飞行器的控制方法、装置和飞行器制造方法及图纸

本发明专利技术提供了一种飞行器的控制方法、装置和飞行器；其中，该方法包括：采集飞行器的动力系统输出的初始飞行状态参数；根据初始飞行状态参数和预设的参考信号，生成初始控制信号；将初始控制信号输入至飞行器的动力系统，采集动力系统输出的当前飞行状态参数，计算当前飞行状态参数与参考信号之间的误差信号；根据误差信号，生成补偿控制信号；根据初始控制信号和补偿控制信号，确定飞行器的节流阀和舵偏角控制信号，以对飞行器的飞行状态进行控制。本发明专利技术可以抑制飞行器在飞行过程中产生的各种不确定因素的影响，提高控制器对飞行器飞行状态的跟踪控制性能；同时，本发明专利技术采用的是线性时不变的控制方法，易于实现，且实用性强。

【技术实现步骤摘要】
飞行器的控制方法、装置和飞行器
本专利技术涉及飞行器
，尤其是涉及一种飞行器的控制方法、装置和飞行器。
技术介绍
高速飞行器因其能快速、高效和可靠地进入临近空间而广泛的应用于多种领域。高速飞行器在飞行过程中，会受到非线性和包括参数不确定性、非线性耦合、非结构化和外部干扰等不确定性的影响，尤其在执行超音速飞行任务时，这些不确定性将严重影响飞行器中闭环控制系统的跟踪性能。而现有的控制方式中，常常忽略不确定性的影响，或者对这些影响进行粗略估计，导致对飞行器的不确定因素抑制能力较差，进而导致跟踪控制性能较差。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术的目的在于提供一种飞行器的控制方法、装置和飞行器，以抑制飞行器在飞行过程中产生的各种不确定因素的影响，提高控制器对飞行器飞行状态的跟踪控制性能。第一方面，本专利技术实施例提供了一种飞行器的控制方法，方法应用于飞行器的控制器；方法包括：采集飞行器的动力系统输出的初始飞行状态参数；其中，初始飞行状态参数包括飞行速度和飞行高度；根据初始飞行状态参数和预设的参考信号，生成初始控制信号；将初始控制信号输入至飞行器的动力系统，采集动力系统输出的当前飞行状态参数，计算当前飞行状态参数与参考信号之间的误差信号；根据误差信号，生成补偿控制信号；根据初始控制信号和补偿控制信号，确定飞行器的节流阀和舵偏角控制信号，以对飞行器的飞行状态进行控制。结合第一方面，本专利技术实施例提供了第一方面的第一种可能的实施方式，其中，上述根据初始飞行状态参数和预设的参考信号，生成初始控制信号的步骤，包括：通过下述公式，计算初始控制信号ui,H：ui,H＝Ki,Hei,i＝1,2,；其中，i＝1代表飞行速度；i＝2代表飞行高度；Ki,H次优状态反馈增益；ei为误差信号。结合第一方面的第一种可能的实施方式，本专利技术实施例提供了第一方面的第二种可能的实施方式，其中，上述次优状态反馈增益Ki,H，通过下述公式获得：其中，ωn为自然角频率；ρ为大气密度；vtrim为飞行器在巡航飞行阶段平衡状态时的速度；S为参考面积；为平均气动弦长；CMe为空气动力系数；Iyy为转动惯量；Pi为下述方程的对称正定解：a21＝vtrim；a22＝Ttrim/mN/Vtrim；CTβ0和CTβ2为空气动力系数；m为飞机质量；ζn为阻尼比；Ttrim为飞行器在巡航飞行阶段平衡状态时的推力；和θi是权重参数；Qi(i＝1,2)是对称正定矩阵，φi(i＝1,2)是设定的衰减因子；上标N表示参数为标称参数。结合第一方面的第二种可能的实施方式，本专利技术实施例提供了第一方面的第三种可能的实施方式，其中，上述根据误差信号，生成补偿控制信号的步骤，包括：通过下述公式，计算补偿控制信号ui,R(s)：其中，s为拉普拉斯算子；F1(s)＝f13/(s+f1)3，f1和f2是设定的滤波参数，为正常数；y2＝h-rh，y1＝v-rv；v为飞行器的速度；h为飞行器的高度；rv为飞行器在巡航飞行阶段的参考速度；rh为飞行器在巡航飞行阶段的参考高度；Gi(s)为从ui,R(s)至yi的传递函数。结合第一方面的第三种可能的实施方式，本专利技术实施例提供了第一方面的第四种可能的实施方式，其中，上述传递函数Gi(s)，通过下述公式获得：Gi(s)＝Ci(sIi-Ai,H)-1Bi(i＝1,2)；其中，Ii(i＝1,2)为单位矩阵；Ai,H＝Ai+BiKi,H。结合第一方面的第四种可能的实施方式，本专利技术实施例提供了第一方面的第五种可能的实施方式，其中，上述根据初始控制信号和补偿控制信号，确定飞行器的节流阀和舵偏角控制信号，以对飞行器的飞行状态进行控制的步骤，包括：计算飞行器的最终控制信号ui＝ui,H+ui,R，(i＝1,2)；根据最终控制信号控制飞行器的飞行速度和/或飞行高度。第二方面，本专利技术实施例提供了一种飞行器的控制装置，装置设置于飞行器的控制器；装置包括：信号采集模块，用于采集飞行器的动力系统输出的初始飞行状态参数；其中，初始飞行状态参数包括飞行速度和飞行高度；第一信号生成模块，用于根据初始飞行状态参数和预设的参考信号，生成初始控制信号；误差信号计算模块，用于将初始控制信号输入至飞行器的动力系统，采集动力系统输出的当前飞行状态参数，计算当前飞行状态参数与参考信号之间的误差信号；第二信号生成模块，用于根据误差信号，生成补偿控制信号；控制模块，用于根据初始控制信号和补偿控制信号，确定飞行器的节流阀和舵偏角控制信号，以对飞行器的飞行状态进行控制。结合第二方面，本专利技术实施例提供了第二方面的第一种可能的实施方式，其中，上述第一信号生成模块，还用于：通过下述公式，计算初始控制信号ui,H：ui,H＝Ki,Hei,i＝1,2,；其中，i＝1代表飞行速度；i＝2代表飞行高度；Ki,H为次优状态反馈增益；ei为误差信号。结合第二方面的第一种可能的实施方式，本专利技术实施例提供了第二方面的第二种可能的实施方式，其中，上述第一信号生成模块，还用于：次优状态反馈增益Ki,H，通过下述公式获得：其中，ωn为自然角频率；ρ为大气密度；vtrim为飞行器在巡航飞行阶段平衡状态时的速度；S为参考面积；为平均气动弦长；CMe为空气动力系数；Iyy为转动惯量；Pi为下述方程的对称正定解：a21＝vtrim；a22＝Ttrim/mN/Vtrim；CTβ0和CTβ2为空气动力系数；m为飞机质量；ζn为阻尼比；Ttrim为飞行器在巡航飞行阶段平衡状态时的推力；和θi是权重参数；Qi(i＝1,2)是对称正定矩阵，φi(i＝1,2)是设定的衰减因子；上标N表示参数为标称参数。第三方面，本专利技术实施例提供了一种飞行器，飞行器包括处理器和传感器；上述飞行器的控制装置设置于处理器中。本专利技术实施例带来了以下有益效果：本专利技术实施例提供的一种飞行器的控制方法、装置和飞行器，根据飞行器输出的初始飞行状态参数和预设的参考信号，可以生成初始控制信号；将该初始控制信号输入至飞行器的动力系统后，采集动力系统输出的当前飞行状态参数，并计算当前飞行状态参数与参考信号之间的误差信号；再根据该误差信号，可以生成补偿控制信号；再根据该初始控制信号和补偿控制信号，可以确定飞行器的节流阀和舵偏角控制信号，进而对飞行器的飞行状态进行控制；该方式通过补偿控制信号可以抑制飞行器在飞行过程中产生的各种不确定因素的影响，提高了控制器对飞行器飞行状态的跟踪控制性能。进一步地，该方式采用的是线性时不变控制方法，易于实现，且实用性强。本专利技术的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，或者，部分特征和优点可以从说明书推知或毫无疑义地确定，或者通过实施本专利技术的上述技术即可得知。为使本专利技术的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施方式，并配合所附附图，作详细说明如下。附图说明为了更清楚地说明本专利技术具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本专利技术的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1为本专利技术实施例提供的一种飞行器的控制方法的流程图；图2为本专利技术实施例提供的一种飞行控制器的结构示意图；图3为本专利技术实施例提供的各种控制器的速度本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器的控制方法，其特征在于，所述方法应用于飞行器的控制器；所述方法包括：采集飞行器的动力系统输出的初始飞行状态参数；其中，所述初始飞行状态参数包括飞行速度和飞行高度；根据所述初始飞行状态参数和预设的参考信号，生成初始控制信号；将所述初始控制信号输入至所述飞行器的动力系统，采集所述动力系统输出的当前飞行状态参数，计算所述当前飞行状态参数与所述参考信号之间的误差信号；根据所述误差信号，生成补偿控制信号；根据所述初始控制信号和所述补偿控制信号，确定所述飞行器的节流阀和舵偏角控制信号，以对所述飞行器的飞行状态进行控制。

【技术特征摘要】
1.一种飞行器的控制方法，其特征在于，所述方法应用于飞行器的控制器；所述方法包括：采集飞行器的动力系统输出的初始飞行状态参数；其中，所述初始飞行状态参数包括飞行速度和飞行高度；根据所述初始飞行状态参数和预设的参考信号，生成初始控制信号；将所述初始控制信号输入至所述飞行器的动力系统，采集所述动力系统输出的当前飞行状态参数，计算所述当前飞行状态参数与所述参考信号之间的误差信号；根据所述误差信号，生成补偿控制信号；根据所述初始控制信号和所述补偿控制信号，确定所述飞行器的节流阀和舵偏角控制信号，以对所述飞行器的飞行状态进行控制。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述初始飞行状态参数和预设的参考信号，生成初始控制信号的步骤，包括：通过下述公式，计算初始控制信号ui,H：ui,H＝Ki,Hei,i＝1,2,；其中，i＝1代表飞行速度；i＝2代表飞行高度；Ki,H为次优状态反馈增益；ei为误差信号。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述次优状态反馈增益Ki,H，通过下述公式获得：其中，ωn为自然角频率；ρ为大气密度；vtrim为所述飞行器在巡航飞行阶段平衡状态时的速度；S为参考面积；为平均气动弦长；CMe为空气动力系数；Iyy为转动惯量；Pi为下述方程的对称正定解：a21＝vtrim；a22＝Ttrim/mN/Vtrim；CTβ0和CTβ2为空气动力系数；m为飞机质量；ζn为阻尼比；Ttrim为所述飞行器在巡航飞行阶段平衡状态时的推力；c1j(j＝1,2,3)、c2j(j＝1,2,3,4)和θi是权重参数；Qi(i＝1,2)是对称正定矩阵，φi(i＝1,2)是设定的衰减因子；上标N表示参数为标称参数。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述根据所述误差信号，生成补偿控制信号的步骤，包括：通过下述公式，计算补偿控制信号ui,R(s)：其中，s为拉普拉斯算子；F1(s)＝f13/(s+f1)3，f1和f2是设定的滤波参数，为正常数；y1＝v-rv，y2＝h-rh；v为所述飞行器的速度；h为所述飞行器的高度；rv为所述飞行器在巡航飞行阶段的参考速度；rh为所述飞行器在巡航飞行阶段的参考高度；Gi(s)为从ui,R(s)至yi的传递函数。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述传递函数Gi(s)，通过下述公...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘昊，马腾，蔡国飙，刘德元，赵万兵，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11