CN112286061B - 配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法及装置 - Google Patents

配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法及装置 Download PDF

Info

Publication number
CN112286061B
CN112286061B CN202011554645.1A CN202011554645A CN112286061B CN 112286061 B CN112286061 B CN 112286061B CN 202011554645 A CN202011554645 A CN 202011554645A CN 112286061 B CN112286061 B CN 112286061B
Authority
CN
China
Prior art keywords
attitude
frequency
frequency characteristic
equivalent
class
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.)
Active
Application number
CN202011554645.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112286061A (zh
Inventor
钟友武
赵向楠
赵卫娟
朱凯
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.)
Landspace Technology Co Ltd
Original Assignee
Landspace Technology 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 Landspace Technology Co Ltd filed Critical Landspace Technology Co Ltd
Priority to CN202011554645.1A priority Critical patent/CN112286061B/zh
Publication of CN112286061A publication Critical patent/CN112286061A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112286061B publication Critical patent/CN112286061B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B13/00—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
    • G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
    • G05B13/04—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators
    • G05B13/042—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators in which a parameter or coefficient is automatically adjusted to optimise the performance

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Artificial Intelligence (AREA)
  • Computer Vision & Pattern Recognition (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Medical Informatics (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本申请提供了一种配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法及装置，其包括：将飞控软件输出的等效指令分配给各类执行机构，以作为各类执行机构的输入；通过扫频试验获得各类执行机构的实测动态特性；通过姿态动力学建模得到第i类执行机构到其引起的姿态响应的传递函数，获得在各频率点的幅频特性和相频特性；计算得到第i类执行机构从等效指令到该类执行机构引起的姿态角响应的传递特性；建立从等效指令到总姿态角的等效姿态频域模型，其中，总姿态角为各类执行机构引起的姿态角的和。本申请能够有效提高建模精度，增强姿态控制参数的适应能力；有利于利用现有姿态控制参数设计方法和行业设计规范，提高设计的可靠性。

Description

配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法及装置
技术领域
本申请属于航天运载器控制技术领域，具体涉及一种配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法及装置。
背景技术
航天运载器姿态控制系统的主要功能是克服各种干扰，确保航天运载器在飞行过程中飞行稳定，并对姿态指令进行精确跟踪，从而实现飞行轨迹控制。为实现姿态的稳定与轨迹控制，通常通过摇摆发动机改变推力方向、摆动空气舵或栅格舵改变气动力方向、开关姿控发动机提供控制力等方式来提供绕航天运载器质心的控制力矩。随着航天技术的发展，为提供足够的控制能力，航天运载器在上升段和回收段需要配置芯级和助推级发动机摇摆、空气舵、栅格舵等多类执行机构。设计航天运载器姿态控制系统需要对各类执行机构的动态特性及姿态控制效率进行建模，开展稳定性分析与综合，进而进行姿态参数设计。
已有的建模与设计方法主要有两类：一类是采用传递函数对各类执行机构进行数学建模后进行综合；另一类是对各类执行机构的特性进行分析后选择动态特性最差（如低频幅值衰减最大、高频谐振峰值最高、低频相位滞后最大）的一种作为所有执行机构的特性进行稳定性分析与综合，进而设计姿态控制参数。上述两类建模方法都存在不足，前者假设各类执行机构均为线性系统且可以采用精确的数学模型进行描述，但实际上各类执行机构难免存在较严重的非线性特征，简化为线性模型容易导致较大的误差；而后者的设计过于保守。
发明内容
为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法及装置。
根据本申请实施例的第一方面，本申请提供了一种配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法，其包括以下步骤：
将飞控软件输出的等效指令分配给各类执行机构，以作为各类执行机构的输入；
通过扫频试验获得各类执行机构的实测动态特性；
通过姿态动力学建模得到第i类执行机构从其输出到其引起的姿态响应的传递函数，获得各频率点的幅频特性和相频特性；
计算得到第i类执行机构从等效指令到该类执行机构引起的姿态角的幅频特性和相频特性；
建立从等效指令到总姿态角的等效姿态频域模型，其中，总姿态角为各类执行机构引起的姿态角的和。
上述配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法中，所述将飞控软件输出的等效指令分配给各类执行机构的具体过程为：
为各类执行机构设置指令系数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE001
，其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
表示第
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE003
类执行机构的指令系数；
根据飞控软件输出的等效指令
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
以及为各类执行机构设置的指令系数
Figure 583703DEST_PATH_IMAGE001
，确定各类执行机构的输入；
各类执行机构的输入为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE005
。
式中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
表示分配给第i类执行机构的输入。
进一步地，所述为各类执行机构设置指令系数
Figure 354082DEST_PATH_IMAGE001
的过程中，选择 控制效率最高的执行机构并将其作为第1类执行机构，其指令系数为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE007
，则其他类执行机构 的指令系数为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
，
式中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE009
表示第1类执行机构的最大允许摆角，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
表示第
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE011
类执行机构的最大 允许摆角。
上述配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法中，所述通过扫频试验获得各类执行机构的实测动态特性的过程为：
确定姿态控制关注的频率点集合
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
，其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE013
，表 示最大频率，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE014
表示最小频率；
在伺服机构与发动机联合热试车、半实物仿真模拟负载台上，通过扫频试验获得 各类执行机构的实测动态特性，其中，动态特性包括第
Figure 161720DEST_PATH_IMAGE003
类执行机构的幅频特性
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE015
和相 频特性
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE016
，其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE017
。
进一步地，所述最大频率
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE018
小于或等于姿态控制采样频率的1/2，所述最小频率
Figure 507513DEST_PATH_IMAGE014
大于或等于0.01rad/s；
对于
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE019
各频率点的选取原则为：
在中频段和低频段，每间隔
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE020
选取一个频率点，其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE021
；
在高频段，每间隔
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE022
选取一个频率点，其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE023
。
进一步地，所述通过姿态动力学建模得到第i类执行机构在各频率点的幅频特性和相频特性的具体过程为：
第i类执行机构的姿态动力学模型利用状态传递函数表示，第i类执行机构从其输出到其引起的姿态响应的传递函数为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE024
，
令
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE025
，计算得到各频率点的幅频特性
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE026
和相频特性
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE027
。
更进一步地，所述计算得到第i类执行机构从等效指令到该类执行机构的引起的姿态角的幅频特性和相频特性的过程为：
利用第
Figure 680522DEST_PATH_IMAGE003
类执行机构的幅频特性
Figure 547984DEST_PATH_IMAGE015
和相频特性
Figure 181484DEST_PATH_IMAGE016
以及第i类执行机构的各 频率点的幅频特性
Figure 83581DEST_PATH_IMAGE026
和相频特性
Figure 705186DEST_PATH_IMAGE027
，得到第
Figure 309212DEST_PATH_IMAGE003
类执行机构从等效指令
Figure 228626DEST_PATH_IMAGE004
到该类 执行机构引起的姿态角
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE028
的幅频特性
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE029
和相频特性
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE030
为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE031
。
更进一步地，所述建立从等效指令到总姿态角的等效姿态频域模型的过程为：利 用第
Figure 451142DEST_PATH_IMAGE003
类执行机构从等效指令
Figure 165020DEST_PATH_IMAGE004
到该类执行机构引起的姿态角
Figure 521921DEST_PATH_IMAGE028
的幅频特性
Figure 979447DEST_PATH_IMAGE029
和相 频特性
Figure 138027DEST_PATH_IMAGE030
以及
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE032
，得到从等效指令
Figure 337320DEST_PATH_IMAGE004
到总姿态角
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE033
的等 效姿态频域模型在各频率点的幅频频特性
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE034
和相频特性
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE035
分别为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE036
。
更进一步地，所述利用第
Figure 322463DEST_PATH_IMAGE003
类执行机构从等效指令
Figure 583680DEST_PATH_IMAGE004
到该类执行机构引起的姿态 角
Figure 596766DEST_PATH_IMAGE028
的幅频特性
Figure 918026DEST_PATH_IMAGE029
和相频特性
Figure 981010DEST_PATH_IMAGE030
以及
Figure 514760DEST_PATH_IMAGE032
，得到从等 效指令
Figure 851194DEST_PATH_IMAGE004
到总姿态角
Figure 15459DEST_PATH_IMAGE033
的等效姿态频域模型的幅频频特性
Figure 788243DEST_PATH_IMAGE034
和相频特性
Figure 640531DEST_PATH_IMAGE035
的过 程为：
根据第
Figure 346318DEST_PATH_IMAGE003
类执行机构从等效指令
Figure 291272DEST_PATH_IMAGE004
到该类执行机构引起的姿态角
Figure 816931DEST_PATH_IMAGE028
的幅频特性
Figure 210260DEST_PATH_IMAGE029
和相频特性
Figure 442658DEST_PATH_IMAGE030
，获得第
Figure 745463DEST_PATH_IMAGE003
类执行机构从等效指令
Figure 774730DEST_PATH_IMAGE004
到该类执行机构引起的姿态 角
Figure 516290DEST_PATH_IMAGE028
的等效传递函数在各频率点的复数形式
Figure 977096DEST_PATH_IMAGE037
为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE038
；
结合
Figure 201535DEST_PATH_IMAGE039
，得到从等效指令
Figure 701787DEST_PATH_IMAGE004
到总姿态角
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE040
的等效姿 态频域模型在各频率点的复数形式为：
Figure 290113DEST_PATH_IMAGE041
，
得到等效姿态频域模型的幅频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE043A
和相频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE045A
的表达式。
上述配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法中，当姿态控制系统中包含速率陀螺的反馈量时，还包括以下步骤：
将速率陀螺模型与惯组模型并联后，建立从总姿态角
Figure 936252DEST_PATH_IMAGE040
到惯组通道与速率陀螺 通道组合反馈量
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE046
的频域模型；
根据从总姿态角
Figure 315280DEST_PATH_IMAGE040
到惯组通道与速率陀螺通道组合反馈量
Figure 53560DEST_PATH_IMAGE046
的频域模型以及从 等效指令
Figure 340185DEST_PATH_IMAGE004
到总姿态角
Figure 775583DEST_PATH_IMAGE033
的等效姿态频域模型，建立从等效指令
Figure 856672DEST_PATH_IMAGE004
到惯组通道与速率陀 螺通道组合反馈量
Figure 816669DEST_PATH_IMAGE046
的频域模型。
进一步地，所述建立从总姿态角
Figure 375826DEST_PATH_IMAGE033
到惯组通道与速率陀螺通道组合反馈量
Figure 498739DEST_PATH_IMAGE046
的 频域模型的过程为：
根据选择的动态增益值
Figure 16308DEST_PATH_IMAGE047
以及速率陀螺的幅频特性
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE048
和相频特性
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE050
，建立 从总姿态角
Figure 978447DEST_PATH_IMAGE033
到速率陀螺通道反馈量
Figure 341296DEST_PATH_IMAGE051
的频域模型，该频域模型在各频率点的幅频特性
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE052
和相频特性
Figure 426320DEST_PATH_IMAGE053
分别为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE054
；
根据从总姿态角
Figure 458998DEST_PATH_IMAGE033
到速率陀螺通道反馈量
Figure 111696DEST_PATH_IMAGE051
的频域模型在各频率点的幅频特性 和相频特性以及惯组在各频率点的幅频特性
Figure 324240DEST_PATH_IMAGE055
和相频特性
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE056
，建立从总姿态角
Figure 90202DEST_PATH_IMAGE033
到惯组通道与速率陀螺通道组合反馈量
Figure 727070DEST_PATH_IMAGE046
的频域模型，该频域模型的幅频特性
Figure 194961DEST_PATH_IMAGE057
和 相频特性
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE058
分别为：
Figure 978240DEST_PATH_IMAGE059
。
更进一步地，所述从等效指令
Figure 723342DEST_PATH_IMAGE004
到惯组通道与速率陀螺通道组合反馈量
Figure 2883DEST_PATH_IMAGE046
的频 域模型在各频率点的幅频特性
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE060
和相频特性
Figure 708802DEST_PATH_IMAGE061
分别为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE062
。
根据本申请实施例的第二方面，本申请还提供了一种配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模装置，其包括存储器和处理器，所述处理器被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行上述任一项所述的配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法。
根据本申请的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：本申请通过直接试验获取各类执行机构动态特性，能够有效提高建模精度，增强姿态控制参数的适应能力。
本申请将多类执行机构姿态动力学模型转化为等效的单类执行机构姿态动力学模型，有利于利用现有姿态控制参数设计方法和行业设计规范，提高设计的可靠性。
本申请适用范围广泛，既适用于航天运载器上升段，也适用于航天运载器子级回收段的姿态控制设计，也适用于其他采用多种执行机构进行复合控制的飞行器。
应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本申请所欲主张的范围。
附图说明
下面的所附附图是本申请的说明书的一部分，其示出了本申请的实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本申请的原理。
图1为本申请实施例提供的一种配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法的流程图。
图2为本申请实施例提供的一种配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法的设计框图之一
图3为本申请实施例提供的一种配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法的设计框图之二。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本申请所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本申请内容的实施例后，当可由本申请内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本申请内容的精神与范围。
本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，但并不作为对本申请的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。
关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本申请，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。
关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。
关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。
关于本文中的“多个”包括“两个”及“两个以上”；关于本文中的“多组”包括“两组”及“两组以上”。
某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。
本申请配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法，通过指令分配将飞控软件输出的等效指令分配给各类执行机构，以作为各类执行机构的输入；并利用各类执行机构的实测动态特性以及各类执行机构的姿态动力学模型，建立等效姿态频域模型，从而将配置有多类执行机构的航天运载器的姿态控制参数设计问题转换为配置有单类执行机构的航天运载器的姿态控制参数设计问题。
图1为本申请实施例提供的一种配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法的流程图。
如图1所示，本申请提供的配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法包括以下步骤：
S1、根据飞控软件输出的等效指令，确定各类执行机构的输入，其具体过程为：
S11、为各类执行机构设置指令系数
Figure 515346DEST_PATH_IMAGE001
，其中，
Figure 689188DEST_PATH_IMAGE002
表示 第
Figure 890363DEST_PATH_IMAGE003
类执行机构的指令系数。
不失一般性地，选择控制效率最高的执行机构作为第1类执行机构，其指令系数为
Figure 771993DEST_PATH_IMAGE007
；其他类执行机构的指令系数为：
Figure 658260DEST_PATH_IMAGE008
（1）
式（1）中，
Figure 705850DEST_PATH_IMAGE009
表示第1类执行机构的最大允许摆角，
Figure 750030DEST_PATH_IMAGE010
表示第
Figure 368224DEST_PATH_IMAGE011
类执行机构的最 大允许摆角；第1类执行机构的指令系数
Figure 483948DEST_PATH_IMAGE007
可以设置为
Figure 432050DEST_PATH_IMAGE063
。
S12、根据飞控软件输出的等效指令
Figure 709447DEST_PATH_IMAGE004
以及为各类执行机构设置的指令系数
Figure 814938DEST_PATH_IMAGE001
，确定各类执行机构的输入；
各类执行机构的输入为：
Figure 406456DEST_PATH_IMAGE005
。
式中，
Figure 897480DEST_PATH_IMAGE006
表示分配给第i类执行机构的输入。
需要说明的是，指令系数
Figure 863556DEST_PATH_IMAGE001
确定了各类作动器的指令放大倍数， 即飞控软件利用惯组和速率陀螺等传感器获得的姿态信息进行增益和校正后获得的姿控 等效指令需要按照指令系数
Figure 767927DEST_PATH_IMAGE001
分配到各类执行机构，以作为各类执行机 构的输入。
如图2所示，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE064
表示分配给第1类执行机构的输入，
Figure 772923DEST_PATH_IMAGE065
表示第1类执行机构的输出， 即对
Figure 56137DEST_PATH_IMAGE064
的响应。
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE066
表示分配给第2类执行机构的输入，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE068
表示第2类执行机构的输出，即对
Figure 65550DEST_PATH_IMAGE069
的响应。
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE070
表示分配给第n类执行机构的输入，
Figure 523730DEST_PATH_IMAGE071
表示第n类执行机构的输出，即 对
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE072
的响应。
S2、通过扫频试验获得各类执行机构的实测动态特性，其具体过程为：
S21、确定姿态控制关注的频率点集合
Figure 988209DEST_PATH_IMAGE073
，其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE074
， 且
Figure 63613DEST_PATH_IMAGE075
。
最大频率
Figure 634140DEST_PATH_IMAGE018
小于或等于姿态控制采样频率的1/2，最小频率
Figure 919628DEST_PATH_IMAGE014
大于或等于 0.01rad/s。
对于
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE076
各频率点的选取原则为：
在中频段和低频段，每间隔
Figure 469689DEST_PATH_IMAGE020
选取一个频率点，其中，
Figure 789812DEST_PATH_IMAGE021
。
在高频段，每间隔
Figure 268591DEST_PATH_IMAGE022
选取一个频率点，其中，
Figure 369271DEST_PATH_IMAGE077
。
其中，对于航天运载器来说，中频段和低频段通常指圆频率小于或等于
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE078
的 频段，高频段通常指圆频率大于
Figure 191865DEST_PATH_IMAGE078
的频段。
S22、在伺服机构与发动机联合热试车、半实物仿真模拟负载台上，通过扫频试验 获得各类执行机构的实测动态特性，其中，动态特性包括第
Figure 366494DEST_PATH_IMAGE003
类执行机构的幅频特性
Figure 278824DEST_PATH_IMAGE015
和相频特性
Figure 601221DEST_PATH_IMAGE016
，其中，幅频特性
Figure 493085DEST_PATH_IMAGE015
的单位为dB，相频特性
Figure 53379DEST_PATH_IMAGE016
的单位为°；
Figure 293868DEST_PATH_IMAGE079
。
S3、通过姿态动力学建模得到第
Figure 553161DEST_PATH_IMAGE003
类执行机构从其输出到其引起的姿态响应的传 递函数：
Figure 294721DEST_PATH_IMAGE024
（2）
根据式（2），令
Figure 460254DEST_PATH_IMAGE025
，可以计算得到各频率点的幅频特性
Figure 402803DEST_PATH_IMAGE026
和相频特性
Figure 949059DEST_PATH_IMAGE027
。
如图2所示，第i类执行机构的输出
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE080
作为式（2）所示传递函数的输入，
Figure 245043DEST_PATH_IMAGE028
表示第
Figure 186454DEST_PATH_IMAGE003
类执行机构引起的姿态响应，即式（2）所示传递函数的输出。
S4、根据步骤S2得到的各类执行机构的实测动态特性以及步骤S3得到的第
Figure 362220DEST_PATH_IMAGE003
类执 行机构从其输出到其引起的姿态响应的传递函数在各频率点的幅频特性
Figure 336386DEST_PATH_IMAGE026
和相频特 性
Figure 419748DEST_PATH_IMAGE027
，计算得到第
Figure 294295DEST_PATH_IMAGE003
类执行机构从等效指令
Figure 640962DEST_PATH_IMAGE004
到该类执行机构引起的姿态角
Figure 522331DEST_PATH_IMAGE081
的幅 频特性
Figure 596335DEST_PATH_IMAGE029
和相频特性
Figure 105813DEST_PATH_IMAGE030
：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE082
（3）
S5、根据步骤S4得到的第
Figure 967590DEST_PATH_IMAGE003
类执行机构从等效指令
Figure 176068DEST_PATH_IMAGE004
到该类执行机构引起的姿态 角
Figure 351965DEST_PATH_IMAGE081
的幅频特性
Figure 450371DEST_PATH_IMAGE029
和相频特性
Figure 810946DEST_PATH_IMAGE030
，计算得到从等效指令
Figure 978491DEST_PATH_IMAGE004
到总姿态角
Figure 551554DEST_PATH_IMAGE033
的等 效姿态频域模型的幅频特性
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE084
和相频特性
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE086
，其具体过程为：
根据步骤S4得到的第
Figure 428768DEST_PATH_IMAGE003
类执行机构从等效指令
Figure 491402DEST_PATH_IMAGE004
到该类执行机构引起的姿态角
Figure 208560DEST_PATH_IMAGE081
的幅频特性
Figure 913211DEST_PATH_IMAGE029
和相频特性
Figure 736942DEST_PATH_IMAGE030
，可以获得第
Figure 767214DEST_PATH_IMAGE003
类执行机构从等效指令
Figure 172001DEST_PATH_IMAGE004
到该类 执行机构引起的姿态角
Figure 618026DEST_PATH_IMAGE081
的等效传递函数在各频率点的复数形式
Figure 545531DEST_PATH_IMAGE037
为：
Figure 294175DEST_PATH_IMAGE038
（4）
综合各类执行机构从等效指令
Figure 674341DEST_PATH_IMAGE004
到该类执行机构引起的姿态角
Figure 501220DEST_PATH_IMAGE081
的频率特性， 结合总姿态角与各类执行机构引起的姿态角的关系
Figure 548811DEST_PATH_IMAGE039
，可以得 到从等效指令
Figure 406039DEST_PATH_IMAGE004
到姿态角
Figure 945605DEST_PATH_IMAGE033
的等效姿态频域模型在各频率点的复数形式为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE087
（5）
根据式（5）得到等效姿态频域模型在各频率点的幅频特性
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE089
和相频特性
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE091
分别为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE093
利用等效姿态频域模型在各频率点的复数形式
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE094
，通过稳定性分析与综合 方法设
计静态增益和校正网络参数，使得姿态控制系统具有满足设计要求的稳定裕度。
需要说明的是，利用等效姿态频域模型在各频率点的复数形式
Figure 313526DEST_PATH_IMAGE094
，通过稳定 性分析与综合方法设计静态增益和校正网络参数的过程采用现有技术实现，在此不再赘 述。
如图3所示，当姿态控制系统中包含速率陀螺的反馈量时，本申请提供的配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法需要将速率陀螺模型与惯组模型并联后进行综合计算，其具体包括以下步骤：
Sp1、根据选择的动态增益值
Figure 199311DEST_PATH_IMAGE047
以及速率陀螺的幅频特性
Figure 742288DEST_PATH_IMAGE048
和相频特性
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE095
， 建立从总姿态角
Figure 706833DEST_PATH_IMAGE033
到速率陀螺通道反馈量
Figure 32772DEST_PATH_IMAGE051
的频域模型，该频域模型在各频率点的幅频 特性
Figure 324730DEST_PATH_IMAGE052
和相频特性
Figure 773029DEST_PATH_IMAGE053
分别为：
Figure 162553DEST_PATH_IMAGE054
（7）
Sp2、根据步骤Sp1得到的从总姿态角
Figure 354500DEST_PATH_IMAGE033
到速率陀螺通道反馈量
Figure 480457DEST_PATH_IMAGE051
的频域模型在 各频率点的幅频特性和相频特性以及惯组在各频率点的幅频特性
Figure 37340DEST_PATH_IMAGE055
和相频特性
Figure 914160DEST_PATH_IMAGE056
，建立从总姿态角
Figure 175377DEST_PATH_IMAGE033
到惯组通道与速率陀螺通道组合反馈量
Figure 752246DEST_PATH_IMAGE046
的频域模型，该频域模型 在各频率点的幅频特性
Figure 886555DEST_PATH_IMAGE057
和相频特性
Figure 686889DEST_PATH_IMAGE058
分别为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE096
（8）
Sp3、根据总姿态角
Figure 486218DEST_PATH_IMAGE033
到惯组通道与速率陀螺通道组合反馈量
Figure 822653DEST_PATH_IMAGE046
的频域模型以 及从等效指令
Figure 783656DEST_PATH_IMAGE004
到总姿态角
Figure 333936DEST_PATH_IMAGE033
的等效姿态频域模型，建立从等效指令
Figure 936955DEST_PATH_IMAGE004
到惯组通道与速 率陀螺通道组合反馈量
Figure 393476DEST_PATH_IMAGE046
的频域模型，该频域模型在各频率点的幅频特性
Figure 56538DEST_PATH_IMAGE060
和相频 特性
Figure 159361DEST_PATH_IMAGE061
分别为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE097
（9）
利用从等效指令
Figure 51225DEST_PATH_IMAGE004
到惯组通道与速率陀螺通道组合反馈量
Figure 345940DEST_PATH_IMAGE046
的频域模型，通过 稳定性分析与综合方法设计静态增益和校正网络参数，使得姿态控制系统具有满足设计要 求的稳定裕度。
需要说明的是，利用从等效指令
Figure 166522DEST_PATH_IMAGE004
到惯组通道与速率陀螺通道组合反馈量
Figure 976215DEST_PATH_IMAGE046
的 频域模型，通过稳定性分析与综合方法设计静态增益和校正网络参数的过程采用现有技术 实现，在此不再赘述。
本申请配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法通过将多类执行机构姿态动力学模型转化为等效单类执行机构姿态动力学模型，有利于利用现有姿态控制参数设计方法和行业设计规范进行参数设计，从而提高设计的可靠性。
本申请配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法直接通过试验获取各类执行机构的动态特性，能够有效提高建模精度，增强姿态控制参数的适应能力。
本申请配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法适用范围广泛，既适用于航天运载器上升段，也适用于航天运载器子级回收段的姿态控制设计，也适用于其他采用多种执行机构进行复合控制的飞行器。
在示例性实施例中，本申请实施例还提供了一种配置有多类执行机构的航天运载器姿态控制建模装置，其包括存储器和处理器，处理器被配置为基于存储在存储器中的指令，执行本申请中任一个实施例中的配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法。
其中，存储器可以为系统存储器或固定非易失性存储介质等，系统存储器可以存储有操作系统、应用程序、引导装载程序、数据库以及其他程序等。
在示例性实施例中，本申请实施例还提供了一种计算机存储介质，是计算机可读存储介质，例如，包括计算机程序的存储器，上述计算机程序可由处理器执行，以完成本申请中任一个实施例中的配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法。
上述的本申请实施例可在各种硬件、软件编码或两者组合中进行实施。例如，本申请的实施例也可表示在数据信号处理器中执行上述方法的程序代码。本申请也可涉及计算机处理器、数字信号处理器、微处理器或现场可编程门阵列执行的多种功能。可根据本申请配置上述处理器执行特定任务，其通过执行定义了本申请揭示的特定方法的机器可读软件代码或固件代码来完成。可将软件代码或固件代码发展表示不同的程序语言与不同的格式或形式。也可表示不同的目标平台编译软件代码。然而，根据本申请执行任务的软件代码与其他类型配置代码的不同代码样式、类型与语言不脱离本申请的精神与范围。
以上所述仅为本申请示意性的具体实施方式，在不脱离本申请的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本申请保护的范围。

Claims (12)

1.一种配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法，其特征在于，包括以下步骤：
将飞控软件输出的等效指令分配给各类执行机构，以作为各类执行机构的输入；
通过扫频试验获得各类执行机构的实测动态特性；动态特性包括第
Figure DEST_PATH_IMAGE001
类执行机构的幅 频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE002
和相频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE003
，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE004
；
通过姿态动力学建模得到第i类执行机构从其输出到其引起的姿态响应的传递函数， 获得各频率点的幅频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE005
和相频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE006
；
根据各类执行机构的实测动态特性以及第
Figure DEST_PATH_IMAGE007
类执行机构从其输出到其引起的姿态响应 的传递函数在各频率点的幅频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE008
和相频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE009
，计算得到第i类执行机构 从等效指令到该类执行机构引起的姿态角的幅频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE010
和相频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE011
：
Figure DEST_PATH_IMAGE012
，
Figure DEST_PATH_IMAGE013
表示第
Figure 163313DEST_PATH_IMAGE007
类执行机构的指令系数；
建立从等效指令到总姿态角的等效姿态频域模型，其中，总姿态角为各类执行机构引起的姿态角的和。
2.根据权利要求1所述的配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法，其特征在于，所述将飞控软件输出的等效指令分配给各类执行机构的具体过程为：
为各类执行机构设置指令系数
Figure DEST_PATH_IMAGE014
；
根据飞控软件输出的等效指令
Figure DEST_PATH_IMAGE015
以及为各类执行机构设置的指令系数
Figure DEST_PATH_IMAGE016
，确定各类执行机构的输入；
各类执行机构的输入为：
Figure DEST_PATH_IMAGE017
；
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE018
表示分配给第i类执行机构的输入。
3.根据权利要求2所述的配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法，其特征 在于，所述为各类执行机构设置指令系数
Figure DEST_PATH_IMAGE019
的过程中，选择控制效率最高的 执行机构并将其作为第1类执行机构，其指令系数为
Figure DEST_PATH_IMAGE020
，则其他类执行机构的指令系数为：
Figure DEST_PATH_IMAGE021
，
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE022
表示第1类执行机构的最大允许摆角，
Figure DEST_PATH_IMAGE023
表示第
Figure DEST_PATH_IMAGE024
类执行机构的最大允许摆 角。
4.根据权利要求1所述的配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法，其特征在于，所述通过扫频试验获得各类执行机构的实测动态特性的过程为：
确定姿态控制关注的频率点集合
Figure DEST_PATH_IMAGE025
，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE026
，
Figure DEST_PATH_IMAGE027
表示最 大频率，
Figure DEST_PATH_IMAGE028
表示最小频率；
在伺服机构与发动机联合热试车、半实物仿真模拟负载台上，通过扫频试验获得各类执行机构的实测动态特性。
5.根据权利要求4所述的配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法，其特征 在于，所述最大频率
Figure DEST_PATH_IMAGE029
小于或等于姿态控制采样频率的1/2，所述最小频率
Figure DEST_PATH_IMAGE030
大于或等于 0.01rad/s；
对于
Figure DEST_PATH_IMAGE031
各频率点的选取原则为：
在中频段和低频段，每间隔
Figure DEST_PATH_IMAGE032
选取一个频率点，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE033
；
在高频段，每间隔
Figure DEST_PATH_IMAGE034
选取一个频率点，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE035
。
6.根据权利要求4所述的配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法，其特征在于，所述通过姿态动力学建模得到第i类执行机构从其输出到其引起的姿态响应的传递函数，获得各频率点的幅频特性和相频特性的具体过程为：
利用状态传递函数表示第i类执行机构从其输出到其引起的姿态响应的传递函数：
Figure DEST_PATH_IMAGE036
，
令
Figure DEST_PATH_IMAGE037
，计算得到第i类执行机构在各频率点的幅频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE038
和相频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE039
。
7.根据权利要求1所述的配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法，其特征在于，所述建立从等效指令到总姿态角的等效姿态频域模型的过程为：
利用第
Figure DEST_PATH_IMAGE040
类执行机构从等效指令
Figure DEST_PATH_IMAGE041
到该类执行机构引起的姿态角
Figure DEST_PATH_IMAGE042
的幅频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE043
和相频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE044
以及总姿态角与各类执行机构引起的姿态角的关系
Figure DEST_PATH_IMAGE045
，得到从等效指令
Figure DEST_PATH_IMAGE046
到总姿态角
Figure DEST_PATH_IMAGE047
的等效姿态频域模型在各频 率点的幅频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE048
和相频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE049
分别为：
Figure DEST_PATH_IMAGE050
。
8.根据权利要求7所述的配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法，其特征 在于，所述利用第
Figure DEST_PATH_IMAGE051
类执行机构从等效指令
Figure DEST_PATH_IMAGE052
到该类执行机构引起的姿态角
Figure DEST_PATH_IMAGE053
的幅频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE054
和相频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE055
以及总姿态角与各类执行机构引起的姿态角的关系
Figure DEST_PATH_IMAGE056
，得到从等效指令
Figure DEST_PATH_IMAGE057
到总姿态角
Figure DEST_PATH_IMAGE058
的等效姿态频域模型在各频率 点的幅频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE059
和相频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE060
的过程为：
根据第
Figure DEST_PATH_IMAGE061
类执行机构从等效指令
Figure DEST_PATH_IMAGE062
到该类执行机构引起的姿态角
Figure DEST_PATH_IMAGE063
的幅频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE064
和相频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE065
，获得第
Figure 725312DEST_PATH_IMAGE051
类执行机构从等效指令
Figure 452966DEST_PATH_IMAGE062
到该类执行机构引起的姿态角
Figure DEST_PATH_IMAGE066
的 等效传递函数在各频率点的复数形式
Figure DEST_PATH_IMAGE067
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE068
；
结合
Figure DEST_PATH_IMAGE069
，得到从等效指令
Figure 339448DEST_PATH_IMAGE062
到总姿态角
Figure DEST_PATH_IMAGE070
的等效姿态频域模型 在各频率点的复数形式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE071
，
得到等效姿态频域模型的幅频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE072
和相频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE073
的表达式。
9.根据权利要求1所述的配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法，其特征在于，当姿态控制系统中包含速率陀螺的反馈量时，还包括以下步骤：
将速率陀螺模型与惯组模型并联后，建立从总姿态角
Figure DEST_PATH_IMAGE074
到惯组通道与速率陀螺通道组 合反馈量
Figure DEST_PATH_IMAGE075
的频域模型；
根据从总姿态角
Figure DEST_PATH_IMAGE076
到惯组通道与速率陀螺通道组合反馈量
Figure DEST_PATH_IMAGE077
的频域模型以及从等效 指令
Figure DEST_PATH_IMAGE078
到总姿态角
Figure 989129DEST_PATH_IMAGE076
的等效姿态频域模型，建立从等效指令
Figure 983630DEST_PATH_IMAGE078
到惯组通道与速率陀螺通道 组合反馈量
Figure DEST_PATH_IMAGE079
的频域模型。
10.根据权利要求9所述的配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法，其特征 在于，所述建立从总姿态角
Figure DEST_PATH_IMAGE080
到惯组通道与速率陀螺通道组合反馈量
Figure DEST_PATH_IMAGE081
的频域模型的过 程为：
根据选择的动态增益值
Figure DEST_PATH_IMAGE082
以及速率陀螺的幅频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE083
和相频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE084
，建立从总姿 态角
Figure 127DEST_PATH_IMAGE080
到速率陀螺通道反馈量
Figure DEST_PATH_IMAGE085
的频域模型，该频域模型在各频率点的幅频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE086
和 相频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE087
分别为：
Figure DEST_PATH_IMAGE088
；
根据从总姿态角
Figure 717678DEST_PATH_IMAGE080
到速率陀螺通道反馈量
Figure DEST_PATH_IMAGE089
的频域模型在各频率点的幅频特性和相 频特性以及惯组在各频率点的幅频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE090
和相频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE091
，建立从总姿态角
Figure 318686DEST_PATH_IMAGE080
到惯组 通道与速率陀螺通道组合反馈量
Figure DEST_PATH_IMAGE092
的频域模型，该频域模型在各频率点的幅频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE093
和相频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE094
分别为：
Figure DEST_PATH_IMAGE095
。
11.根据权利要求10所述的配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法，其特 征在于，所述从等效指令
Figure DEST_PATH_IMAGE096
到惯组通道与速率陀螺通道组合反馈量
Figure DEST_PATH_IMAGE097
的频域模型在各频率 点的幅频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE098
和相频特性
Figure DEST_PATH_IMAGE099
分别为：
Figure DEST_PATH_IMAGE100
。
12.一种配置有多类执行机构的航天运载器姿态控制建模装置，其特征在于，包括存储器和处理器，所述处理器被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行如权利要求1~11任一项所述的配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法。
CN202011554645.1A 2020-12-25 2020-12-25 配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法及装置 Active CN112286061B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011554645.1A CN112286061B (zh) 2020-12-25 2020-12-25 配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法及装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011554645.1A CN112286061B (zh) 2020-12-25 2020-12-25 配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法及装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112286061A CN112286061A (zh) 2021-01-29
CN112286061B true CN112286061B (zh) 2021-06-01

Family

ID=74426112

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011554645.1A Active CN112286061B (zh) 2020-12-25 2020-12-25 配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法及装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112286061B (zh)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20110196514A1 (en) * 2010-02-10 2011-08-11 Chengyu Cao Adaptive control for uncertain nonlinear multi-input multi-output systems
CN104267732A (zh) * 2014-09-29 2015-01-07 哈尔滨工业大学 基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法
CN105224428A (zh) * 2015-07-29 2016-01-06 上海新跃仪表厂 控制信号数字传输的箭载计算机动态特性测试方法及系统
CN111159851A (zh) * 2019-12-09 2020-05-15 蓝箭航天空间科技股份有限公司 一种伺服机构简化模型建模方法、存储介质及服务器

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20110196514A1 (en) * 2010-02-10 2011-08-11 Chengyu Cao Adaptive control for uncertain nonlinear multi-input multi-output systems
CN104267732A (zh) * 2014-09-29 2015-01-07 哈尔滨工业大学 基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法
CN105224428A (zh) * 2015-07-29 2016-01-06 上海新跃仪表厂 控制信号数字传输的箭载计算机动态特性测试方法及系统
CN111159851A (zh) * 2019-12-09 2020-05-15 蓝箭航天空间科技股份有限公司 一种伺服机构简化模型建模方法、存储介质及服务器

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
大型捆绑火箭姿态动力学模型研究;杨云飞 等;《中国科学(E辑:技术科学)》;20090331;第39卷(第03期);490-499 *
大型捆绑火箭姿态控制系统的建模、设计与分析;李家文;《中国博士学位论文全文数据库》;20120715;88-95 *
运载火箭控制系统频域分析软件开发;杨云飞 等;《计算机仿真》;20060930;第23卷(第09期);15-18 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN112286061A (zh) 2021-01-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111142371B (zh) 一种采用角加速度提供阻尼的飞行器过载回路设计方法
CN111538236B (zh) 基于分数阶近似微分实现阻尼的飞行器纵向过载控制方法
KR101862221B1 (ko) 항공기 비행제어법칙 시뮬레이션 방법 및 장치
KR20190068261A (ko) 비행체 자세제어 시스템 설계 방법 및 컴퓨터 프로그램
CN112711815B (zh) 飞行器建模与模型特性分析系统
CN115562314B (zh) 运载火箭子级落区控制方法、系统、介质及计算机设备
CN112286061B (zh) 配置多类执行机构的航天运载器姿态控制建模方法及装置
Orr et al. State space implementation of linear perturbation dynamics equations for flexible launch vehicles
CN111159851B (zh) 一种伺服机构简化模型建模方法、存储介质及服务器
KR101374252B1 (ko) 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램을 기록한 컴퓨터 판독가능한 기록 매체
CN114967432B (zh) 一种姿态控制系统去任务化校正网络的设计方法
Gotschlich et al. Online trimming of flight dynamic models using the 2simulate realtime simulation framework
Cheng et al. A High-Order, Time Invariant, Linearized Model for Application to HHCIAFCS Interaction Studies
CN112987753A (zh) 基于误差船舶航向的控制方法及装置
CN111797576A (zh) 一种航空航天多变量cfd作业的批量构建及提交方法
Aponso et al. Identification of higher order helicopter dynamics using linear modeling methods
CN115291527B (zh) 一种随动控制方法、系统、设备及存储介质
Louderback A Software Upgrade of the NASA Aeroheating Code" MINIVER"
CN113050451B (zh) 一种飞行控制系统的建模方法及装置
CN105892307A (zh) 一种低成本机载武器低虚拟试验方法
CN113297666B (zh) 一种航天器高精度控制的设计方法
CN113448339A (zh) 一种基于虚拟反演的飞行器攻角跟踪控制方法
Ahmad et al. SLS GNC Model-based Design Approach
Micheli et al. Design of Flutter Suppression Controllers for a Wing in Compressible Flow Based on High-Fidelity Aerodynamics
Sushchenko et al. Modeling Optimization Process in Design of Robust Systems

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