一种飞行器的航向姿态控制方法技术

本发明专利技术公开了一种飞行器的航向姿态控制方法，采用捷联惯性导航组件测量飞行器的位置、速度、航向姿态信号并传送给航行控制管理中心；关闭飞行器在多旋翼模式下的航向角角度控制环的输出，将航向角角速率控制环的目标速率设置为零，并修正动态的航向角角速率误差，使得飞行器的航向角角速率处于稳定状态；航行控制管理中心将飞行状态量输入预设的航向姿态控制系统中，得到差动控制量；航行控制管理中心根据捷联惯性导航装置输出的航行器导航信息，输出导航信息校正捷联惯性导航装置；同时按照控制分配策略，将差动控制量分配至动力系统，实现飞行器的航向姿态控制；解决了现有技术中存在的飞行器在飞行形态切换时抗干扰性差的问题。

A method of heading and attitude control for aircraft

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器的航向姿态控制方法
本专利技术属于无人机
，具体涉及一种飞行器的航向姿态控制方法。
技术介绍
在航向变换的飞行过程中实际空速达到指定平飞所需空速之前，多旋翼的自动控制起主导作用，此时的多旋翼的自动控制是多旋翼的横滚、俯仰和航向均处于自动修正控制的模式下，由于固定翼机体部分的气动特性，当受到侧风的作用时，机体将产生一个使机头扭向迎风方向的力矩，而且由于飞行器存在航向的锁定作用，为了保持飞行器原本的航向，控制系统会一直调整输出一个抵抗该力矩的修正量来维持原本飞行的航向角，同时在航向飞行变换的过程中，由于前置电机的倾转变化也会削弱多旋翼的姿态控制能力。因此，在多旋翼的自动控制起主导作用和前置电机倾转削弱多旋翼的姿态控制能力的条件下，进行飞行形态切换极易造成飞行器航向失锁，甚至导致整个姿态控制发散而失控的恶劣后果。飞行器的姿态控制，主要用以满足吸气式冲压发动机严格的点火工作条件。在调姿过程中，飞行器同时还要完成进气道打开、燃料注射、发动机点火等动作。高超声速飞行器在目前的各种应用中越来越广泛，其各项动力系数随着发动机工作状态的不同而发生较大变化，使得被控对象具有很强的不确定性。由于飞行器的高超声速流特性，导致其气动特性与姿态角强耦合，气动建模复杂，难以直接用于系统分析及控制器设计。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种飞行器的航向姿态控制方法，解决了现有技术中存在的飞行器在飞行形态切换时抗干扰性差的问题。本专利技术所采用的技术方案是，一种飞行器的航向姿态控制方法，具体按照以下步骤实施：步骤1、采用捷联惯性导航组件测量飞行器的位置、速度、航向姿态信号并传送给航行控制管理中心；关闭飞行器在多旋翼模式下的航向角角度控制环的输出，将航向角角速率控制环的目标速率设置为零，并修正动态的航向角角速率误差，使得飞行器的航向角角速率处于稳定状态；步骤2、航行控制管理中心将飞行状态量输入预设的航向姿态控制系统中，得到差动控制量；步骤3、航行控制管理中心根据捷联惯性导航装置输出的航行器导航信息，输出导航信息校正捷联惯性导航装置；同时按照控制分配策略，将差动控制量分配至动力系统，实现飞行器的航向姿态控制。本专利技术技术方案的特点还在于：捷联惯性导航装置包括角速率陀螺仪和加速度计，角速率陀螺仪和加速度计均固接在飞行器上。差动控制量是第一动力系统和第二动力系统之间的动力差。动力差产生航向差动力矩使所述飞行器发生航向运动。航行控制管理中心主要用于对信息的采集、传输、综合、过滤、相关及合成处理。本专利技术的有益效果是：本专利技术的一种飞行器的航向姿态控制方法，有效避免了地在多旋翼的自动控制起主导作用和前置电机倾转削弱多旋翼的姿态控制能力的条件下，进行飞行形态切换时飞行器航向失锁，有效阻止了整个姿态控制发散而失控的恶劣后果。具体实施方式下面结合具体实施方式对本专利技术进行详细说明。本专利技术一种飞行器的航向姿态控制方法，具体按照以下步骤实施：步骤1、采用捷联惯性导航组件测量飞行器的位置、速度、航向姿态信号并传送给航行控制管理中心；关闭飞行器在多旋翼模式下的航向角角度控制环的输出，将航向角角速率控制环的目标速率设置为零，并修正动态的航向角角速率误差，使得飞行器的航向角角速率处于稳定状态；步骤2、航行控制管理中心将飞行状态量输入预设的航向姿态控制系统中，得到差动控制量；步骤3、航行控制管理中心根据捷联惯性导航装置输出的航行器导航信息，输出导航信息校正捷联惯性导航装置；同时按照控制分配策略，将差动控制量分配至动力系统，实现飞行器的航向姿态控制。优选地，捷联惯性导航装置包括角速率陀螺仪和加速度计，所述角速率陀螺仪和加速度计均固接在飞行器上。其优势在于，整个系统的体积、重量和成本大大降低，通常陀螺仪和加速度计只占导航平台的1/7；惯性仪表便于安装维护，便于更换；惯性仪表可以给出轴向的线加速度和角速度，这些信息是控制系统所需要的；和平台式系统相比，捷联式系统可以提供更多的导航和制导信息。优选地，差动控制量是第一动力系统和第二动力系统之间的动力差。动力差产生航向差动力矩使所述飞行器发生航向运动。控制分配策略，是将差动控制量分配至所述第一动力系统和所述第二动力，当飞行器向第一方向偏航时，分配动力增加量至所述第一动力系统、动力减小量至第二动力系统，动力增加量与所述动力减小量之差为差动控制量；当飞行器向第二方向偏航时，分配动力减小量至第一动力系统、动力增加量至第二动力系统，动力增加量与所述动力减小量之差为差动控制量。优选地，航行控制管理中心主要用于对信息的采集、传输、综合、过滤、相关及合成处理。本专利技术一种飞行器的航向姿态控制方法的优点在于：本专利技术的一种飞行器的航向姿态控制方法，有效避免了地在多旋翼的自动控制起主导作用和前置电机倾转削弱多旋翼的姿态控制能力的条件下，进行飞行形态切换时飞行器航向失锁，有效阻止了整个姿态控制发散而失控的恶劣后果。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行器的航向姿态控制方法，其特征在于，具体按照以下步骤实施：/n步骤1、采用捷联惯性导航组件测量飞行器的位置、速度、航向姿态信号并传送给航行控制管理中心；关闭飞行器在多旋翼模式下的航向角角度控制环的输出，将航向角角速率控制环的目标速率设置为零，并修正动态的航向角角速率误差，使得飞行器的航向角角速率处于稳定状态；/n步骤2、所述航行控制管理中心将飞行状态量输入预设的航向姿态控制系统中，得到差动控制量；/n步骤3、所述航行控制管理中心根据捷联惯性导航装置输出的航行器导航信息，输出导航信息校正捷联惯性导航装置；同时按照控制分配策略，将所述差动控制量分配至动力系统，实现所述飞行器的航向姿态控制。/n

【技术特征摘要】
1.一种飞行器的航向姿态控制方法，其特征在于，具体按照以下步骤实施：
步骤1、采用捷联惯性导航组件测量飞行器的位置、速度、航向姿态信号并传送给航行控制管理中心；关闭飞行器在多旋翼模式下的航向角角度控制环的输出，将航向角角速率控制环的目标速率设置为零，并修正动态的航向角角速率误差，使得飞行器的航向角角速率处于稳定状态；
步骤2、所述航行控制管理中心将飞行状态量输入预设的航向姿态控制系统中，得到差动控制量；
步骤3、所述航行控制管理中心根据捷联惯性导航装置输出的航行器导航信息，输出导航信息校正捷联惯性导航装置；同时按照控制分配策略，将所述差动控制量分配至动力系统，实现所述飞行器的航向姿态控制。

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【专利技术属性】
技术研发人员：邢显国，
申请(专利权)人：陕西瑞特测控技术有限公司，
类型：发明
国别省市：陕西;61