CN114779826B - 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

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CN114779826B CN202210700907.3A CN202210700907A CN114779826B CN 114779826 B CN114779826 B CN 114779826B CN 202210700907 A CN202210700907 A CN 202210700907A CN 114779826 B CN114779826 B CN 114779826B
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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 DEST_PATH_IMAGE001
其中，
Figure 325992DEST_PATH_IMAGE002
表示俯仰角，
Figure DEST_PATH_IMAGE003
表示偏航角，
Figure 172594DEST_PATH_IMAGE004
表示滚转角，
Figure DEST_PATH_IMAGE005
表示单角转换矩阵且分别表示为：
Figure 69006DEST_PATH_IMAGE006
Figure DEST_PATH_IMAGE007
Figure 192820DEST_PATH_IMAGE008
。
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 DEST_PATH_IMAGE009
。
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 908796DEST_PATH_IMAGE010
和三维加速度
Figure DEST_PATH_IMAGE011
；其中，所述三维姿态角速率
Figure 727847DEST_PATH_IMAGE012
表示为：
Figure DEST_PATH_IMAGE013
，
所述三维加速度
Figure 287005DEST_PATH_IMAGE014
表示为：
Figure DEST_PATH_IMAGE015
；
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 389959DEST_PATH_IMAGE016
；
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 DEST_PATH_IMAGE017
。
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 517315DEST_PATH_IMAGE018
和加速度指令
Figure DEST_PATH_IMAGE019
，所述俯仰通道控制指令包括：角速率指令
Figure 839974DEST_PATH_IMAGE020
和加速度指令
Figure DEST_PATH_IMAGE021
；
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 202822DEST_PATH_IMAGE022
和所述偏航通道控制指令的角速率指令
Figure DEST_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 645436DEST_PATH_IMAGE024
和所述偏航通道控制指令的加速度指令
Figure DEST_PATH_IMAGE025
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 192961DEST_PATH_IMAGE026
和所述俯仰通道控制指令的角速率指令
Figure DEST_PATH_IMAGE027
进行比较，以及，将所述准三维加速度中的加速度分量
Figure 111238DEST_PATH_IMAGE028
和所述俯仰通道控制指令的加速度指令
Figure DEST_PATH_IMAGE029
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 887564DEST_PATH_IMAGE030
和过载量
Figure DEST_PATH_IMAGE031
；其中，所述三维姿态角速率
Figure 463646DEST_PATH_IMAGE032
表示为：
Figure DEST_PATH_IMAGE033
，
所述过载量
Figure 57438DEST_PATH_IMAGE034
基于所述轴对称飞行器输出的三维加速度
Figure DEST_PATH_IMAGE035
获得，其表示为：
Figure 72799DEST_PATH_IMAGE036
Figure DEST_PATH_IMAGE037
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 167663DEST_PATH_IMAGE038
；
基于所述转换器，将所述过载量
Figure 443923DEST_PATH_IMAGE040
转换为所述准机体坐标系下的准过载量，表示为：
Figure DEST_PATH_IMAGE041
。
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 83983DEST_PATH_IMAGE042
和过载指令
Figure DEST_PATH_IMAGE043
，所述俯仰通道控制指令包括：角速率指令
Figure 711273DEST_PATH_IMAGE044
和过载指令
Figure DEST_PATH_IMAGE045
；
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 580135DEST_PATH_IMAGE046
和所述偏航通道控制指令的角速率指令
Figure DEST_PATH_IMAGE047
进行比较，以及，将所述准过载量中的过载分量
Figure 383006DEST_PATH_IMAGE048
和所述偏航通道控制指令的过载指令
Figure DEST_PATH_IMAGE049
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 318601DEST_PATH_IMAGE050
和所述俯仰通道控制指令的角速率指令
Figure DEST_PATH_IMAGE051
进行比较，以及，将所述准过载量中的过载分量
Figure 557821DEST_PATH_IMAGE052
和所述俯仰通道控制指令的过载指令
Figure DEST_PATH_IMAGE053
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 479640DEST_PATH_IMAGE054
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE055
表示俯仰角，
Figure 261652DEST_PATH_IMAGE056
表示偏航角，
Figure DEST_PATH_IMAGE057
表示滚转角，
Figure 991317DEST_PATH_IMAGE058
表示单角转换矩阵且分别表示为：
Figure DEST_PATH_IMAGE059
Figure 468566DEST_PATH_IMAGE060
Figure DEST_PATH_IMAGE061
。
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 318710DEST_PATH_IMAGE062
。
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 DEST_PATH_IMAGE063
和三维加速度
Figure 79862DEST_PATH_IMAGE064
；其中，三维姿态角速率
Figure DEST_PATH_IMAGE065
表示为：
Figure 232625DEST_PATH_IMAGE066
，
三维加速度
Figure DEST_PATH_IMAGE067
表示为：
Figure 56225DEST_PATH_IMAGE068
；
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 DEST_PATH_IMAGE069
；
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 336159DEST_PATH_IMAGE070
。
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 DEST_PATH_IMAGE071
和加速度指令
Figure 702549DEST_PATH_IMAGE072
，俯仰通道控制指令包括：角速率指令
Figure DEST_PATH_IMAGE073
和加速度指令
Figure 275482DEST_PATH_IMAGE074
。
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 DEST_PATH_IMAGE075
和偏航通道控制指令的角速率指令
Figure 851957DEST_PATH_IMAGE076
进行比较，以及，将准三维加速度中的加速度分量
Figure DEST_PATH_IMAGE077
和偏航通道控制指令的加速度指令
Figure 919270DEST_PATH_IMAGE078
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 DEST_PATH_IMAGE079
和俯仰通道控制指令的角速率指令
Figure 999221DEST_PATH_IMAGE080
进行比较，以及，将准三维加速度中的加速度分量
Figure DEST_PATH_IMAGE081
和俯仰通道控制指令的加速度指令
Figure 507170DEST_PATH_IMAGE082
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 DEST_PATH_IMAGE083
和过载量
Figure 446307DEST_PATH_IMAGE084
；其中，三维姿态角速率
Figure DEST_PATH_IMAGE085
表示为：
Figure 300999DEST_PATH_IMAGE086
，
过载量
Figure DEST_PATH_IMAGE087
基于轴对称飞行器输出的三维加速度
Figure 501036DEST_PATH_IMAGE088
获得，其表示为：
Figure DEST_PATH_IMAGE089
Figure 432083DEST_PATH_IMAGE090
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 DEST_PATH_IMAGE091
；
基于转换器，将过载量
Figure 451992DEST_PATH_IMAGE092
转换为准机体坐标系下的准过载量，表示为：
Figure DEST_PATH_IMAGE093
。
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 877419DEST_PATH_IMAGE094
和过载指令
Figure DEST_PATH_IMAGE095
，俯仰通道控制指令包括：角速率指令
Figure 72908DEST_PATH_IMAGE096
和过载指令
Figure DEST_PATH_IMAGE097
；
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 768332DEST_PATH_IMAGE098
和偏航通道控制指令的角速率指令
Figure DEST_PATH_IMAGE099
进行比较，以及，将准过载量中的过载分量
Figure 931329DEST_PATH_IMAGE100
和偏航通道控制指令的过载指令
Figure DEST_PATH_IMAGE101
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 144135DEST_PATH_IMAGE102
和俯仰通道控制指令的角速率指令
Figure DEST_PATH_IMAGE103
进行比较，以及，将准过载量中的过载分量
Figure 53186DEST_PATH_IMAGE104
和俯仰通道控制指令的过载指令
Figure DEST_PATH_IMAGE105
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 (9)

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;其中，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；
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;其中，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轴相垂直的轴构建为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；
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，
所述转换矩阵表示为：
Figure 950987DEST_PATH_IMAGE001
其中，
Figure 212466DEST_PATH_IMAGE002
表示俯仰角，
Figure 368641DEST_PATH_IMAGE003
表示偏航角，
Figure 696854DEST_PATH_IMAGE004
表示滚转角，
Figure 446635DEST_PATH_IMAGE005
表示单角转换矩阵且分别表示为：
Figure 885707DEST_PATH_IMAGE006
Figure 161967DEST_PATH_IMAGE007
Figure 785716DEST_PATH_IMAGE008
。
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 147427DEST_PATH_IMAGE009
。
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，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 124610DEST_PATH_IMAGE010
和三维加速度
Figure 255377DEST_PATH_IMAGE011
；其中，所述三维姿态角速率
Figure 535180DEST_PATH_IMAGE012
表示为：
Figure 649767DEST_PATH_IMAGE013
，
所述三维加速度
Figure 165061DEST_PATH_IMAGE014
表示为：
Figure 39083DEST_PATH_IMAGE015
；
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 880000DEST_PATH_IMAGE016
；
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 216304DEST_PATH_IMAGE017
。
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 410656DEST_PATH_IMAGE018
和加速度指令
Figure 781594DEST_PATH_IMAGE019
，所述俯仰通道控制指令包括：角速率指令
Figure 527833DEST_PATH_IMAGE020
和加速度指令
Figure 476067DEST_PATH_IMAGE021
；
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 598743DEST_PATH_IMAGE022
和所述偏航通道控制指令的角速率指令
Figure 699555DEST_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 616695DEST_PATH_IMAGE024
和所述偏航通道控制指令的加速度指令
Figure 927591DEST_PATH_IMAGE025
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 480057DEST_PATH_IMAGE026
和所述俯仰通道控制指令的角速率指令
Figure 294429DEST_PATH_IMAGE027
进行比较，以及，将所述准三维加速度中的加速度分量
Figure 913629DEST_PATH_IMAGE028
和所述俯仰通道控制指令的加速度指令
Figure 321608DEST_PATH_IMAGE029
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。
6.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，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 51667DEST_PATH_IMAGE030
和过载量
Figure 720545DEST_PATH_IMAGE031
；其中，所述三维姿态角速率
Figure 369702DEST_PATH_IMAGE032
表示为：
Figure 389610DEST_PATH_IMAGE033
，
所述过载量
Figure 657780DEST_PATH_IMAGE034
基于所述轴对称飞行器输出的三维加速度
Figure 322111DEST_PATH_IMAGE035
获得，其表示为：
Figure 17535DEST_PATH_IMAGE037
Figure 524739DEST_PATH_IMAGE038
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 DEST_PATH_IMAGE039
；
基于所述转换器，将所述过载量
Figure 485349DEST_PATH_IMAGE040
转换为所述准机体坐标系下的准过载量，表示为：
Figure 394399DEST_PATH_IMAGE041
。
7.根据权利要求6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 870511DEST_PATH_IMAGE042
和过载指令
Figure 130591DEST_PATH_IMAGE043
，所述俯仰通道控制指令包括：角速率指令
Figure 474984DEST_PATH_IMAGE044
和过载指令
Figure 363175DEST_PATH_IMAGE045
；
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 134822DEST_PATH_IMAGE046
和所述偏航通道控制指令的角速率指令
Figure 882198DEST_PATH_IMAGE047
进行比较，以及，将所述准过载量中的过载分量
Figure 905649DEST_PATH_IMAGE048
和所述偏航通道控制指令的过载指令
Figure 789291DEST_PATH_IMAGE049
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 997419DEST_PATH_IMAGE050
和所述俯仰通道控制指令的角速率指令
Figure 327031DEST_PATH_IMAGE051
进行比较，以及，将所述准过载量中的过载分量
Figure 278806DEST_PATH_IMAGE052
和所述俯仰通道控制指令的过载指令
Figure 16955DEST_PATH_IMAGE053
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。
8.根据权利要求4至7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。
9.根据权利要求8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。
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