CN104155986A - 基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，所述方法包括：根据如下公式计算得到滚动通道的滚动舵的舵面偏转角δ_x；使用所述滚动舵的舵面偏转角δ_x对所述滚动舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值；将补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值输入到所述滚动舵的伺服机构，由所述滚动舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；其中，公式为：本发明的技术方案中，对于飞行器的一个姿态运动通道，将其他通道对该通道的惯性耦合特性的交联影响，量化为该通道的空气舵的舵面偏转角；从而可以根据量化出的舵面偏转角对飞行器进行补偿控制后，使得对飞行器的控制更为准备，可靠。

Description

基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法

技术领域

本发明涉及航天领域，尤其涉及一种基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法。

背景技术

飞行器在飞行过程中，其飞行姿态通常可以划分为滚动、偏航和俯仰三个姿态运动通道的运动。对于轴对称飞行器，其三个通道之间的耦合很弱，因而可以将耦合对于轴对称飞行器的飞行姿态的影响作为随机小扰动，构建轴对称飞行器的小扰动气动力模型。目前，通常根据小扰动气动力模型，在轴对称飞行器内设置三个独立的姿态控制器，分别用于控制该飞行器俯仰通道、偏航通道和滚动通道的角速度。

然而，轴对称飞行器只是面对称飞行器的一个特例。飞行速度较高(例如超过5马赫)的飞行器通常采用面对称的气动布局，即为面对称飞行器，在其飞行过程中，其滚动、偏航和俯仰三个通道之间的耦合较强。通常通道间的耦合特性可以包括惯性耦合特性、运动耦合特性和气动耦合特性；目前，对于面对称飞行器的三个通道之间的惯性耦合特性往往只进行定性分析，缺乏对通道间的惯性耦合特性的交联影响的较为准确的量化分析；自然无法根据量化的惯性耦合特性的交联影响对飞行器进行补偿控制。而根据量化的惯性耦合特性的交联影响对飞行器进行补偿控制，有助于对飞行器的控制更为准确、可靠。

因此，有必要提供一种基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，以更为准确、可靠地控制飞行器。

发明内容

针对上述现有技术存在的缺陷，本发明实施例提供了一种基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，以更为准确、可靠地控制飞行器。

本发明的技术方案根据一个方面，提供了一种基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，包括：

根据如下公式4计算得到滚动通道的滚动舵的舵面偏转角δ_x；

使用所述滚动舵的舵面偏转角δ_x对所述滚动舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值；

将补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值输入到所述滚动舵的伺服机构，由所述滚动舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；

其中，公式4为：

${\mathrm{\δ}}_x=-[(I_Y-I_Z){\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z+{\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y)]/M_x^{{\mathrm{\δ}}_x}$ …………(公式4)

其中，表示所述飞行器俯仰通道的基于惯性耦合特性的角速度，I_Y、I_Z分别表示所述飞行器偏航、俯仰通道的惯量，ω_x、ω_y、ω_z分别表示所述飞行器滚动、偏航、俯仰三个通道的角速度，I_ZX表示所述飞行器滚动通道与俯仰通道之间的惯性积，表示所述飞行器滚动通道的滚动舵的滚动力矩系数。

进一步，所述基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，还包括：

根据如下公式5计算得到偏航通道的偏航舵的舵面偏转角δ_y；

使用所述偏航舵的舵面偏转角δ_y对所述偏航舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值；

将补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值输入到所述偏航舵的伺服机构，由所述偏航舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；

其中，公式5为：

${\mathrm{\δ}}_y=-[(I_Z-I_X){\mathrm{\ω}}_z{\mathrm{\ω}}_x+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z^2-{\mathrm{\ω}}_x^2)]/M_y^{{\mathrm{\δ}}_y}$ …………(公式5)

其中，I_X表示所述飞行器滚动通道的惯量，表示所述飞行器偏航通道的偏航舵的偏航力矩系数。

进一步，所述基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，还包括：

根据如下公式6计算得到俯仰通道的俯仰舵的舵面偏转角δ_z；

使用所述俯仰舵的舵面偏转角δ_z对所述俯仰舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的俯仰舵的舵面偏转指令值；

将补偿后的俯仰舵的舵面偏转指令值输入到所述俯仰舵的伺服机构，由所述俯仰舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；

其中，公式6为：

${\mathrm{\δ}}_z=-[(I_X-I_Y){\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_x+{\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z)]/M_z^{{\mathrm{\δ}}_z}$ …………(公式6)

其中，表示所述飞行器滚动通道的基于惯性耦合特性的角速度，表示所述飞行器俯仰通道的俯仰舵的俯仰力矩系数。

本发明的技术方案根据另一个方面，还提供了一种基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，包括：

根据如下公式5计算得到偏航通道的偏航舵的舵面偏转角δ_y；

使用所述偏航舵的舵面偏转角δ_y对所述偏航舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值；

将补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值输入到所述偏航舵的伺服机构，由所述偏航舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；

其中，公式5为：

${\mathrm{\δ}}_y=-[(I_Z-I_X){\mathrm{\ω}}_z{\mathrm{\ω}}_x+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z^2-{\mathrm{\ω}}_x^2)]/M_y^{{\mathrm{\δ}}_y}$ …………(公式5)

其中，表示所述飞行器俯仰通道的基于惯性耦合特性的角速度，I_X、I_Z分别表示所述飞行器滚动、俯仰通道的惯量，ω_x、ω_z分别表示所述飞行器滚动、俯仰通道的角速度，I_ZX表示所述飞行器滚动通道与俯仰通道之间的惯性积，表示所述飞行器偏航通道的偏航舵的偏航力矩系数。

进一步，所述基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，还包括：

根据如下公式4计算得到滚动通道的滚动舵的舵面偏转角δ_x；

使用所述滚动舵的舵面偏转角δ_x对所述滚动舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值；

将补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值输入到所述滚动舵的伺服机构，由所述滚动舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；

其中，公式4为：

${\mathrm{\δ}}_x=-[(I_Y-I_Z){\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z+{\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y)]/M_x^{{\mathrm{\δ}}_x}$ …………(公式4)

其中，I_Y表示所述飞行器偏航通道的惯量，表示所述飞行器滚动通道的滚动舵的滚动力矩系数。

进一步，所述基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，还包括：

根据如下公式6计算得到俯仰通道的俯仰舵的舵面偏转角δ_z；

使用所述俯仰舵的舵面偏转角δ_z对所述俯仰舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的俯仰舵的舵面偏转指令值；

将补偿后的俯仰舵的舵面偏转指令值输入到所述俯仰舵的伺服机构，由所述俯仰舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；

其中，公式6为：

${\mathrm{\δ}}_z=-[(I_X-I_Y){\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_x+{\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z)]/M_z^{{\mathrm{\δ}}_z}$ …………(公式6)

其中，表示所述飞行器滚动通道的基于惯性耦合特性的角速度，表示所述飞行器俯仰通道的俯仰舵的俯仰力矩系数。

本发明的技术方案根据另一个方面，还提供了一种基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，包括：

根据如下公式6计算得到俯仰通道的俯仰舵的舵面偏转角δ_z；

使用所述俯仰舵的舵面偏转角δ_z对所述俯仰舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的俯仰舵的舵面偏转指令值；

将补偿后的俯仰舵的舵面偏转指令值输入到所述俯仰舵的伺服机构，由所述俯仰舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；

其中，公式6为：

${\mathrm{\δ}}_z=-[(I_X-I_Y){\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_x+{\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z)]/M_z^{{\mathrm{\δ}}_z}$ …………(公式6)

其中，表示所述飞行器滚动通道的基于惯性耦合特性的角速度，I_X、I_Y分别表示所述飞行器滚动、偏航通道的惯量，ω_x、ω_y、ω_z分别表示所述飞行器滚动、偏航、俯仰三个通道的角速度，I_ZX表示所述飞行器滚动通道与俯仰通道之间的惯性积，表示所述飞行器俯仰通道的俯仰舵的俯仰力矩系数。

进一步，所述基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，还包括：

根据如下公式4计算得到滚动通道的滚动舵的舵面偏转角δ_x；

使用所述滚动舵的舵面偏转角δ_x对所述滚动舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值；

将补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值输入到所述滚动舵的伺服机构，由所述滚动舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；

其中，公式4为：

${\mathrm{\δ}}_x=-[(I_Y-I_Z){\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z+{\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y)]/M_x^{{\mathrm{\δ}}_x}$ …………(公式4)

其中，表示所述飞行器俯仰通道的基于惯性耦合特性的角速度，I_Z表示所述飞行器俯仰通道的惯量，表示所述飞行器滚动通道的滚动舵的滚动力矩系数。

进一步，所述基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，还包括：

根据如下公式5计算得到偏航通道的偏航舵的舵面偏转角δ_y；

使用所述偏航舵的舵面偏转角δ_y对所述偏航舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值；

将补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值输入到所述偏航舵的伺服机构，由所述偏航舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；

其中，公式5为：

${\mathrm{\δ}}_y=-[(I_Z-I_X){\mathrm{\ω}}_z{\mathrm{\ω}}_x+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z^2-{\mathrm{\ω}}_x^2)]/M_y^{{\mathrm{\δ}}_y}$ …………(公式5)

其中，表示所述飞行器偏航通道的偏航舵的偏航力矩系数。

本发明的技术方案中，对于飞行器的一个姿态运动通道，将其他通道对该通道的惯性耦合特性的交联影响，量化为该通道的空气舵的舵面偏转角；从而可以根据量化出的舵面偏转角对飞行器进行补偿控制后，使得对飞行器的控制更为准备，可靠。

附图说明

图1为本发明实施例的基于惯性耦合特性的滚动通道的补偿控制方法的流程示意图；

图2为本发明实施例的基于惯性耦合特性的偏航通道的补偿控制方法的流程示意图；

图3为本发明实施例的基于惯性耦合特性的俯仰通道的补偿控制方法的流程示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举出优选实施例，对本发明进一步详细说明。然而，需要说明的是，说明书中列出的许多细节仅仅是为了使读者对本发明的一个或多个方面有一个透彻的理解，即便没有这些特定的细节也可以实现本发明的这些方面。

本申请使用的“模块”、“***”等术语旨在包括与计算机相关的实体，例如但不限于硬件、固件、软硬件组合、软件或者执行中的软件。例如，模块可以是，但并不仅限于：处理器上运行的进程、处理器、对象、可执行程序、执行的线程、程序和/或计算机。举例来说，计算设备上运行的应用程序和此计算设备都可以是模块。一个或多个模块可以位于执行中的一个进程和/或线程内。

本发明的发明人考虑到，面对称飞行器的质量通常只关于一个平面(例如飞行器的纵剖面)对称分布，而对于其他平面或轴的分布都是不对称的；飞行器在飞行过程中，飞行器质量的不对称通常引起滚动、偏航、俯仰三个姿态运动通道间较为显著的惯性耦合特性的交联影响。如下公式1-3所示的飞行器姿态动力学方程中揭示了通道间的惯性耦合特性的交联影响：

${\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_x=[M_x+(I_Y-I_Z){\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z+{\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y)]/I_X$ …………(公式1)

${\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_y=[M_y+(I_Z-I_X){\mathrm{\ω}}_z{\mathrm{\ω}}_x+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z^2-{\mathrm{\ω}}_x^2)]/I_Y$ …………...(公式2)

${\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z=[M_z+(I_X-I_Y){\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_x+{\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z)]/I_Z$ …………(公式3)

上述公式1-3中，分别表示飞行器滚动、偏航、俯仰三个通道的基于惯性耦合特性的角速度；M_x、M_y、M_z分别表示飞行器滚动、偏航、俯仰三个通道的力矩；I_X、I_Y、I_Z分别表示飞行器滚动、偏航、俯仰三个通道的惯量；ω_x、ω_y、ω_z分别表示飞行器滚动、偏航、俯仰三个通道的角速度；I_ZX表示飞行器滚动通道与俯仰通道之间的惯性积。

下面以公式1为例，分析飞行器通道间的惯性耦合特性的交联影响：公式1中等号右边的后两项(I_Y-I_Z)ω_yω_z、体现了，偏航、俯仰通道的角速度对滚动通道的角速度的惯性耦合特性的交联影响；并且该交联影响具体是由惯量差I_Y-I_Z、惯性积I_ZX引起的，当I_Y-I_Z和I_ZX都等于0时，偏航、俯仰通道的角速度对滚动通道的角速度的惯性耦合特性的交联影响消失。

本发明的发明人考虑到，对于飞行器的一个姿态运动通道，可以根据飞行器的其他通道的角速度、惯量，较为准确地量化出其它通道的角速度对该通道的惯性耦合特性的交联影响；从而可以根据量化的交联影响对飞行器进行补偿控制后，使得对飞行器的控制更为准确、可靠。

下面结合附图详细说明本发明的技术方案。

本发明实施例的基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法包括：基于惯性耦合特性的滚动、偏航、俯仰三个姿态运动通道的补偿控制方法。

其中，基于惯性耦合特性的滚动通道的补偿控制方法，其流程示意图如图1所示，包括如下步骤：

S101：计算出滚动通道的滚动舵的舵面偏转角δ_x。

具体地，飞行器的机载计算机根据飞行器的惯性平台的测量数据，确定出滚动、偏航、俯仰三个通道的角速度ω_x、ω_y、ω_z，确定出飞行器的滚动、偏航、俯仰三个通道的惯量I_X、I_Y、I_Z，确定出滚动通道与俯仰通道间的惯性积I_ZX，并确定出滚动、偏航、俯仰三个通道的力矩M_x、M_y、M_z；并根据上述公式1-3联立计算出俯仰通道的基于惯性耦合特性的角速度

并且，机载计算机根据飞行器的惯性平台的测量数据，确定出滚动通道的滚动舵的滚动力矩系数 表示滚动通道的滚动舵的单位舵面偏转角所产生的滚动通道的力矩的改变量。

之后，机载计算机根据确定出的和I_Y、I_Z、I_ZX、ω_x、ω_y、ω_z，以及如下公式4，计算出滚动通道的滚动舵的舵面偏转角δ_x：

${\mathrm{\δ}}_x=-[(I_Y-I_Z){\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z+{\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y)]/M_x^{{\mathrm{\δ}}_x}$ …………(公式4)

公式4的滚动舵的舵面偏转角δ_x体现了，偏航、俯仰通道的角速度对滚动通道的滚动舵的舵面偏转角的惯性耦合特性的交联影响具体是由惯量差I_Y-I_Z和惯性积I_ZX共同引起的。若惯量差I_Y-I_Z和惯性积I_ZX都等于0，则δ_x为0。

S102：使用滚动舵的舵面偏转角δ_x对滚动舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值。

具体地，机载计算机使用步骤S101中计算出的滚动舵的舵面偏转角δ_x，对滚动舵的舵面偏转指令值进行补偿，例如扰动补偿，得到补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值。

S103：将补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值输入到滚动舵的伺服机构，由滚动舵的伺服机构相应控制飞行器的姿态。

具体地，机载计算机将补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值输入到滚动舵的伺服机构；由滚动舵的伺服机构，控制该滚动舵根据接收的舵面偏转指令值进行偏转；从而达到控制飞行器的姿态的目的。滚动舵的伺服机构的具体结构，以及其根据舵面偏转指令值控制滚动舵偏转的具体方法，为本领域技术的惯用技术手段，此处不再赘述。

事实上，公式4的滚动舵的舵面偏转角δ_x包含了偏航、俯仰通道对滚动通道的气动耦合特性的交联影响的因素；因此，根据δ_x对滚动通道的舵面偏转指令值进行补偿后，根据补偿后的舵面偏转指令值控制滚动舵，等效于对滚动通道的滚动舵的舵面偏转角进行解耦；从而使得滚动舵获取更强的通道解耦效果，可以更加稳定地控制飞行器进行飞行。

本发明实施例中，基于惯性耦合特性的滚动通道的补偿控制方法，其流程示意图如图2所示，包括如下步骤：

S201：计算出偏航通道的偏航舵的舵面偏转角δ_y。

具体地，飞行器的机载计算机根据飞行器的惯性平台的测量数据，确定出滚动、偏航、俯仰三个通道的角速度ω_x、ω_y、ω_z，确定出飞行器的滚动、偏航、俯仰三个通道的惯量I_X、I_Y、I_Z，确定出滚动通道与俯仰通道间的惯性积I_ZX，并确定出滚动、偏航、俯仰三个通道的力矩M_x、M_y、M_z；并根据上述公式1-3联立计算出俯仰通道的基于惯性耦合特性的角速度

并且，机载计算机根据飞行器的惯性平台的测量数据，确定出偏航通道的偏航舵的偏航力矩系数 表示偏航通道的偏航舵的单位舵面偏转角所产生的偏航通道的力矩的改变量。

之后，机载计算机根据确定出的和I_X、I_Z、I_ZX、ω_x、ω_z，以及如下公式5，计算出偏航通道的偏航舵的舵面偏转角δ_y：

${\mathrm{\δ}}_y=-[(I_Z-I_X){\mathrm{\ω}}_z{\mathrm{\ω}}_x+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z^2-{\mathrm{\ω}}_x^2)]/M_y^{{\mathrm{\δ}}_y}$ …………(公式5)

公式5的偏航舵的舵面偏转角δ_y体现了，滚动、俯仰通道的角速度对偏航通道的偏航舵的舵面偏转角的惯性耦合特性的交联影响具体是由惯量差I_Z-I_X和惯性积I_ZX共同引起的。若惯量差I_Z-I_X和惯性积I_ZX都等于0，则δ_y为0。

S202：使用偏航舵的舵面偏转角δ_y对偏航舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值。

具体地，机载计算机使用步骤S201中计算出的偏航舵的舵面偏转角δ_y，对偏航舵的舵面偏转指令值进行补偿，例如扰动补偿，得到补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值。

S203：将补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值输入到偏航舵的伺服机构，由偏航舵的伺服机构相应控制飞行器的姿态。

具体地，机载计算机将补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值输入到偏航舵的伺服机构；由偏航舵的伺服机构，控制该偏航舵根据接收的舵面偏转指令值进行偏转；从而达到控制飞行器的姿态的目的。偏航舵的伺服机构的具体结构，以及其根据舵面偏转指令值控制偏航舵偏转的具体方法，为本领域技术的惯用技术手段，此处不再赘述。

_本发明的实施例中，基于惯性耦合特性的俯仰通道的补偿控制方法，其流程示意图如图3所示，包括如下步骤：

S301：计算出俯仰通道的俯仰舵的舵面偏转角δ_z。

具体地，飞行器的机载计算机根据飞行器的惯性平台的测量数据，确定出滚动、偏航、俯仰三个通道的角速度ω_x、ω_y、ω_z，确定出飞行器的滚动、偏航、俯仰三个通道的惯量I_X、I_Y、I_Z，确定出滚动通道与俯仰通道间的惯性积I_ZX，并确定出滚动、偏航、俯仰三个通道的力矩M_x、M_y、M_z；并根据上述公式1-3联立计算出滚动通道的基于惯性耦合特性的角速度

并且，机载计算机根据飞行器的惯性平台的测量数据，确定出俯仰通道的俯仰舵的俯仰力矩系数 表示俯仰通道的俯仰舵的单位舵面偏转角所产生的俯仰通道的力矩的改变量。

之后，机载计算机根据确定出的和I_X、I_Y、I_ZX、ω_x、ω_y、ω_z，以及如下公式6，计算出俯仰通道的俯仰舵的舵面偏转角δ_z：

${\mathrm{\δ}}_z=-[(I_X-I_Y){\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_x+{\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z)]/M_z^{{\mathrm{\δ}}_z}$ …………(公式6)

公式6的俯仰舵的舵面偏转角δ_z体现了，滚动、偏航通道的角速度对俯仰通道的俯仰舵的舵面偏转角的惯性耦合特性的交联影响具体是由惯量差I_X-I_Y和惯性积I_ZX共同引起的。若惯量差I_X-I_Y和惯性积I_ZX都等于0，则δ_z为0。

S302：使用俯仰舵的舵面偏转角δ_z对俯仰舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的俯仰舵的舵面偏转指令值。

具体地，机载计算机使用步骤S301中计算出的俯仰舵的舵面偏转角δ_z，对俯仰舵的舵面偏转指令值进行补偿，例如扰动补偿，得到补偿后的俯仰舵的舵面偏转指令值。

S303：将补偿后的俯仰舵的舵面偏转指令值输入到俯仰舵的伺服机构，由俯仰舵的伺服机构相应控制飞行器的姿态。

具体地，机载计算机将补偿后的俯仰舵的舵面偏转指令值输入到俯仰舵的伺服机构；由俯仰舵的伺服机构，控制该俯仰舵根据接收的舵面偏转指令值进行偏转；从而达到控制飞行器的姿态的目的。俯仰舵的伺服机构的具体结构，以及其根据舵面偏转指令值控制俯仰舵偏转的具体方法，为本领域技术的惯用技术手段，此处不再赘述。

在实际操作中，对于上述基于惯性耦合特性的滚动通道的补偿控制方法、基于惯性耦合特性的偏航通道的补偿控制方法，以及基于惯性耦合特性的俯仰通道的补偿控制方法；可以从该三种方法中选择一种、两种或者三种方法对同一飞行器进行控制；而且，该三种方法之间的使用顺序、优先顺序等都不受限制，可以根据实际情况进行设置。

本发明的技术方案中，对于飞行器的一个姿态运动通道，将其他通道对该通道的惯性耦合特性的交联影响，量化为该通道的空气舵的舵面偏转角；从而可以根据量化出的舵面偏转角对飞行器进行补偿控制后，使得对飞行器的控制更为准备，可靠。

本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件来完成，该程序可以存储于计算机可读取存储介质中，如：ROM/RAM、磁碟、光盘等。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，其特征在于，包括：

根据如下公式4计算得到滚动通道的滚动舵的舵面偏转角δ_x；

使用所述滚动舵的舵面偏转角δ_x对所述滚动舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值；

将补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值输入到所述滚动舵的伺服机构，由所述滚动舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；

其中，公式4为：

${\mathrm{\δ}}_x=-[(I_Y-I_Z){\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z+{\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y)]/M_x^{{\mathrm{\δ}}_x}$ …………(公式4)

其中，表示所述飞行器俯仰通道的基于惯性耦合特性的角速度，I_Y、I_Z分别表示所述飞行器偏航、俯仰通道的惯量，ω_x、ω_y、ω_z分别表示所述飞行器滚动、偏航、俯仰三个通道的角速度，I_ZX表示所述飞行器滚动通道与俯仰通道之间的惯性积，表示所述飞行器滚动通道的滚动舵的滚动力矩系数。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：

根据如下公式5计算得到偏航通道的偏航舵的舵面偏转角δ_y；

使用所述偏航舵的舵面偏转角δ_y对所述偏航舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值；

将补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值输入到所述偏航舵的伺服机构，由所述偏航舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；

其中，公式5为：

${\mathrm{\δ}}_y=-[(I_Z-I_X){\mathrm{\ω}}_z{\mathrm{\ω}}_x+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z^2-{\mathrm{\ω}}_x^2)]/M_y^{{\mathrm{\δ}}_y}$ …………(公式5)

其中，I_X表示所述飞行器滚动通道的惯量，表示所述飞行器偏航通道的偏航舵的偏航力矩系数。

3.如权利要求1或2所述的方法，其特征在于，还包括：

根据如下公式6计算得到俯仰通道的俯仰舵的舵面偏转角δ_z；

使用所述俯仰舵的舵面偏转角δ_z对所述俯仰舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的俯仰舵的舵面偏转指令值；

将补偿后的俯仰舵的舵面偏转指令值输入到所述俯仰舵的伺服机构，由所述俯仰舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；

其中，公式6为：

${\mathrm{\δ}}_z=-[(I_X-I_Y){\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_x+{\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z)]/M_z^{{\mathrm{\δ}}_z}$ …………(公式6)

其中，表示所述飞行器滚动通道的基于惯性耦合特性的角速度，表示所述飞行器俯仰通道的俯仰舵的俯仰力矩系数。

4.一种基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，其特征在于，包括：

根据如下公式5计算得到偏航通道的偏航舵的舵面偏转角δ_y；

使用所述偏航舵的舵面偏转角δ_y对所述偏航舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值；

将补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值输入到所述偏航舵的伺服机构，由所述偏航舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；

其中，公式5为：

${\mathrm{\δ}}_y=-[(I_Z-I_X){\mathrm{\ω}}_z{\mathrm{\ω}}_x+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z^2-{\mathrm{\ω}}_x^2)]/M_y^{{\mathrm{\δ}}_y}$ …………(公式5)

其中，表示所述飞行器俯仰通道的基于惯性耦合特性的角速度，I_X、I_Z分别表示所述飞行器滚动、俯仰通道的惯量，ω_x、ω_z分别表示所述飞行器滚动、俯仰通道的角速度，I_ZX表示所述飞行器滚动通道与俯仰通道之间的惯性积，表示所述飞行器偏航通道的偏航舵的偏航力矩系数。

5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，还包括：

根据如下公式4计算得到滚动通道的滚动舵的舵面偏转角δ_x；

使用所述滚动舵的舵面偏转角δ_x对所述滚动舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值；

将补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值输入到所述滚动舵的伺服机构，由所述滚动舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；

其中，公式4为：

${\mathrm{\δ}}_x=-[(I_Y-I_Z){\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z+{\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y)]/M_x^{{\mathrm{\δ}}_x}$ …………(公式4)

其中，I_Y表示所述飞行器偏航通道的惯量，表示所述飞行器滚动通道的滚动舵的滚动力矩系数。

6.如权利要求4或5所述的方法，其特征在于，还包括：

根据如下公式6计算得到俯仰通道的俯仰舵的舵面偏转角δ_z；

使用所述俯仰舵的舵面偏转角δ_z对所述俯仰舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的俯仰舵的舵面偏转指令值；

将补偿后的俯仰舵的舵面偏转指令值输入到所述俯仰舵的伺服机构，由所述俯仰舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；

其中，公式6为：

${\mathrm{\δ}}_z=-[(I_X-I_Y){\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_x+{\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z)]/M_z^{{\mathrm{\δ}}_z}$ …………(公式6)

其中，表示所述飞行器滚动通道的基于惯性耦合特性的角速度，表示所述飞行器俯仰通道的俯仰舵的俯仰力矩系数。

7.一种基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，其特征在于，包括：

根据如下公式6计算得到俯仰通道的俯仰舵的舵面偏转角δ_z；

使用所述俯仰舵的舵面偏转角δ₂对所述俯仰舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的俯仰舵的舵面偏转指令值；

将补偿后的俯仰舵的舵面偏转指令值输入到所述俯仰舵的伺服机构，由所述俯仰舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；

其中，公式6为：

${\mathrm{\δ}}_z=-[(I_X-I_Y){\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_x+{\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z)]/M_z^{{\mathrm{\δ}}_z}$ …………(公式6)

其中，表示所述飞行器滚动通道的基于惯性耦合特性的角速度，I_X、I_Y分别表示所述飞行器滚动、偏航通道的惯量，ω_x、ω_y、ω_z分别表示所述飞行器滚动、偏航、俯仰三个通道的角速度，I_ZX表示所述飞行器滚动通道与俯仰通道之间的惯性积，表示所述飞行器俯仰通道的俯仰舵的俯仰力矩系数。

8.如权利要求7所述的方法，其特征在于，还包括：

根据如下公式4计算得到滚动通道的滚动舵的舵面偏转角δ_x；

使用所述滚动舵的舵面偏转角δ_x对所述滚动舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值；

将补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值输入到所述滚动舵的伺服机构，由所述滚动舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；

其中，公式4为：

${\mathrm{\δ}}_x=-[(I_Y-I_Z){\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_z+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z+{\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_y)]/M_x^{{\mathrm{\δ}}_x}$ …………(公式4)

其中，表示所述飞行器俯仰通道的基于惯性耦合特性的角速度，I_Z表示所述飞行器俯仰通道的惯量，表示所述飞行器滚动通道的滚动舵的滚动力矩系数。

9.如权利要求7或8所述的方法，其特征在于，还包括：

根据如下公式5计算得到偏航通道的偏航舵的舵面偏转角δ_y；

使用所述偏航舵的舵面偏转角δ_y对所述偏航舵的舵面偏转指令值进行补偿后，得到补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值；

将补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值输入到所述偏航舵的伺服机构，由所述偏航舵的伺服机构相应控制所述飞行器的姿态；

其中，公式5为：

${\mathrm{\δ}}_y=-[(I_Z-I_X){\mathrm{\ω}}_z{\mathrm{\ω}}_x+I_{\mathrm{ZX}}({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z^2-{\mathrm{\ω}}_x^2)]/M_y^{{\mathrm{\δ}}_y}$ …………(公式5)

其中，表示所述飞行器偏航通道的偏航舵的偏航力矩系数。