CN114779826A - 一种适用于非零滚转角的轴对称飞行器侧向控制方法 - Google Patents

一种适用于非零滚转角的轴对称飞行器侧向控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN114779826A
CN114779826A CN202210700907.3A CN202210700907A CN114779826A CN 114779826 A CN114779826 A CN 114779826A CN 202210700907 A CN202210700907 A CN 202210700907A CN 114779826 A CN114779826 A CN 114779826A
Authority
CN
China
Prior art keywords
quasi
coordinate system
body coordinate
angular rate
control
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
CN202210700907.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114779826B (zh
Inventor
郭鸿武
刘建斌
彭学锋
耿丽娜
郑志强
鲁兴举
马建军
李鹏
谢冰
孙未蒙
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.)
National University of Defense Technology
Original Assignee
National University of Defense Technology
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 National University of Defense Technology filed Critical National University of Defense Technology
Priority to CN202210700907.3A priority Critical patent/CN114779826B/zh
Publication of CN114779826A publication Critical patent/CN114779826A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114779826B publication Critical patent/CN114779826B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明涉及一种适用于非零滚转角的轴对称飞行器侧向控制方法，包括：S1.建立当地地理系到机体坐标系的转换矩阵，以及，获取轴对称飞行器在所述机体坐标系下的飞行状态信息;S2.基于所述机体坐标系和所述当地地理系，构建一个适用于非零滚转角的准机体坐标系;S3.建立所述准机体坐标系和所述机体坐标系之间的转换器;S4.基于所述转换器将所述机体坐标系下的飞行状态信息转换为所述准机体坐标系下的准飞行状态信息;S5.将所述准飞行状态信息与对所述轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果；S6.基于比较结果对所述侧向控制指令进行校正，并基于校正后的侧向控制指令对轴对称飞行器进行飞行控制。

Description

一种适用于非零滚转角的轴对称飞行器侧向控制方法
技术领域
本发明涉及一种飞行器侧向控制方法，尤其涉及一种适用于非零滚转角的轴对称飞行器侧向控制方法。
背景技术
轴对称飞行器指飞行器的外形关于飞行器的中心纵轴线相互对称，通常由两对弹翼、两对全动舵面和弹身组成，弹翼和舵面沿弹身周围均匀分布，在空中可呈“十”字形或“X”字形。轴对称飞行器有两对较大的翼面，通过偏转两对舵面，可以产生导引飞行器至空间指定方向的法向力。
对于舵面按“十”字形布局的飞行器，通过偏转水平舵可以改变飞行器的俯仰姿态，形成迎角，从而改变升力的大小和方向；通过偏转方向舵可以改变飞行器的偏航姿态，形成侧滑角，使侧向力大小和方向发生变化。对于舵面按“X”字形布局的飞行器（如图1所示），偏转I、III舵面，飞行器在II/IV舵面方向上产生法向力；偏转II、IV舵面，飞行器在I/III舵面方向产生法向力。因此在飞行器控制系统设计时，对于轴对称飞行器俯仰和偏航两个通道通常采用相同的侧向控制结构和参数。
由于轴对称飞行器能在任意方向都产生较大的法向力，使得它可以在任意平面内做较大的机动飞行，所以机动性良好。与此同时，由于轴对称结构，导致飞行器存在较强的气动耦合、惯性耦合和运动耦合。在飞行器控制系统设计时，需要克服不同通道之间的气动、角度与角速度之间的相互影响而产生的耦合，因此飞行器侧向控制通常有两种控制方案：
１）侧滑转弯（STT）控制，即按照直角坐标来控制机体飞行，飞行器转弯时不滚转，保持滚转角为零，转弯所需的侧向过载由侧滑角产生；
２）倾斜转弯（BTT）控制，即按照极坐标体制来控制机体飞行，飞行器转弯前先通过滚转通道控制机体快速旋转，尽快将飞行器的主升力面对准目标，然后操纵机体俯仰通道迅速跟踪导引指令，整个过程侧滑角保持为零（一般指标要求是不大于3°）。
由于轴对称飞行器缺少主升力面，因此通常不采用倾斜转弯（BTT）控制，而是采用侧滑转弯（STT）控制。
传统STT控制的飞行器滚转通道需要满足保持滚转角γ=0的条件，并通过侧滑产生的侧向加速度a z 来实现侧向转弯，而由于滚转力矩系数的影响，采用STT控制模式容易导致侧向机动与倾斜稳定之间的矛盾难以协调，为了避免各通道之间产生严重耦合，确保三通道独立设计的合理性，滚转角γ被严格限制于几乎等于0的很小范围内。在此基础上，可以对俯仰和偏航两个控制通道进行解耦，然后采用两回路侧向控制结构进行控制。
现有飞行器侧向控制主要是角度两回路结构，即通过测量和计算得到的姿态角和姿态角速率信息，将该两部分信息转化为控制反馈信号，引入控制系统，实现控制系统的闭环控制。
传统STT控制，满足保持滚转角γ=0的条件时，其系统框图如图2所示，其中，θ c 是侧向通道角度控制指令，w b 是机体侧向通道实测角速率，θ b 是机体侧向通道实测角度。
若采用BTT控制，滚转角γ、滚转角速率w γ 不为零的情况下，侧向控制则需要增加协调控制器，协调控制器是个典型的非线性系统，设计比较困难，其系统框图如图3所示：其中：w eb 是经协调控制器解耦后机体侧向通道反馈角速率，θ eb 是经协调控制器解耦后机体侧向通道反馈角度。w γb 是机体实测滚转角速率，γ b 是机体实测滚转角。
通过上述说明可知，现有技术方案存在以下缺点：（1）由于滚转角γ的存在，使得控制系统设计时必须考虑气动耦合、惯性耦合、运动耦合及控制耦合的影响；（2）以滚转角γ作为控制反馈输出，姿态角偏差控制方法，响应时间慢，难以响应快速滚转的情况；（3）若采用STT控制，则需要严格保持飞行器滚转角γ=0；（4）若采用BTT控制，则需进行控制解耦，设计具有非线性控制功能的协调控制器；（5）难以实现STT和BTT的混合控制。以上因素的存在使得轴对称飞行器侧向控制系统设计复杂，控制精度不够高，响应速度不够快。
发明内容
本发明的目的在于提供一种适用于非零滚转角的轴对称飞行器侧向控制方法。
为实现上述发明目的，本发明提供一种适用于非零滚转角的轴对称飞行器侧向控制方法，包括：
S1.建立当地地理系到机体坐标系的转换矩阵，以及，获取轴对称飞行器在所述机体坐标系下的飞行状态信息;
S2.基于所述机体坐标系和所述当地地理系，构建一个适用于非零滚转角的准机体坐标系;
S3.建立所述准机体坐标系和所述机体坐标系之间的转换器;
S4.基于所述转换器将所述机体坐标系下的飞行状态信息转换为所述准机体坐标系下的准飞行状态信息;
S5.将所述准飞行状态信息与对所述轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果；
S6.基于比较结果对所述侧向控制指令进行校正，并基于校正后的所述侧向控制指令对所述轴对称飞行器进行飞行控制。
根据本发明的一个方面，步骤S1中，建立当地地理系到机体坐标系的转换矩阵的步骤中，基于所述机体坐标系相对于所述当地地理系的三个欧拉角构建所述转换矩阵；其中，三个所述欧拉角基于所述轴对称飞行器所获得，且三个所述欧拉角分别为俯仰角、偏航角和滚转角；
所述转换矩阵表示为：
Figure 596812DEST_PATH_IMAGE001
其中，φb表示俯仰角，ψb表示偏航角，γb表示滚转角，M()表示单角转换矩阵且分别表示为：
Figure 502452DEST_PATH_IMAGE002
Figure 585202DEST_PATH_IMAGE003
Figure 765647DEST_PATH_IMAGE004
。
根据本发明的一个方面，步骤S2中, 基于所述机体坐标系和所述当地地理系，构建一个适用于非零滚转角的准机体坐标系的步骤中,包括:
以所述机体坐标系的原点构建所述准机体坐标系的原点;
以所述机体坐标系的X轴构建所述准机体坐标系的X轴;
与所述当地地理系X轴相垂直的构建所述准机体坐标系的Y轴;
基于获取的所述准机体坐标系的X轴和Y轴，利用右手定则确定所述准机体坐标系的Z轴；
基于所述轴对称飞行器获得的所述滚转角，将所述准机体坐标系相对所述机体坐标系偏转相同角度。
根据本发明的一个方面，步骤S3中，建立所述准机体坐标系和所述机体坐标系之间的转换器的步骤中，所述转换器用于实现所述机体坐标系到所述准机体坐标系的矩阵转换，其表示为：
Figure 302939DEST_PATH_IMAGE005
。
根据本发明的一个方面，所述飞行状态信息包括：基于所述轴对称飞行器所获得的三维姿态角速率
Figure 159905DEST_PATH_IMAGE006
和三维加速度
Figure 212175DEST_PATH_IMAGE007
；其中，所述三维姿态角速率
Figure 930732DEST_PATH_IMAGE008
表示为：
Figure 181585DEST_PATH_IMAGE009
，
所述三维加速度
Figure 960185DEST_PATH_IMAGE010
表示为：
Figure 749018DEST_PATH_IMAGE011
；
步骤S4中，基于所述转换器将所述机体坐标系下的飞行状态信息转换为所述准机体坐标系下的准飞行状态信息的步骤中，包括：
基于所述转换器，将所述三维姿态角速率转换为所述准机体坐标系下的准三维姿态角速率，表示为：
Figure 271267DEST_PATH_IMAGE012
；
基于所述转换器，将所述三维加速度转换为所述准机体坐标系下的准三维加速度，表示为：
Figure 783151DEST_PATH_IMAGE013
。
根据本发明的一个方面，所述侧向控制指令包括：偏航通道控制指令和俯仰通道控制指令；其中，所述偏航通道控制指令包括：角速率指令
Figure 981920DEST_PATH_IMAGE014
和加速度指令
Figure 539940DEST_PATH_IMAGE015
，所述俯仰通道控制指令包括：角速率指令
Figure 865879DEST_PATH_IMAGE016
和加速度指令
Figure 29007DEST_PATH_IMAGE017
；
步骤S5中，将所述准飞行状态信息与对所述轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果的步骤中，包括：
采用所述准三维姿态角速率中的角速率分量和所述准三维加速度中的加速度分量与所述偏航通道控制指令进行比较，获取第一比较结果；其中，将所述准三维姿态角速率中的角速率分量
Figure 149410DEST_PATH_IMAGE018
和所述偏航通道控制指令的角速率指令
Figure 915765DEST_PATH_IMAGE019
进行比较，以及，将所述准三维加速度中的加速度分量
Figure 514237DEST_PATH_IMAGE020
和所述偏航通道控制指令的加速度指令
Figure 531871DEST_PATH_IMAGE021
进行比较；
采用所述准三维姿态角速率中的角速率分量和所述准三维加速度中的加速度分量与所述俯仰通道控制指令进行比较，获取第二比较结果；其中，将所述准三维姿态角速率中的角速率分量
Figure 88755DEST_PATH_IMAGE022
和所述俯仰通道控制指令的角速率指令
Figure 73897DEST_PATH_IMAGE023
进行比较，以及，将所述准三维加速度中的加速度分量
Figure 7218DEST_PATH_IMAGE024
和所述俯仰通道控制指令的加速度指令
Figure 879359DEST_PATH_IMAGE025
进行比较；
步骤S6中，基于比较结果对所述侧向控制指令进行校正，并基于校正后的所述侧向控制指令对所述轴对称飞行器进行飞行控制的步骤中，包括：
基于第一比较结果对所述偏航通道控制指令进行校正，基于校正后的所述偏航通道控制指令输入至所述轴对称飞行器的舵系统，控制所述轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现所述轴对称飞行器在偏航通道的运动控制；
基于第二比较结果对所述俯仰通道控制指令进行校正，基于校正后的所述俯仰通道控制指令输入至所述轴对称飞行器的舵系统，控制所述轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现所述轴对称飞行器在俯仰通道的运动控制。
根据本发明的一个方面，所述飞行状态信息包括：基于所述轴对称飞行器所获得的三维姿态角速率
Figure 607144DEST_PATH_IMAGE026
和过载量
Figure 79582DEST_PATH_IMAGE027
；其中，所述三维姿态角速率
Figure 19856DEST_PATH_IMAGE028
表示为：
Figure 12083DEST_PATH_IMAGE029
，
所述过载量
Figure 910769DEST_PATH_IMAGE030
基于所述轴对称飞行器输出的三维加速度
Figure 604924DEST_PATH_IMAGE031
获得，其表示为：
Figure 614469DEST_PATH_IMAGE032
Figure 726781DEST_PATH_IMAGE033
其中，g表示当地的重力加速度；
步骤S4中，基于所述转换器将所述机体坐标系下的飞行状态信息转换为所述准机体坐标系下的准飞行状态信息的步骤中，包括：
基于所述转换器，将所述三维姿态角速率转换为所述准机体坐标系下的准三维姿态角速率，表示为：
Figure 530789DEST_PATH_IMAGE034
；
基于所述转换器，将所述过载量
Figure 992468DEST_PATH_IMAGE035
转换为所述准机体坐标系下的准过载量，表示为：
Figure 540124DEST_PATH_IMAGE036
。
根据本发明的一个方面，所述侧向控制指令包括：偏航通道控制指令和俯仰通道控制指令；其中，所述偏航通道控制指令包括：角速率指令
Figure 303681DEST_PATH_IMAGE037
和过载指令
Figure 278590DEST_PATH_IMAGE038
，所述俯仰通道控制指令包括：角速率指令
Figure 963649DEST_PATH_IMAGE039
和过载指令
Figure 564264DEST_PATH_IMAGE040
；
步骤S5中，将所述准飞行状态信息与对所述轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果的步骤中，包括：
采用所述准三维姿态角速率中的角速率分量和所述准过载量中的过载分量与所述偏航通道控制指令进行比较，获取第三比较结果；其中，将所述准三维姿态角速率中的角速率分量
Figure 385589DEST_PATH_IMAGE041
和所述偏航通道控制指令的角速率指令
Figure 796979DEST_PATH_IMAGE042
进行比较，以及，将所述准过载量中的过载分量
Figure 703755DEST_PATH_IMAGE043
和所述偏航通道控制指令的过载指令
Figure 842481DEST_PATH_IMAGE044
进行比较；
采用所述准三维姿态角速率中的角速率分量和所述准过载量中的过载分量与所述俯仰通道控制指令进行比较，获取第四比较结果；其中，将所述准三维姿态角速率中的角速率分量
Figure 518313DEST_PATH_IMAGE045
和所述俯仰通道控制指令的角速率指令
Figure 835025DEST_PATH_IMAGE046
进行比较，以及，将所述准过载量中的过载分量
Figure 229097DEST_PATH_IMAGE047
和所述俯仰通道控制指令的过载指令
Figure 718985DEST_PATH_IMAGE048
进行比较；
步骤S6中，基于比较结果对所述侧向控制指令进行校正，并基于校正后的所述侧向控制指令对所述轴对称飞行器进行飞行控制的步骤中，包括：
基于第三比较结果对所述偏航通道控制指令进行校正，基于校正后的所述偏航通道控制指令输入至所述轴对称飞行器的舵系统，控制所述轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现所述轴对称飞行器在偏航通道的运动控制；
基于第四比较结果对所述俯仰通道控制指令进行校正，基于校正后的所述俯仰通道控制指令输入至所述轴对称飞行器的舵系统，控制所述轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现所述轴对称飞行器在俯仰通道的运动控制。
根据本发明的一个方面，所述轴对称飞行器侧向控制方法基于侧向控制系统所实现，所述侧向控制系统包括：数据采集单元，坐标系转换单元，比较单元，指令校正单元；
所述数据采集单元，用于获取轴对称飞行器在机体坐标系下的飞行状态信息；
所述坐标系转换单元，用于建立当地地理系到机体坐标系的转换矩阵，以及基于所述机体坐标系和所述当地地理系，构建一个适用于非零滚转角的准机体坐标系，并生成所述准机体坐标系和所述机体坐标系之间的转换器；
所述比较单元，基于所述坐标系转换单元生成的所述转换器将所述机体坐标系下的飞行状态信息转换为所述准机体坐标系下的准飞行状态信息，并将所述准飞行状态信息与对所述轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果；
所述指令校正单元，用于接收所述比较单元输出的比较结果，并基于所述比较结果对所述侧向控制指令进行校正，并基于校正后的所述侧向控制指令对所述轴对称飞行器进行飞行控制。
根据本发明的一个方面，所述数据采集单元基于所述轴对称飞行器上设置的惯性传感器或惯性导航系统获取所述飞行状态信息。
根据本发明的一种方案，基于已知的飞行器滚转角，通过对过载和角速率或加速度和角速率进行处理，并采用角速率加过载反馈或角速率加加速度反馈的控制结构，实现对轴对称飞行器侧向通道的稳定和控制。
根据本发明的一种方案，由于采用角速率加过载反馈或角速率加加速度反馈的控制方法，不需要计算姿态角偏差，角速率量、过载量、加速度量比角度量更敏感，对姿态变化的反应更快速，因此控制精度更高、快速性更好，可以满足轴对称飞行器快速滚转时控制的需要。
根据本发明的一种方案，在准机体坐标系上实施反馈控制，可以有效减少控制系统设计时由于滚转角 带来的惯性耦合、运动耦合及控制耦合的影响，减少了三通道耦合的影响，实现偏航通道和俯仰通道的解耦控制。
根据本发明的一种方案，基于侧向角速度、过载或加速度的双回路控制结构，反馈信号来自于惯性器件的直接变换，控制器系统结构相对简单、计算复杂度相对较低。
根据本发明的一种方案，以角速度、过载或加速度作为控制信号，能够更直接准确地反映当前轴对称机体的实际飞行状态和受力情况，物理意义明确。
根据本发明的一种方案，采用角速度、过载或加速度作为控制信号，在准机体坐标系上进行控制系统设计，减少了三通道耦合的影响，实现偏航通道和俯仰通道的解耦控制，若采用STT控制，可不需要保持飞行器滚转角。
附图说明
图1是示意性表示一种实施方式的轴对称飞行器的结构图；
图2是示意性表示传统STT控制的系统框图；
图3是示意性表示传统BTT控制的系统框图；
图4是示意性表示根据本发明的一种实施方式的轴对称飞行器侧向控制方法的步骤框图；
图5是示意性表示根据本发明的一种实施方式的轴对称飞行器侧向控制方法的流程图；
图6是示意性表示根据本发明的一种实施方式的偏航通道的侧向控制系统流程图；
图7是示意性表示根据本发明的一种实施方式的俯仰通道的侧向控制系统流程图；
图8是示意性表示根据本发明的另一种实施方式的轴对称飞行器侧向控制方法的流程图；
图9是示意性表示根据本发明的另一种实施方式的偏航通道的侧向控制系统流程图；
图10是示意性表示根据本发明的另一种实施方式的俯仰通道的侧向控制系统流程图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
如图4所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种适用于非零滚转角的轴对称飞行器侧向控制方法，包括：
S1.建立当地地理系到机体坐标系的转换矩阵，以及，获取轴对称飞行器在机体坐标系下的飞行状态信息;
S2.基于机体坐标系和当地地理系，构建一个适用于非零滚转角的准机体坐标系;
S3.建立准机体坐标系和机体坐标系之间的转换器;
S4.基于转换器将机体坐标系下的飞行状态信息转换为准机体坐标系下的准飞行状态信息;
S5.将准飞行状态信息与对轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果；
S6.基于比较结果对侧向控制指令进行校正，并基于校正后的侧向控制指令对轴对称飞行器进行飞行控制。
根据本发明的一种实施方式，步骤S1中，建立当地地理系到机体坐标系的转换矩阵的步骤中，基于机体坐标系相对于当地地理系的三个欧拉角构建转换矩阵；其中，三个欧拉角基于轴对称飞行器所获得，且三个欧拉角分别为俯仰角、偏航角和滚转角；在本实施方式中，轴对称飞行器上设置有惯性传感器或惯导系统，以方便相应参数的获取，具体的可设置为分立式的陀螺仪和加速度计。当然，还可设置为其他能够提供机体姿态、位置、速度、加速度等信息的传感器或设备。
在本实施方式中，转换矩阵表示为：
Figure 764170DEST_PATH_IMAGE049
其中，φb表示俯仰角，ψb表示偏航角，γb表示滚转角，M()表示单角转换矩阵且分别表示为：
Figure 517362DEST_PATH_IMAGE050
Figure 133151DEST_PATH_IMAGE051
Figure 364413DEST_PATH_IMAGE052
。
在本实施方式中，获取轴对称飞行器在机体坐标系下的飞行状态信息的步骤中，基于轴对称飞行器上设置的惯性传感器或惯性导航系统获取。
根据本发明的一种实施方式，步骤S2中, 基于机体坐标系和当地地理系，构建一个适用于非零滚转角的准机体坐标系的步骤中,包括:
以机体坐标系的原点构建准机体坐标系的原点;
以机体坐标系的X轴构建准机体坐标系的X轴;
与当地地理系X轴相垂直的构建准机体坐标系的Y轴;
基于获取的准机体坐标系的X轴和Y轴，利用右手定则确定准机体坐标系的Z轴；
基于轴对称飞行器获得的滚转角，将准机体坐标系相对机体坐标系偏转相同角度，即准机体坐标系与机体坐标系相差一个滚转角。
根据本发明的一种实施方式，步骤S3中，建立准机体坐标系和机体坐标系之间的转换器的步骤中，转换器用于实现机体坐标系到准机体坐标系的矩阵转换，其表示为：
Figure 811574DEST_PATH_IMAGE053
。
结合图5、图6和图7所示，根据本发明的一种实施方式，飞行状态信息包括：基于轴对称飞行器所获得的三维姿态角速率
Figure 987865DEST_PATH_IMAGE054
和三维加速度
Figure 356530DEST_PATH_IMAGE055
；其中，三维姿态角速率
Figure 391482DEST_PATH_IMAGE056
表示为：
Figure 630833DEST_PATH_IMAGE057
，
三维加速度
Figure 975096DEST_PATH_IMAGE058
表示为：
Figure 627794DEST_PATH_IMAGE059
；
在本实施方式中，准飞行状态信息包括：准三维姿态角速率和准三维加速度。进而，步骤S4中，基于转换器将机体坐标系下的飞行状态信息转换为准机体坐标系下的准飞行状态信息的步骤中，包括：
基于转换器，将三维姿态角速率转换为准机体坐标系下的准三维姿态角速率，表示为：
Figure 200858DEST_PATH_IMAGE060
；
基于转换器，将三维加速度转换为准机体坐标系下的准三维加速度，表示为：
Figure 825874DEST_PATH_IMAGE061
。
结合图5、图6和图7所示，根据本发明的一种实施方式，侧向控制指令包括：偏航通道控制指令和俯仰通道控制指令；其中，偏航通道控制指令包括：角速率指令
Figure 826191DEST_PATH_IMAGE062
和加速度指令
Figure 153136DEST_PATH_IMAGE063
，俯仰通道控制指令包括：角速率指令
Figure 592208DEST_PATH_IMAGE064
和加速度指令
Figure 71731DEST_PATH_IMAGE065
。
在本实施方式中，步骤S5中，将准飞行状态信息与对轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果的步骤中，包括：
采用准三维姿态角速率中的角速率分量和准三维加速度中的加速度分量与偏航通道控制指令进行比较，获取第一比较结果；其中，将准三维姿态角速率中的角速率分量
Figure 242949DEST_PATH_IMAGE066
和偏航通道控制指令的角速率指令
Figure 807923DEST_PATH_IMAGE067
进行比较，以及，将准三维加速度中的加速度分量
Figure 972057DEST_PATH_IMAGE068
和偏航通道控制指令的加速度指令
Figure 368403DEST_PATH_IMAGE069
进行比较；
采用准三维姿态角速率中的角速率分量和准三维加速度中的加速度分量与俯仰通道控制指令进行比较，获取第二比较结果；其中，将准三维姿态角速率中的角速率分量
Figure 976102DEST_PATH_IMAGE070
和俯仰通道控制指令的角速率指令
Figure 762792DEST_PATH_IMAGE071
进行比较，以及，将准三维加速度中的加速度分量
Figure 481349DEST_PATH_IMAGE072
和俯仰通道控制指令的加速度指令
Figure 732202DEST_PATH_IMAGE073
进行比较。
结合图5、图6和图7所示，根据本发明的一种实施方式，步骤S6中，基于比较结果对侧向控制指令进行校正，并基于校正后的侧向控制指令对轴对称飞行器进行飞行控制的步骤中，包括：
基于第一比较结果对偏航通道控制指令进行校正，基于校正后的偏航通道控制指令输入至轴对称飞行器的舵系统。控制轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现轴对称飞行器在偏航通道的运动控制；
基于第二比较结果对俯仰通道控制指令进行校正，基于校正后的俯仰通道控制指令输入至轴对称飞行器的舵系统。控制轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现轴对称飞行器在俯仰通道的运动控制。
结合图8、图9和图10所示，根据本发明的另一种实施方式，飞行状态信息包括：基于轴对称飞行器所获得的三维姿态角速率
Figure 763000DEST_PATH_IMAGE074
和过载量
Figure 36986DEST_PATH_IMAGE075
；其中，三维姿态角速率
Figure 559234DEST_PATH_IMAGE026
表示为：
Figure 664594DEST_PATH_IMAGE076
，
过载量
Figure 614095DEST_PATH_IMAGE077
基于轴对称飞行器输出的三维加速度
Figure 359066DEST_PATH_IMAGE078
获得，其表示为：
Figure 685005DEST_PATH_IMAGE079
Figure 848133DEST_PATH_IMAGE080
其中，g表示当地的重力加速度；
在本实施方式中，准飞行状态信息包括：准三维姿态角速率和准过载量。进而，步骤S4中，基于转换器将机体坐标系下的飞行状态信息转换为准机体坐标系下的准飞行状态信息的步骤中，包括：
基于转换器，将三维姿态角速率转换为准机体坐标系下的准三维姿态角速率，表示为：
Figure 765274DEST_PATH_IMAGE012
；
基于转换器，将过载量
Figure 279432DEST_PATH_IMAGE081
转换为准机体坐标系下的准过载量，表示为：
Figure 127171DEST_PATH_IMAGE082
。
结合图8、图9和图10所示，根据本发明的另一种实施方式，侧向控制指令包括：偏航通道控制指令和俯仰通道控制指令；其中，偏航通道控制指令包括：角速率指令
Figure 144805DEST_PATH_IMAGE083
和过载指令
Figure 701689DEST_PATH_IMAGE084
，俯仰通道控制指令包括：角速率指令
Figure 437563DEST_PATH_IMAGE085
和过载指令
Figure 636464DEST_PATH_IMAGE086
；
步骤S5中，将准飞行状态信息与对轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果的步骤中，包括：
采用准三维姿态角速率中的角速率分量和准过载量中的过载分量与偏航通道控制指令进行比较，获取第三比较结果；其中，将准三维姿态角速率中的角速率分量
Figure 23452DEST_PATH_IMAGE087
和偏航通道控制指令的角速率指令
Figure 485657DEST_PATH_IMAGE088
进行比较，以及，将准过载量中的过载分量
Figure 443249DEST_PATH_IMAGE089
和偏航通道控制指令的过载指令
Figure 914681DEST_PATH_IMAGE090
进行比较；
采用准三维姿态角速率中的角速率分量和准过载量中的过载分量与俯仰通道控制指令进行比较，获取第四比较结果；其中，将准三维姿态角速率中的角速率分量
Figure 703646DEST_PATH_IMAGE091
和俯仰通道控制指令的角速率指令
Figure 588950DEST_PATH_IMAGE092
进行比较，以及，将准过载量中的过载分量
Figure 33837DEST_PATH_IMAGE093
和俯仰通道控制指令的过载指令
Figure 43382DEST_PATH_IMAGE094
进行比较。
结合图8、图9和图10所示，根据本发明的另一种实施方式，步骤S6中，基于比较结果对侧向控制指令进行校正，并基于校正后的侧向控制指令对轴对称飞行器进行飞行控制的步骤中，包括：
基于第三比较结果对偏航通道控制指令进行校正，基于校正后的偏航通道控制指令输入至轴对称飞行器的舵系统。控制轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现轴对称飞行器在偏航通道的运动控制；
基于第四比较结果对俯仰通道控制指令进行校正，基于校正后的俯仰通道控制指令输入至轴对称飞行器的舵系统。控制轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现轴对称飞行器在俯仰通道的运动控制。
根据本发明，通过安装在机体上的传感器或惯导系统采集飞行器飞行过程中的姿态角、姿态角速率、加速度等信息，建立准机体坐标系，计算投影在准机体坐标系上的姿态角速率分量和加速度分量或姿态角速率分量和过载分量，按照侧向角速度、过载双回路控制结构图计算得到相应的控制通道舵偏角，实现对飞行器侧向通道的稳定和控制。
根据本发明的一种方案，通过引入机体上惯性传感器的姿态角、姿态角速率、加速度等信息，解算得到侧向的姿态角速率、过载信息，并将其作为控制系统设计时的控制反馈信号，实现对飞行器侧向通道高精度、快速的稳定和控制。此外，本方案该方法不直接将姿态角度信息作为控制反馈信号，减少了三通道耦合的影响，能够更直接准确地反映当前轴对称机体的实际飞行状态和受力情况，不仅适用于非零滚转角，而且适用于滚转角连续快速变化的情况。
根据本发明的一种实施方式，本发明的轴对称飞行器侧向控制方法基于侧向控制系统所实现，其执行前述的侧向控制方法，其具体包括：数据采集单元，坐标系转换单元，比较单元，指令校正单元。在本实施方式中，数据采集单元用于获取轴对称飞行器在机体坐标系下的飞行状态信息。在本实施方式中，坐标系转换单元用于建立当地地理系到机体坐标系的转换矩阵，以及基于机体坐标系和当地地理系，构建一个适用于非零滚转角的准机体坐标系，并生成准机体坐标系和机体坐标系之间的转换器。在本实施方式中，比较单元与坐标系转换单元相连接，用于获取坐标系转换单元所生成的转换器，以及比较单元与数据采集单元相连接，用于获取数据采集单元输出的飞行状态信息。具体的，比较单元基于坐标系转换单元生成的转换器将机体坐标系下的飞行状态信息转换为准机体坐标系下的准飞行状态信息，并将准飞行状态信息与对轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果。在本实施方式中，指令校正单元与比较单元相连接，用于接收比较单元输出的比较结果，并基于比较结果对侧向控制指令进行校正，并基于校正后的侧向控制指令对轴对称飞行器进行飞行控制。
根据本发明的一种实施方式，数据采集单元基于轴对称飞行器上设置的惯性传感器或惯性导航系统获取飞行状态信息。
上述内容仅为本发明的具体方案的例子，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。
以上仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种适用于非零滚转角的轴对称飞行器侧向控制方法，其特征在于，包括：
S1.建立当地地理系到机体坐标系的转换矩阵，以及，获取轴对称飞行器在所述机体坐标系下的飞行状态信息;
S2.基于所述机体坐标系和所述当地地理系，构建一个适用于非零滚转角的准机体坐标系;
S3.建立所述准机体坐标系和所述机体坐标系之间的转换器;
S4.基于所述转换器将所述机体坐标系下的飞行状态信息转换为所述准机体坐标系下的准飞行状态信息;
S5.将所述准飞行状态信息与对所述轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果；
S6.基于比较结果对所述侧向控制指令进行校正，并基于校正后的所述侧向控制指令对所述轴对称飞行器进行飞行控制。
2.根据权利要求1所述的轴对称飞行器侧向控制方法，其特征在于，步骤S1中，建立当地地理系到机体坐标系的转换矩阵的步骤中，基于所述机体坐标系相对于所述当地地理系的三个欧拉角构建所述转换矩阵；其中，三个所述欧拉角基于所述轴对称飞行器所获得，且三个所述欧拉角分别为俯仰角、偏航角和滚转角；
所述转换矩阵表示为：
Figure 821819DEST_PATH_IMAGE001
其中，φb表示俯仰角，ψb表示偏航角，γb表示滚转角，M()表示单角转换矩阵且分别表示为：
Figure 71665DEST_PATH_IMAGE002
Figure 964535DEST_PATH_IMAGE003
Figure 410560DEST_PATH_IMAGE004
。
3.根据权利要求2所述的轴对称飞行器侧向控制方法，其特征在于，步骤S2中, 基于所述机体坐标系和所述当地地理系，构建一个适用于非零滚转角的准机体坐标系的步骤中,包括:
以所述机体坐标系的原点构建所述准机体坐标系的原点;
以所述机体坐标系的X轴构建所述准机体坐标系的X轴;
与所述当地地理系X轴相垂直的构建所述准机体坐标系的Y轴;
基于获取的所述准机体坐标系的X轴和Y轴，利用右手定则确定所述准机体坐标系的Z轴；
基于所述轴对称飞行器获得的所述滚转角，将所述准机体坐标系相对所述机体坐标系偏转相同角度。
4.根据权利要求3所述的轴对称飞行器侧向控制方法，其特征在于，步骤S3中，建立所述准机体坐标系和所述机体坐标系之间的转换器的步骤中，所述转换器用于实现所述机体坐标系到所述准机体坐标系的矩阵转换，其表示为：
Figure 806906DEST_PATH_IMAGE005
。
5.根据权利要求4所述的轴对称飞行器侧向控制方法，其特征在于，所述飞行状态信息包括：基于所述轴对称飞行器所获得的三维姿态角速率
Figure 742501DEST_PATH_IMAGE006
和三维加速度
Figure 109285DEST_PATH_IMAGE007
；其中，所述三维姿态角速率
Figure 890159DEST_PATH_IMAGE008
表示为：
Figure 406591DEST_PATH_IMAGE009
，
所述三维加速度
Figure 450770DEST_PATH_IMAGE007
表示为：
Figure 52653DEST_PATH_IMAGE010
；
步骤S4中，基于所述转换器将所述机体坐标系下的飞行状态信息转换为所述准机体坐标系下的准飞行状态信息的步骤中，包括：
基于所述转换器，将所述三维姿态角速率转换为所述准机体坐标系下的准三维姿态角速率，表示为：
Figure 653530DEST_PATH_IMAGE011
；
基于所述转换器，将所述三维加速度转换为所述准机体坐标系下的准三维加速度，表示为：
Figure 24468DEST_PATH_IMAGE012
。
6.根据权利要求5所述的轴对称飞行器侧向控制方法，其特征在于，所述侧向控制指令包括：偏航通道控制指令和俯仰通道控制指令；其中，所述偏航通道控制指令包括：角速率指令
Figure 36287DEST_PATH_IMAGE013
和加速度指令
Figure 859886DEST_PATH_IMAGE014
，所述俯仰通道控制指令包括：角速率指令
Figure 451405DEST_PATH_IMAGE015
和加速度指令
Figure 926117DEST_PATH_IMAGE016
；
步骤S5中，将所述准飞行状态信息与对所述轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果的步骤中，包括：
采用所述准三维姿态角速率中的角速率分量和所述准三维加速度中的加速度分量与所述偏航通道控制指令进行比较，获取第一比较结果；其中，将所述准三维姿态角速率中的角速率分量
Figure 374416DEST_PATH_IMAGE017
和所述偏航通道控制指令的角速率指令
Figure 950891DEST_PATH_IMAGE018
进行比较，以及，将所述准三维加速度中的加速度分量
Figure 80521DEST_PATH_IMAGE019
和所述偏航通道控制指令的加速度指令
Figure 160472DEST_PATH_IMAGE020
进行比较；
采用所述准三维姿态角速率中的角速率分量和所述准三维加速度中的加速度分量与所述俯仰通道控制指令进行比较，获取第二比较结果；其中，将所述准三维姿态角速率中的角速率分量
Figure 530405DEST_PATH_IMAGE021
和所述俯仰通道控制指令的角速率指令
Figure 594176DEST_PATH_IMAGE022
进行比较，以及，将所述准三维加速度中的加速度分量
Figure 527497DEST_PATH_IMAGE023
和所述俯仰通道控制指令的加速度指令
Figure 461955DEST_PATH_IMAGE016
进行比较；
步骤S6中，基于比较结果对所述侧向控制指令进行校正，并基于校正后的所述侧向控制指令对所述轴对称飞行器进行飞行控制的步骤中，包括：
基于第一比较结果对所述偏航通道控制指令进行校正，基于校正后的所述偏航通道控制指令输入至所述轴对称飞行器的舵系统，控制所述轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现所述轴对称飞行器在偏航通道的运动控制；
基于第二比较结果对所述俯仰通道控制指令进行校正，基于校正后的所述俯仰通道控制指令输入至所述轴对称飞行器的舵系统，控制所述轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现所述轴对称飞行器在俯仰通道的运动控制。
7.根据权利要求4所述的轴对称飞行器侧向控制方法，其特征在于，所述飞行状态信息包括：基于所述轴对称飞行器所获得的三维姿态角速率
Figure 252056DEST_PATH_IMAGE024
和过载量
Figure 55321DEST_PATH_IMAGE025
；其中，所述三维姿态角速率
Figure 323491DEST_PATH_IMAGE026
表示为：
Figure 378035DEST_PATH_IMAGE027
，
所述过载量
Figure 542300DEST_PATH_IMAGE028
基于所述轴对称飞行器输出的三维加速度
Figure 49504DEST_PATH_IMAGE029
获得，其表示为：
Figure 137677DEST_PATH_IMAGE030
Figure 312307DEST_PATH_IMAGE031
其中，g表示当地的重力加速度；
步骤S4中，基于所述转换器将所述机体坐标系下的飞行状态信息转换为所述准机体坐标系下的准飞行状态信息的步骤中，包括：
基于所述转换器，将所述三维姿态角速率转换为所述准机体坐标系下的准三维姿态角速率，表示为：
Figure 178631DEST_PATH_IMAGE032
；
基于所述转换器，将所述过载量
Figure 641974DEST_PATH_IMAGE033
转换为所述准机体坐标系下的准过载量，表示为：
Figure 251947DEST_PATH_IMAGE034
。
8.根据权利要求7所述的轴对称飞行器侧向控制方法，其特征在于，所述侧向控制指令包括：偏航通道控制指令和俯仰通道控制指令；其中，所述偏航通道控制指令包括：角速率指令
Figure 795929DEST_PATH_IMAGE035
和过载指令
Figure 833156DEST_PATH_IMAGE036
，所述俯仰通道控制指令包括：角速率指令
Figure 783794DEST_PATH_IMAGE037
和过载指令
Figure 197458DEST_PATH_IMAGE038
；
步骤S5中，将所述准飞行状态信息与对所述轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果的步骤中，包括：
采用所述准三维姿态角速率中的角速率分量和所述准过载量中的过载分量与所述偏航通道控制指令进行比较，获取第三比较结果；其中，将所述准三维姿态角速率中的角速率分量
Figure 81100DEST_PATH_IMAGE039
和所述偏航通道控制指令的角速率指令
Figure 571118DEST_PATH_IMAGE040
进行比较，以及，将所述准过载量中的过载分量
Figure 540211DEST_PATH_IMAGE041
和所述偏航通道控制指令的过载指令
Figure 695249DEST_PATH_IMAGE042
进行比较；
采用所述准三维姿态角速率中的角速率分量和所述准过载量中的过载分量与所述俯仰通道控制指令进行比较，获取第四比较结果；其中，将所述准三维姿态角速率中的角速率分量
Figure 698977DEST_PATH_IMAGE043
和所述俯仰通道控制指令的角速率指令
Figure 78006DEST_PATH_IMAGE044
进行比较，以及，将所述准过载量中的过载分量
Figure 52172DEST_PATH_IMAGE045
和所述俯仰通道控制指令的过载指令
Figure 807638DEST_PATH_IMAGE046
进行比较；
步骤S6中，基于比较结果对所述侧向控制指令进行校正，并基于校正后的所述侧向控制指令对所述轴对称飞行器进行飞行控制的步骤中，包括：
基于第三比较结果对所述偏航通道控制指令进行校正，基于校正后的所述偏航通道控制指令输入至所述轴对称飞行器的舵系统，控制所述轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现所述轴对称飞行器在偏航通道的运动控制；
基于第四比较结果对所述俯仰通道控制指令进行校正，基于校正后的所述俯仰通道控制指令输入至所述轴对称飞行器的舵系统，控制所述轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现所述轴对称飞行器在俯仰通道的运动控制。
9.根据权利要求5至8任一项所述的轴对称飞行器侧向控制方法，其特征在于，所述轴对称飞行器侧向控制方法基于侧向控制系统所实现，所述侧向控制系统包括：数据采集单元，坐标系转换单元，比较单元，指令校正单元；
所述数据采集单元，用于获取轴对称飞行器在机体坐标系下的飞行状态信息；
所述坐标系转换单元，用于建立当地地理系到机体坐标系的转换矩阵，以及基于所述机体坐标系和所述当地地理系，构建一个适用于非零滚转角的准机体坐标系，并生成所述准机体坐标系和所述机体坐标系之间的转换器；
所述比较单元，基于所述坐标系转换单元生成的所述转换器将所述机体坐标系下的飞行状态信息转换为所述准机体坐标系下的准飞行状态信息，并将所述准飞行状态信息与对所述轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果；
所述指令校正单元，用于接收所述比较单元输出的比较结果，并基于所述比较结果对所述侧向控制指令进行校正，并基于校正后的所述侧向控制指令对所述轴对称飞行器进行飞行控制。
10.根据权利要求9所述的轴对称飞行器侧向控制方法，其特征在于，所述数据采集单元基于所述轴对称飞行器上设置的惯性传感器或惯性导航系统获取所述飞行状态信息。
CN202210700907.3A 2022-06-20 2022-06-20 一种适用于非零滚转角的轴对称飞行器侧向控制方法 Active CN114779826B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210700907.3A CN114779826B (zh) 2022-06-20 2022-06-20 一种适用于非零滚转角的轴对称飞行器侧向控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210700907.3A CN114779826B (zh) 2022-06-20 2022-06-20 一种适用于非零滚转角的轴对称飞行器侧向控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114779826A true CN114779826A (zh) 2022-07-22
CN114779826B CN114779826B (zh) 2022-09-16

Family

ID=82421752

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210700907.3A Active CN114779826B (zh) 2022-06-20 2022-06-20 一种适用于非零滚转角的轴对称飞行器侧向控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114779826B (zh)

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20010039466A1 (en) * 1999-12-22 2001-11-08 Katz Kenneth P. Method and apparatus for limiting attitude drift during turns
CN102880060A (zh) * 2012-10-25 2013-01-16 北京理工大学 再入飞行器自适应指数时变滑模姿态控制方法
CN107491088A (zh) * 2017-08-23 2017-12-19 中国人民解放军国防科技大学 一种输入饱和的飞艇航迹控制方法
CN107817818A (zh) * 2017-12-07 2018-03-20 中国人民解放军国防科技大学 一种模型不确定飞艇航迹跟踪有限时间控制方法
CN110007683A (zh) * 2019-03-13 2019-07-12 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种小展弦比飞翼无人机抗侧风着陆的控制方法
CN110017809A (zh) * 2019-04-03 2019-07-16 北京理工大学 利用地磁信息和光流传感器解算飞行器姿态的方法
CN110017831A (zh) * 2019-04-01 2019-07-16 北京理工大学 利用地磁信息和声呐传感器解算飞行器姿态的方法
CN110920871A (zh) * 2019-11-18 2020-03-27 北京航空航天大学 一种通过机身涡流发生器抑制飞机摇滚运动的方法
CN111103890A (zh) * 2019-12-17 2020-05-05 西北工业大学 一种高精度强鲁棒的进场着陆引导控制方法
US20200247538A1 (en) * 2018-12-21 2020-08-06 University Of Florida Research Foundation, Incorporated Sliding, canted, control surfaces for control augmentation of lifting surfaces at high angles of attack
CN112286217A (zh) * 2020-11-18 2021-01-29 北京理工大学 基于径向基神经网络的自动驾驶仪及其解耦控制方法
US20210245879A1 (en) * 2018-10-31 2021-08-12 Autel Robotics Co., Ltd. Unmanned aerial vehicle and method for controlling gimbal thereof

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20010039466A1 (en) * 1999-12-22 2001-11-08 Katz Kenneth P. Method and apparatus for limiting attitude drift during turns
CN102880060A (zh) * 2012-10-25 2013-01-16 北京理工大学 再入飞行器自适应指数时变滑模姿态控制方法
CN107491088A (zh) * 2017-08-23 2017-12-19 中国人民解放军国防科技大学 一种输入饱和的飞艇航迹控制方法
CN107817818A (zh) * 2017-12-07 2018-03-20 中国人民解放军国防科技大学 一种模型不确定飞艇航迹跟踪有限时间控制方法
US20210245879A1 (en) * 2018-10-31 2021-08-12 Autel Robotics Co., Ltd. Unmanned aerial vehicle and method for controlling gimbal thereof
US20200247538A1 (en) * 2018-12-21 2020-08-06 University Of Florida Research Foundation, Incorporated Sliding, canted, control surfaces for control augmentation of lifting surfaces at high angles of attack
CN110007683A (zh) * 2019-03-13 2019-07-12 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种小展弦比飞翼无人机抗侧风着陆的控制方法
CN110017831A (zh) * 2019-04-01 2019-07-16 北京理工大学 利用地磁信息和声呐传感器解算飞行器姿态的方法
CN110017809A (zh) * 2019-04-03 2019-07-16 北京理工大学 利用地磁信息和光流传感器解算飞行器姿态的方法
CN110920871A (zh) * 2019-11-18 2020-03-27 北京航空航天大学 一种通过机身涡流发生器抑制飞机摇滚运动的方法
CN111103890A (zh) * 2019-12-17 2020-05-05 西北工业大学 一种高精度强鲁棒的进场着陆引导控制方法
CN112286217A (zh) * 2020-11-18 2021-01-29 北京理工大学 基于径向基神经网络的自动驾驶仪及其解耦控制方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
JAN PETRICH 等: "Robust control for an autonomous under water vehicle that suppresses pitch and yawcoupling", 《OCEAN ENGINEERING》 *
YUHANG ZENG 等: "An Euler Angle Calculation Method for Tailsitter UAV", 《IEEE XPLORE》 *
彭博 等: "速度匹配加机动辅助的滚转弹滚转角空中对准法", 《兵工学报》 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN114779826B (zh) 2022-09-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108363305B (zh) 基于主动干扰补偿的战术导弹鲁棒过载自驾仪设计方法
CN110347170B (zh) 可重复使用运载器再入段鲁棒容错制导控制系统及工作方法
CN108873929B (zh) 一种固定翼飞机自主着舰方法及系统
CN106444822B (zh) 一种基于空间矢量场制导的平流层飞艇路径跟踪控制方法
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
CN105425812B (zh) 一种基于双模型下的无人机自动着舰轨迹控制方法
CN105116914B (zh) 一种平流层飞艇解析模型预测路径跟踪控制方法
CN110926278B (zh) 一种采用多前置角叠加与末端修正的前置导引方法
Jia et al. Agile flight control under multiple disturbances for quadrotor: Algorithms and evaluation
CN112286217A (zh) 基于径向基神经网络的自动驾驶仪及其解耦控制方法
CN110895418B (zh) 补偿舵机动力学滞后的低速旋转飞行器控制方法及系统
CN106248082B (zh) 一种飞行器自主导航系统及导航方法
CN111290278A (zh) 一种基于预测滑模的高超声速飞行器鲁棒姿态控制方法
Garcia et al. Robust geometric navigation of a quadrotor UAV on SE (3)
CN114815888B (zh) 一种仿射形式的制导控制一体化控制方法
Liang et al. Active disturbance rejection attitude control for a bird-like flapping wing micro air vehicle during automatic landing
CN107817818A (zh) 一种模型不确定飞艇航迹跟踪有限时间控制方法
CN108445753B (zh) 用于平衡侧向力和抑制无人机侧向反推力的方法
CN113419431A (zh) 一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法及系统
CN116643578B (zh) 一种微小型尾座式无人机多模态统一控制方法
CN114779826B (zh) 一种适用于非零滚转角的轴对称飞行器侧向控制方法
CN111897219A (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
CN107450319B (zh) 一种飞艇航迹跟踪的指定时间非奇异终端滑模控制方法
RU2392186C2 (ru) Способ управления двухдвигательным самолетом и система для его осуществления
CN115993769A (zh) 一种用于高动态飞行器的一体化制导控制方法

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