与OP的纵向距离为H。对于小型大气层内验证飞行器，典型的实现方式可采用电调涵道风扇(Electric Ducted Fan，EDF)，也可根据飞行器整体参数需求和工作环境(有无大气、氧化剂等)，选用能够产生连续可调节作用力的其他动力装置。
当姿态控制网络给出期望控制力矩Mc时，控制力矩的实现须分配至横向补偿动力装置Ty(继而对应得到转速控制量ηT)及主动力装置的横向控制力Py(继而对应得到偏转角δ)。其过程如下：
如公式1，横向补偿动力装置控制力Ty表示为横向补偿动力装置控制量ηT的函数；主动力装置等效偏转推力P为主动力装置控制量ηP的函数，因而其横向分力Py为ηP及偏转角δ的函数；其定量关系可采用理论分析结合试验数据确定，表达形式可采用数表或拟合公式。在所述数表中Ty与ηT或P与ηP之间为一一对应关系。数据表可以直接用插值(线性或样条等)方式查表使用，为了简化存储、计算，可以采用公式对数表内的数据进行拟合，得到最优拟合公式，即与所给出数据点集综合偏差最小的解析公式，根据公式同样可以获得Ty与ηT或P与ηP的对应关系。
根据附图2中受力分析与公式1，合成控制力矩M表达式如公式2，可见在当前时刻(认为H与L为常数)其为偏转角δ，横向补偿动力装置控制量ηT，以及主动力装置控制量ηP的函数,其目标值为期望控制力矩Mc。通常H需要大于L，使其高过质心，以产生与燃气舵相反的力且产生相同方向的力矩。为了保证公式4、公式5在尽量大的范围内有合理解，一般横向补偿动力装置选择尽量高的位置，使得对于推力的需求较小；若已经选定了较大推力的产品，可按需适当降低安装高度。
Mc＝M(δ,ηP,ηT)＝Py*L+Ty*(H-L) (公式2)
在当前时刻，主动力装置控制量ηP不作为姿态控制的可操纵变量，因而在控制力矩分配计算中保持为常数
补偿动力装置的补偿作用力Ty应当与燃气舵或摆动喷管的附加作用力Py相互抵消。
Ty(ηT)＝Py(δ,ηP) (公式4)
结合公式2和公式4，得到公式5。
Mc＝Py(δ)*H (公式5)
由公式5求解代数方程(或查数值表)可求得偏转角指令δ*；由公式4求解代数方程(或查数值表)可求得横向补偿动力装置控制量指令
公式6的求解即反函数的求值；当采用数表查询时，采用数据插值方式，交换公式1数表中的自变量与因变量得到反函数值；当使用拟合公式时，可尝试求得解析函数的解析形式，如线性方程即求根，二次函数应用求根公式等；对于形式较复杂的拟合公式，如高次多项式，可采用原始数表交换自变量与因变量重新进行拟合得到反函数的解析形式。
本公开的技术方案适用于垂直起降飞行器，自主着陆运载器，深空探测器等。在具有倒立摆动力学特性的飞行器上，安装与主动力装置推力轴线垂直且相交的补偿动力装置，用于产生直接的侧向控制力。并且控制力矩分配算法根据预示模型，估计当前主推力装置的工作状态，根据约束方程求解操纵燃气舵或摆动喷管，以及操纵补偿动力装置的控制指令。
同时本公开给出了约束方程，能够使燃气舵或摆动喷管产生的附加作用力与补偿动力装置的补偿作用力相互抵消，从而使转动动力学执行机构的合作用不影响平动动力学过程。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例/方式”、“一些实施例/方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例/方式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/方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例/方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例/方式或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例/方式或示例以及不同实施例/方式或示例的特征进行结合和组合。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims (10)

1.一种飞行器姿态控制方法，其特征在于，包括：
1)根据飞行器当前的位置信息和速度信息并结合预设目标位置，输出目标推力指令和目标姿态指令；
2)根据所述目标姿态指令并结合当前姿态角信息，输出期望控制力矩；根据所述目标推力指令评估主推力装置的工作状态；
3)根据理论或试验数据预示模型，结合主推力装置的工作状态和所述期望控制力矩，输出实际控制力矩。
2.如权利要求1所述的控制方法，其特征在于：
操纵飞行器的方向控制装置，产生力矩一，同时操纵补偿动力装置，产生力矩二，所述力矩一和力矩二合成为所述实际控制力矩。
3.如权利要求2所述的控制方法，其特征在于：还包括：
所述力矩一的沿着飞行器侧向附加作用和力矩二的沿着飞行器侧向作用力相互抵消。
4.一种飞行器姿态控制系统，包含测量装置、主动力装置、控制器以及方向控制装置，其特征在于：还包括补偿动力装置；
所述控制器接收测量装置的测量参数，能够将目标位置指令分解为作用于所述主动力装置的目标推力指令、作用于所述方向控制装置及补偿动力装置的目标姿态指令；所述补偿动力装置能够补偿所述方向控制装置对飞行器产生的侧向驱动力。
5.如权利要求1所述的控制系统，其特征在于：所述方向控制装置为燃气舵或摆动喷管。
6.如权利要求1所述的控制系统，其特征在于：所述补偿动力装置为涵道风扇或可调节推力火箭发动机。
7.如权利要求4-6任意一项所述的控制系统，其特征在于：所述测量装置包括：速度测量装置、位置测量装置、姿态角速度测量装置及姿态角测量装置。
8.如权利要求7所述的控制系统，其特征在于：所述控制器包括位置控制网络及姿态控制网络，所述位置控制网络接收目标位置指令、所述速度测量装置及所述位置测量装置测量数据，输出目标推力指令及目标姿态指令；所述姿态控制网络接收所述目标姿态指令、所述姿态角速度测量装置及姿态角测量装置的测量数据，输出姿态控制指令。
9.如权利要求8所述的控制系统，其特征在于：所述控制器还包括控制力矩分配器，所述控制力矩分配器用于接收所述姿态控制指令，输出所述方向控制装置及所述补偿动力装置的控制命令。
10.如权利要求9所述的控制系统，其特征在于：所述方向控制装置的控制命令与期望控制力矩、方向控制装置与所述补偿动力装置的距离，方向控制装置输出的推力的数值有关；所述补偿动力装置与所述方向控制装置的控制命令及方向控制装置输出的推力的数值有关。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110968103A (zh) * 2019-12-12 2020-04-07 北京中科宇航探索技术有限公司 一种助推变推力调姿方法及装置
CN112462798A (zh) * 2020-12-04 2021-03-09 三生万物(北京)人工智能技术有限公司 一种无人机及提高无人机航线飞行性能的方法
CN114162361A (zh) * 2022-02-14 2022-03-11 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种卫星地面模拟装置的空气动力矢量推进系统

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2094240A (en) * 1981-03-10 1982-09-15 Secr Defence Attitude control systems for rocket powered vehicles

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2094240A (en) * 1981-03-10 1982-09-15 Secr Defence Attitude control systems for rocket powered vehicles

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
丁伟涛 等: "直接力与推力矢量复合控制技术研究", 《导航定位与授时》 *
匡敏驰 等: "推力矢量无人机尾坐式垂直起降控制", 《控制理论与应用》 *
孙平 等: "基于侧喷流直接力技术的运载器姿态控制方法", 《导弹与航天运载技术》 *
毛雪瑞 等: "姿态控制推力器在飞行器上的应用", 《弹箭与制导学报》 *
高峰 等: "气动/推力矢量飞行器分阶段复合控制分配策略设计", 《系统工程与电子技术》 *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110968103A (zh) * 2019-12-12 2020-04-07 北京中科宇航探索技术有限公司 一种助推变推力调姿方法及装置
CN110968103B (zh) * 2019-12-12 2023-08-22 广州中科宇航探索技术有限公司 一种助推变推力调姿方法及装置
CN112462798A (zh) * 2020-12-04 2021-03-09 三生万物(北京)人工智能技术有限公司 一种无人机及提高无人机航线飞行性能的方法
CN114162361A (zh) * 2022-02-14 2022-03-11 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种卫星地面模拟装置的空气动力矢量推进系统
CN114162361B (zh) * 2022-02-14 2022-05-06 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种卫星地面模拟装置的空气动力矢量推进系统

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