CN113791635A - 一种飞行器滚转控制方法、***及电子设备 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器滚转控制方法、***及电子设备。该方法包括：通关获取舵偏角补偿范围，并在舵偏角补偿范围内选取多个舵偏角补偿值；利用舵面法向力灵敏度指示值数据表，采用插值方法确定与舵偏角补偿值对应的舵面法向力灵敏度指示值，得到舵面法向力灵敏度指示值序列；确定舵面法向力灵敏度指示值序列中的最大舵面法向力灵敏度指示值，并将最大舵面法向力灵敏度指示值对应的舵偏角补偿值作为最优舵偏角补偿值；利用最优舵偏角补偿值对当前舵偏角进行补偿，得到优化后的舵偏角，利用优化后的舵偏角进行飞行器滚转控制。本发明将最大舵面法向力灵敏度指示值对应的舵偏角补偿值作为最优舵偏角补偿值，能够提高滚转通道响应速度。

Description

一种飞行器滚转控制方法、***及电子设备

技术领域

本发明涉及飞行器控制技术领域，特别是涉及一种飞行器滚转控制方法、***及电子设备。

背景技术

飞行器空气舵***通过在一定范围内偏转舵面，能够达到调整飞行器姿态的目的。飞行过程中，全动舵面根据飞行控制***的舵指令动态调整，以完成飞行器俯仰、偏航和滚转三通道的控制功能。飞行器在稳态飞行时，三通道的平衡舵偏角均为零度附近的小角度值，平衡舵偏角仅由飞行控制***根据弹体运动学需求得出。

当飞行器进行滚转机动时，平衡舵偏角的初始位置对滚转响应有很大的影响。舵面法向力使飞行器产生了绕质心的运动，并且随飞行器速度、高度、攻角和舵偏角等因素发生变化。单位舵偏角对应的舵面法向力与滚转通道增益相关，滚转通道增益不变时，单位舵偏角对应的舵面法向力增大时滚转响应变快，单位舵偏角对应的舵面法向力减小时滚转响应变慢。

目前，采用滚转通道零舵偏指令作为平衡舵指令，当该平衡舵指令处单位舵偏角对应的舵面法向力较小，滚转通道响应速度较慢，不能充分发挥舵***能力，飞行器滚转性能较差。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞行器滚转控制方法、***及电子设备，能够提高滚转通道响应速度。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

本发明提供一种飞行器滚转控制方法，包括：

获取舵偏角补偿范围，并在所述舵偏角补偿范围内选取多个舵偏角补偿值；

利用舵面法向力灵敏度指示值数据表，采用插值方法确定与所述舵偏角补偿值对应的舵面法向力灵敏度指示值，得到舵面法向力灵敏度指示值序列；所述舵面法向力灵敏度指示值是根据舵面法向力对舵偏角的导数得到的；

确定所述舵面法向力灵敏度指示值序列中的最大舵面法向力灵敏度指示值，并将所述最大舵面法向力灵敏度指示值对应的舵偏角补偿值作为最优舵偏角补偿值；

利用所述最优舵偏角补偿值对当前舵偏角进行补偿，得到优化后的舵偏角，利用所述优化后的舵偏角进行飞行器滚转控制。

可选的，在所述获取舵偏角补偿范围之前，所述方法包括：

根据飞行器的飞行条件，获取多个舵偏角上限补偿值和多个舵偏角下限补偿值；

将多个所述舵偏角上限补偿值的最小值作为所述舵偏角补偿范围的上限值，将多个所述舵偏角下限补偿值的最大值作为所述舵偏角补偿范围的下限值；

根据所述上限值和所述下限值得到所述舵偏角补偿范围。

可选的，在所述利用舵面法向力灵敏度指示值数据表之前，所述方法包括：

获取舵面法向力数据表；所述舵面法向力数据表反映舵面法向力与舵面法向力影响参数的对应关系，所述舵面法向力影响参数包括舵偏角、功角和马赫数；

根据所述舵面法向力数据表，建立舵面法向力对舵偏角导数数据表；所述舵面法向力对舵偏角导数数据表反映舵面法向力对舵偏角的导数值与舵面法向力影响参数的对应关系；所述导数值是根据飞行器在第一舵偏角下的舵面法向力与飞行器在第二舵偏角下的舵面法向力的差值与预设变化量的比值得到的；所述第一舵偏角等于所述第二舵偏角与所述预设变化量之和；

对所述舵面法向力对舵偏角导数数据表中的舵面法向力对舵偏角导数数值进行归一化处理，得到所述舵面法向力灵敏度指示值，并根据所述舵面法向力灵敏度指示值得到舵面法向力灵敏度指示值数据表；所述舵面法向力灵敏度指示值数据表反映舵面法向力灵敏度指示值与舵面法向力影响参数的对应关系。

可选的，所述预设变化量不大于相邻两个舵偏角的相差量且所述预设变化量不小于舵***非灵敏区间的上限值。

可选的，所述利用舵面法向力灵敏度指示值数据表，采用插值方法确定与所述舵偏角补偿值对应的舵面法向力灵敏度指示值，得到舵面法向力灵敏度指示值序列，具体包括：

获取当前时刻的舵面法向力影响参数；

在所述舵面法向力灵敏度指示值数据表中查找与所述当前时刻的舵面法向力影响参数对应的舵面法向力灵敏度指示值，得到舵面法向力灵敏度指示值集合；

根据所述舵面法向力灵敏度指示值集合，采用插值方法确定与所述舵偏角补偿值对应的舵面法向力灵敏度指示值，得到舵面法向力灵敏度指示值序列。

可选的，所述利用所述最优舵偏角补偿值对当前舵偏角进行补偿，得到优化后的舵偏角，具体包括：

在所述最优舵偏角补偿值的个数为多个时，采用加权求和的方法对多个所述最优舵偏角补偿值进行融合，得到融合后的舵偏角补偿值；

根据所述融合后的舵偏角补偿值对当前舵偏角进行补偿，得到优化后的舵偏角。

可选的，所述根据所述融合后的舵偏角补偿值对当前舵偏角进行补偿，得到优化后的舵偏角，具体包括：

获取补偿值符号项；所述补偿值符号项为1或-1；

将所述融合后的舵偏角补偿值的绝对值与所述补偿值符号项的乘积，与所述当前舵偏角进行求和操作，得到优化后的舵偏角。

可选的，在得到所述舵面法向力灵敏度指示值序列之后，所述方法还包括：

对所述舵面法向力灵敏度指示值序列中的相邻两个舵面法向力灵敏度指示值进行平滑处理，得到平滑后的舵面法向力灵敏度指示值序列。

本发明还提供一种飞行器滚转控制***，包括：

舵偏角补偿模块，用于获取舵偏角补偿范围，并在所述舵偏角补偿范围内选取多个舵偏角补偿值；

插值计算模块，用于利用舵面法向力灵敏度指示值数据表，采用插值方法确定与所述舵偏角补偿值对应的舵面法向力灵敏度指示值，得到舵面法向力灵敏度指示值序列；所述舵面法向力灵敏度指示值是根据舵面法向力对舵偏角的导数得到的；

最优舵偏角补偿值生成模块，用于确定所述舵面法向力灵敏度指示值序列中的最大舵面法向力灵敏度指示值，并将所述最大舵面法向力灵敏度指示值对应的舵偏角补偿值作为最优舵偏角补偿值；

飞行器滚转控制模块，用于利用所述最优舵偏角补偿值对当前舵偏角进行补偿，得到优化后的舵偏角，利用所述优化后的舵偏角进行飞行器滚转控制。

本发明还提供一种电子设备，包括：

至少一个处理器、以及与所述处理器连接的至少一个存储器、总线；

所述处理器、所述存储器通过所述总线完成相互间的通信；所述处理器用于调用所述存储器中的程序指令，以执行上述的飞行器滚转控制方法。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

本发明提出了一种飞行器滚转控制方法、***及电子设备，通关获取舵偏角补偿范围，并在舵偏角补偿范围内选取多个舵偏角补偿值；利用舵面法向力灵敏度指示值数据表，采用插值方法确定与舵偏角补偿值对应的舵面法向力灵敏度指示值，得到舵面法向力灵敏度指示值序列；确定舵面法向力灵敏度指示值序列中的最大舵面法向力灵敏度指示值，并将最大舵面法向力灵敏度指示值对应的舵偏角补偿值作为最优舵偏角补偿值；利用最优舵偏角补偿值对当前舵偏角进行补偿，得到优化后的舵偏角，利用优化后的舵偏角进行飞行器滚转控制。本发明通过将最大舵面法向力灵敏度指示值对应的舵偏角补偿值作为最优舵偏角补偿值，能够提高滚转通道响应速度。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例中飞行器滚转控制方法流程图；

图2为本发明实施例中基于舵指令优化的飞行器快速滚转控制方法示意图；

图3为本发明实施例中飞行器滚转控制***结构图；

图4为本发明实施例中电子设备结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供一种飞行器滚转控制方法、***及电子设备，能够提高滚转通道响应速度。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

实施例

本发明提供一种飞行器滚转控制方法，如图1所示，该方法包括：

步骤101：获取舵偏角补偿范围，并在舵偏角补偿范围内选取多个舵偏角补偿值。

优选地，舵偏角补偿范围的确定方法，具体包括：

根据飞行器的飞行条件，获取多个舵偏角上限补偿值和多个舵偏角下限补偿值；

将多个舵偏角上限补偿值的最小值作为舵偏角补偿范围的上限值，将多个舵偏角下限补偿值的最大值作为舵偏角补偿范围的下限值；

根据舵偏角补偿范围的上限值和舵偏角补偿范围的下限值确定舵偏角补偿范围。

步骤102：利用舵面法向力灵敏度指示值数据表，采用插值方法确定与舵偏角补偿值对应的舵面法向力灵敏度指示值，得到舵面法向力灵敏度指示值序列；舵面法向力灵敏度指示值是根据舵面法向力对舵偏角的导数得到的。

步骤102，具体包括：

获取当前时刻的舵面法向力影响参数；

在舵面法向力灵敏度指示值数据表中查找与当前时刻的舵面法向力影响参数对应的舵面法向力灵敏度指示值，生成舵面法向力灵敏度指示值集合；

根据舵面法向力灵敏度指示值集合，采用插值方法确定与舵偏角补偿值对应的舵面法向力灵敏度指示值，得到舵面法向力灵敏度指示值序列。

在得到舵面法向力灵敏度指示值序列之后，该方法还包括：

对舵面法向力灵敏度指示值序列中的相邻两个舵面法向力灵敏度指示值进行平滑处理，得到平滑后的舵面法向力灵敏度指示值序列。

优选地，舵面法向力灵敏度指示值数据表的建立过程，具体包括：

获取舵面法向力数据表；舵面法向力数据表反映舵面法向力与舵面法向力影响参数的对应关系，舵面法向力影响参数包括舵偏角、功角和马赫数。

根据舵面法向力数据表，建立舵面法向力对舵偏角导数数据表；舵面法向力对舵偏角导数数据表反映舵面法向力对舵偏角的导数值与舵面法向力影响参数的对应关系；导数值是根据飞行器在第一舵偏角下的舵面法向力与飞行器在第二舵偏角下的舵面法向力的差值与预设变化量的比值得到的；第一舵偏角等于所述第二舵偏角与所述预设变化量之和。其中，预设变化量不大于相邻两个舵偏角的相差量且预设变化量不小于舵***非灵敏区间的上限值。

对舵面法向力对舵偏角导数数据表中的舵面法向力对舵偏角导数数值进行归一化处理，得到舵面法向力灵敏度指示值，并根据舵面法向力灵敏度指示值得到舵面法向力灵敏度指示值数据表；舵面法向力灵敏度指示值数据表反映舵面法向力灵敏度指示值与舵面法向力影响参数的对应关系。

步骤103：确定舵面法向力灵敏度指示值序列中的最大舵面法向力灵敏度指示值，并将最大舵面法向力灵敏度指示值对应的舵偏角补偿值作为最优舵偏角补偿值。

步骤104：利用最优舵偏角补偿值对当前舵偏角进行补偿，得到优化后的舵偏角，利用优化后的舵偏角进行飞行器滚转控制。

步骤104，具体包括：

在最优舵偏角补偿值的个数为多个时，采用加权求和的方法对多个最优舵偏角补偿值进行融合，得到融合后的舵偏角补偿值；

根据融合后的舵偏角补偿值对当前舵偏角进行补偿，得到优化后的舵偏角；具体包括：

获取补偿值符号项；补偿值符号项为1或-1；

将融合后的舵偏角补偿值的绝对值与补偿值符号项的乘积，与当前舵偏角进行求和操作，得到优化后的舵偏角。

作为一种实施方式，对本发明提供的飞行器滚转控制方法进行进一步说明，如图2所示。

在该实施方式中，基于舵指令优化的飞行器快速滚转控制方法，包括如下步骤：

第一步：建立舵面法向力数据表。

在飞行器舵***控制的设计阶段，对确定的舵面构型能够给出舵面法向力计算的数据表。根据所设计的飞行条件中与舵面法向力计算相关的自变量，包括舵偏角、攻角、马赫数等，遍历自变量特征点计算舵面法向力，建立舵面法向力数据表。舵面法向力Fndt的计算公式为：

Fndt＝f(d，x₁，x₂，x₃...x_i...x_n-1)

其中，n为对法向力计算有影响的参数个数，n的取值与飞行器实际情况有关；d为舵偏角；x_i为计算法向力的除舵偏角以外其他的自变量，i为取值范围从1至n-1的整数，f为舵面法向力计算函数。

对于全部的飞行条件，法向力数据表中法向力Fndt为d，x₁，x₂，x₃，...，x_n-1的计算结果，具体计算公式由飞行器气动外形确定，根据气动设计结果给出。

法向力计算所使用的各维自变量可以按照气动学给出的颗粒度选择，也可以根据飞行器计算机的计算能力降低网格密度。

本具体实施例中法向力Fndt计算自变量共4个，则计算公式为：

Fndt＝f(d，x₁，x₂，x₃)

其中，d为舵偏角，x₁，x₂，x₃为计算法向力的除舵偏角以外其他的插值自变量。

为建立数据表，本具体实施例中飞行器气动设计结果给出的自变量特征点为：

d＝[-12°，-9°，-6°，-3°，0°，3°，6°，9°，12°]；

x₁＝[-10，-5，0，5，10]；

x₂＝[0，1，2，3]；

x₃＝[0，10³，10⁴，10⁵，10⁶，10⁷]。

本具体实施例中Fndt为一个9×5×4×6＝1080维的数据表，按上式可以求出每个特征点上的法向力。

第二步：建立舵面法向力对舵偏角导数数据表。

根据舵面法向力数据表，建立舵面法向力对舵偏角导数数据表。

选取固定的舵偏角变化小量Δd，计算对应全部舵偏角特征点的舵面法向力对舵偏角导数dFndt，得到数据表。计算公式为：

其中，dFndt为舵面法向力对舵偏角导数；Fndt₂为飞行器在(d₀+Δd)，x₁，x₂，x₃，...，x_n-1条件下计算得到的舵面法向力；d₀为设计范围内任一舵偏角，用于数据表的计算生成；Fndt₁为飞行器在d₀，x₁，x₂，x₃，...，x_n-1条件下计算得到的舵面法向力。舵面法向力对舵偏角导数数据表的维数为舵面法向力对舵偏角导数dFndt所有自变量维数的乘积。

Δd的选取需要保证以下条件：

①Δd不大于舵面法向力数据表中舵偏角d的最小颗粒度，使得舵面法向力对舵偏角导数计算结果能够准确表征气动设计输入条件下所有飞行空域的负载状态极值；

②Δd不小于舵***非灵敏区。

本具体实施例中选取Δd为1°。舵偏角d₀为设计范围内任一舵偏角，用于舵面法向力对舵偏角导数数据表的计算生成，设计时在d的每一个插值区间选取不少于1个，本具体实施例中在d的每一个插值区间选取1个，本具体实施例中舵偏角特征点选为：

d₀＝[-11°，-8°，-5°，-2°，1°，4°，7°，10°]；

本具体实施例中以d₀＝-5°的特征点为例说明计算舵面法向力对舵偏角导数的方法。本具体实施例中计算舵面法向力对舵偏角导数的公式为：

按照上式可以求出在输入自变量x₁，x₂，x₃条件下，舵偏角取-11°，-8°，-5°，-2°，1°，4°，7°，10°时每个特征点的舵面法向力对舵偏角导数。

本具体实施例中舵面法向力对舵偏角导数数据表为一个8×5×4×6＝960维的数据表。

第三步：建立舵面法向力灵敏度指示值数据表。

针对舵面法向力对舵偏角导数数据表中的舵面法向力对舵偏角导数数值进行归一化，得到表中所有舵面法向力对舵偏角导数对应的舵面法向力灵敏度指示值SFndt，作为舵面法向力灵敏度指示值数据表。舵面法向力灵敏度SFndt归一化公式为：

其中，SFndt为舵面法向力灵敏度指示值，dFndt_max为舵面法向力灵敏度指示值数据表中灵敏度绝对值最大的数值。舵面法向力灵敏度指示值在[-1，1]范围内。舵面法向力灵敏度指示值数据表为舵面法向力灵敏度指示值SFndt所有自变量维数的乘积。

具体地，作为本发明的一个具体实施例，舵面法向力灵敏度指示值插值表为自变量是[d₀，x₁，x₂，x₃]的一个8×5×4×6＝960维的数据表，按照上式可以求出每个插值特征点上的舵面法向力灵敏度指示值。

本具体实施例中数据表的部分内容如表1所示：

表1数据表

第四步：根据飞行实时情况确定平衡舵指令补偿范围。

在飞行过程中，飞行器上飞行控制***根据指令分配、可用过载、程序限幅等信息确定平衡舵指令补偿范围。

在多约束条件下，平衡舵指令补偿值上限应满足：

Dt_max(m)≤min(Dt_max，1(m)，Dt_max，2(m)，...，Dt_max，n(m))

平衡舵指令补偿值下限应满足：

Dt_min(m)≥max(Dt_min，1(m)，Dt_min，2(m)，...，Dt_min，k(m))

其中，m为舵位编号，m的取值根据飞行器设计实际情况确定；Dt_max，1，Dt_max，2，...，Dt_max，n为平衡舵指令补偿值上限限制条件1，条件2，...，条件n；Dt_min，1，Dt_min，2，...，Dt_min，k为平衡舵指令补偿值下限限制条件1，条件2，...，条件k。

具体地，作为本发明的一个具体实施例，飞行器共有4个舵面。具体地以1舵为例，根据飞行过程中飞行器上飞行控制***计算出的约束条件为：

上限限制条件：Dt_max，1≤35°；Dt_max，2≤10°；Dt_max，3≤4°；

下限限制条件：Dt_min，1＞-6.5°；Dt_min，2≥-2°；

则

Dt_max(1)≤min(Dt_max，1(1)，Dt_max，2(1)，Dt_max，n(1))＝4°

Dt_min(1)≥max(Dt_min，1(1)，Dt_min，2(1))＝-2°

第五步：计算实时舵面法向力灵敏度指示值。

根据飞行过程中每个计算周期实时得到的在设计时考虑为对舵面法向力产生影响的信息，作为舵面法向力灵敏度指示值计算的输入。飞行过程中某一瞬时t得到的除舵偏角以外的输入自变量数值为x₁(t)，x₂(t)，x₃(t)，...，x_n-1(t)。

在平衡舵指令[Dt_min(m)，Dt_max(m)]范围内，采用合适的舵偏角间隔[Dt₁，Dt₂，...，Dt_n]，在舵面法向力灵敏度指示值数据表中进行计算，获取所有舵位对应的舵面法向力灵敏度指示值序列：

SFndtlist_(m)＝[SFndt_1(m)，SFndt_2(m)，...，SFndt_n(m)]

其中，m为舵位编号，m的取值与飞行器实际情况有关；SFndt₁，SFndt₂，...，SFndt_n为舵偏角Dt₁，Dt₂，...，Dt_n对应的舵面法向力灵敏度指示值；SFndtlist_(m)为m舵的舵面法向力灵敏度指示值序列。

本具体实施例中，在飞行第19.5秒时得到的除舵偏角以外的输入自变量数值为：

[x₁，x₂，x₃]＝[5，2，10⁴]

具体地以1舵为例，平衡舵指令范围为[-2°，4°]，采用1°舵偏角间隔差值，舵偏角自变量为[-2°，-1°，0°，1°，2°，3°，4°]，在舵面法向力灵敏度指示值数据表中进行插值计算，获取1舵对应的舵面法向力灵敏度指示值序列：

SFndtlist₍₁₎＝[0.40，0.43，0.46，0.49，0.50，0.51，0.52]

同理，按照上述方法可以求出2舵、3舵和4舵的舵面法向力灵敏度指示值序列：

SFndtlist₍₂₎＝[0.42，0.44，0.46，0.45，0.44，0.40，0.38]

SFndtlist₍₃₎＝[0.32，0.35，0.41，0.46，0.55，0.53，0.50]

SFndtlist₍₄₎＝[0.49，0.53，0.57，0.59，0.50，0.38，0.35]

第六步：获取最优舵面法向力灵敏度指示值对应的补偿舵指令。

对每个舵面法向力灵敏度指示值序列中的灵敏度指示值进行排序，得到灵敏度最高值对应的舵偏角。

Dtsmax_(m)＝max(|SFndtlist_(m)|)

其中Dtsmax_(m)为m舵舵面法向力灵敏度最高值对应的舵偏角(最优舵偏角)。

对每个舵位的最优舵偏角进行数据融合，计算融合后的补偿舵指令：

Dt_fuse＝a₁*Dtsmax₍₁₎+a₂*Dtsmax₍₂₎+...+a_m*Dtsmax_(m)

其中a₁，a₂，...，a_m为权重系数，a₁+a₂+...+a_m＝1

本具体实施例中，在飞行第19.5秒时，舵面法向力灵敏度最高值对应的舵偏角：

Dtsmax₍₁₎＝max(|SFndtlist₍₁₎|)＝4

Dtsmax₍₂₎＝max(|SFndtlist₍₂₎|)＝0

Dtsmax₍₃₎＝max(|SFndtlist₍₃₎|)＝2

Dtsmax₍₄₎＝max(|SFndtlist₍₄₎|)＝1

权重系数选取a₁＝0.2，a₂＝0.2，a₃＝0.3，a₄＝0.3对每个舵位的最优舵偏角进行数据融合，计算融合后的补偿舵指令：

Dt_fuse＝0.2*4+0.2*0+0.3*3+0.3*1＝1.7

第七步：对平衡舵偏角进行补偿，得到优化后的舵指令，采用该舵指令对舵***进行控制。

将平衡舵偏角补偿值叠加到当前舵指令中：

Dt_m＝Dt_init(m)+signDt_(m)*|Dt_fuse|

其中Dt_m为第m舵位补偿后的舵指令，Dt_init(m)为第m舵位根据滚转通道控制计算出的补偿前的舵指令，signDt_(m)为第m舵位补偿值符号项，signDt_(m)取决于飞行器舵位的符号定义，Dt_fuse为补偿舵指令。

对平衡舵偏角进行补偿时，应满足如下条件：

a.不产生附加滚动运动，即保证滚动通道舵指令在补偿后依然是零和；

b.不产生附加俯仰或偏航运动，即保证俯仰或偏航通道指令在补偿后依然是零和；

c.补偿量应平滑叠加进控制***，带宽应满足控制***及舵机的限制。

为避免控制参数在区间跳变，还可在指示值分区交界处附近进行平滑处理，以保证控制参数连续。

本具体实施例中，在飞行第19.5秒时，平衡舵偏角补偿值Dt_fuse为1.7°，1舵、2舵、3舵和4舵补偿前的舵指令Dt_init(1)、Dt_init(2)、Dt_init(3)、Dt_init(4)为[-1，0，0.8，0.2]，飞行器舵位的符号定义signDt₍₁₎、signDt₍₂₎、signDt₍₃₎、signDt₍₄₎为[+1，-1，-1，+1]，将平衡舵偏角补偿值叠加到当前舵指令中：

Dt₁＝-1+1*1.7＝0.7

Dt₂＝0-1*1.7＝-1.7

Dt₃＝0.8-1*1.7＝-0.9

Dt₄＝0.2+1*1.7＝1.9

本发明根据飞行器气动特点，针对不同飞行状态下舵面法向力进行舵指令优化设计，保证全部设计空域条件下舵指令可以根据最优舵面法向力灵敏度进行补偿优化，提高滚转通道响应速度。此外，本发明根据飞行状态实时调整参数，有效保证飞行中每时每刻的飞行器控制性能，在各种飞行状态下使舵指令能够满足可用舵偏角范围内滚转通道响应速度最快水平，有利于舵***适应空域变化范围大的工作状态。再有，本发明采用飞行器上已有的传感器，利用飞行控制***设计现有气动输入数据进行设计，采用现有飞行状态计算结果即可实现舵指令补偿优化，提升飞行器空气舵***的性能，无需增加新的传感器，不额外增加飞行器质量和复杂性，不增加飞行器硬件成本。

本发明还提供一种飞行器滚转控制***，如图3所示，该***包括：

舵偏角补偿模块301，用于获取舵偏角补偿范围，并在舵偏角补偿范围内选取多个舵偏角补偿值。

舵偏角补偿模块301，具体用于：

根据飞行器的飞行条件，获取多个舵偏角上限补偿值和多个舵偏角下限补偿值；

将多个舵偏角上限补偿值的最小值作为舵偏角补偿范围的上限值，将多个舵偏角下限补偿值的最大值作为舵偏角补偿范围的下限值。

插值计算模块302，用于利用舵面法向力灵敏度指示值数据表，采用插值方法确定与舵偏角补偿值对应的舵面法向力灵敏度指示值，得到舵面法向力灵敏度指示值序列；舵面法向力灵敏度指示值是根据舵面法向力对舵偏角的导数得到的。

最优舵偏角补偿值生成模块303，用于确定舵面法向力灵敏度指示值序列中的最大舵面法向力灵敏度指示值，并将最大舵面法向力灵敏度指示值对应的舵偏角补偿值作为最优舵偏角补偿值。

飞行器滚转控制模块304，用于利用最优舵偏角补偿值对当前舵偏角进行补偿，得到优化后的舵偏角，利用优化后的舵偏角进行飞行器滚转控制。

飞行器滚转控制模块304，具体用于：

在最优舵偏角补偿值的个数为多个时，采用加权求和的方法对多个最优舵偏角补偿值进行融合，得到融合后的舵偏角补偿值；

根据融合后的舵偏角补偿值对当前舵偏角进行补偿，得到优化后的舵偏角。

对于实施例公开的***而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有程序，该程序被处理器执行时实现上述飞行器滚转控制方法。

本发明实施例提供了一种电子设备，如图4所示，电子设备40包括至少一个处理器401、以及与处理器401连接的至少一个存储器402、总线403；其中，处理器401、存储器402通过总线403完成相互间的通信；处理器401用于调用存储器402中的程序指令，以执行上述的飞行器滚转控制方法。本文中的电子设备可以是服务器、PC、PAD、手机等。

本申请还提供了一种计算机程序产品，当在数据处理设备上执行时，适于执行初始化有上述的飞行器滚转控制方法包括的步骤的程序。

本申请是参照根据本申请实施例的方法、***和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。

在一个典型的配置中，设备包括一个或多个处理器(CPU)、存储器和总线。设备还可以包括输入/输出接口、网络接口等。

存储器可能包括计算机可读介质中的非永久性存储器，随机存取存储器(RAM)和/或非易失性内存等形式，如只读存储器(ROM)或闪存(flash RAM)，存储器包括至少一个存储芯片。存储器是计算机可读介质的示例。

计算机可读介质包括永久性和非永久性、可移动和非可移动媒体可以由任何方法或技术来实现信息存储。信息可以是计算机可读指令、数据结构、程序的模块或其他数据。计算机的存储介质的例子包括，但不限于相变内存(PRAM)、静态随机存取存储器(SRAM)、动态随机存取存储器(DRAM)、其他类型的随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、电可擦除可编程只读存储器(EEPROM)、快闪记忆体或其他内存技术、只读光盘只读存储器(CD-ROM)、数字多功能光盘(DVD)或其他光学存储、磁盒式磁带，磁带磁磁盘存储或其他磁性存储设备或任何其他非传输介质，可用于存储可以被计算设备访问的信息。按照本文中的界定，计算机可读介质不包括暂存电脑可读媒体(transitory media)，如调制的数据信号和载波。

本领域技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、***或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。还需要说明的是，术语″包括″、″包含″或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、商品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、商品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句″包括一个......″限定的要素，并不排除在包括要素的过程、方法、商品或者设备中还存在另外的相同要素。

本说明书中的各个实施例均采用相关的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于***实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。

以上仅为本申请的实施例而已，并不用于限制本申请。对于本领域技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的权利要求范围之内。

Claims (10)

1.一种飞行器滚转控制方法，其特征在于，包括：

获取舵偏角补偿范围，并在所述舵偏角补偿范围内选取多个舵偏角补偿值；

利用舵面法向力灵敏度指示值数据表，采用插值方法确定与所述舵偏角补偿值对应的舵面法向力灵敏度指示值，得到舵面法向力灵敏度指示值序列；所述舵面法向力灵敏度指示值是根据舵面法向力对舵偏角的导数得到的；

确定所述舵面法向力灵敏度指示值序列中的最大舵面法向力灵敏度指示值，并将所述最大舵面法向力灵敏度指示值对应的舵偏角补偿值作为最优舵偏角补偿值；

利用所述最优舵偏角补偿值对当前舵偏角进行补偿，得到优化后的舵偏角，利用所述优化后的舵偏角进行飞行器滚转控制。

2.根据权利要求1所述的飞行器滚转控制方法，其特征在于，在所述获取舵偏角补偿范围之前，所述方法包括：

根据飞行器的飞行条件，获取多个舵偏角上限补偿值和多个舵偏角下限补偿值；

将多个所述舵偏角上限补偿值的最小值作为所述舵偏角补偿范围的上限值，将多个所述舵偏角下限补偿值的最大值作为所述舵偏角补偿范围的下限值；

根据所述上限值和所述下限值得到所述舵偏角补偿范围。

3.根据权利要求1所述的飞行器滚转控制方法，其特征在于，在所述利用舵面法向力灵敏度指示值数据表之前，所述方法包括：

获取舵面法向力数据表；所述舵面法向力数据表反映舵面法向力与舵面法向力影响参数的对应关系，所述舵面法向力影响参数包括舵偏角、功角和马赫数；

根据所述舵面法向力数据表，建立舵面法向力对舵偏角导数数据表；所述舵面法向力对舵偏角导数数据表反映舵面法向力对舵偏角的导数值与舵面法向力影响参数的对应关系；所述导数值是根据飞行器在第一舵偏角下的舵面法向力与飞行器在第二舵偏角下的舵面法向力的差值与预设变化量的比值得到的；所述第一舵偏角等于所述第二舵偏角与所述预设变化量之和；

对所述舵面法向力对舵偏角导数数据表中的舵面法向力对舵偏角导数数值进行归一化处理，得到所述舵面法向力灵敏度指示值，并根据所述舵面法向力灵敏度指示值得到舵面法向力灵敏度指示值数据表；所述舵面法向力灵敏度指示值数据表反映舵面法向力灵敏度指示值与舵面法向力影响参数的对应关系。

4.根据权利要求3所述的飞行器滚转控制方法，其特征在于，所述预设变化量不大于相邻两个舵偏角的相差量且所述预设变化量不小于舵***非灵敏区间的上限值。

5.根据权利要求3所述的飞行器滚转控制方法，其特征在于，所述利用舵面法向力灵敏度指示值数据表，采用插值方法确定与所述舵偏角补偿值对应的舵面法向力灵敏度指示值，得到舵面法向力灵敏度指示值序列，具体包括：

获取当前时刻的舵面法向力影响参数；

在所述舵面法向力灵敏度指示值数据表中查找与所述当前时刻的舵面法向力影响参数对应的舵面法向力灵敏度指示值，生成舵面法向力灵敏度指示值集合；

根据所述舵面法向力灵敏度指示值集合，采用插值方法确定与所述舵偏角补偿值对应的舵面法向力灵敏度指示值，得到舵面法向力灵敏度指示值序列。

6.根据权利要求1所述的飞行器滚转控制方法，其特征在于，所述利用所述最优舵偏角补偿值对当前舵偏角进行补偿，得到优化后的舵偏角，具体包括：

在所述最优舵偏角补偿值的个数为多个时，采用加权求和的方法对多个所述最优舵偏角补偿值进行融合，得到融合后的舵偏角补偿值；

根据所述融合后的舵偏角补偿值对当前舵偏角进行补偿，得到优化后的舵偏角。

7.根据权利要求6所述的飞行器滚转控制方法，其特征在于，所述根据所述融合后的舵偏角补偿值对当前舵偏角进行补偿，得到优化后的舵偏角，具体包括：

获取补偿值符号项；所述补偿值符号项为1或-1；

将所述融合后的舵偏角补偿值的绝对值与所述补偿值符号项的乘积，与所述当前舵偏角进行求和操作，得到优化后的舵偏角。

8.根据权利要求1所述的飞行器滚转控制方法，其特征在于，在得到所述舵面法向力灵敏度指示值序列之后，所述方法还包括：

对所述舵面法向力灵敏度指示值序列中的相邻两个舵面法向力灵敏度指示值进行平滑处理，得到平滑后的舵面法向力灵敏度指示值序列。

9.一种飞行器滚转控制***，其特征在于，包括：

舵偏角补偿模块，用于获取舵偏角补偿范围，并在所述舵偏角补偿范围内选取多个舵偏角补偿值；

插值计算模块，用于利用舵面法向力灵敏度指示值数据表，采用插值方法确定与所述舵偏角补偿值对应的舵面法向力灵敏度指示值，得到舵面法向力灵敏度指示值序列；所述舵面法向力灵敏度指示值是根据舵面法向力对舵偏角的导数得到的；

最优舵偏角补偿值生成模块，用于确定所述舵面法向力灵敏度指示值序列中的最大舵面法向力灵敏度指示值，并将所述最大舵面法向力灵敏度指示值对应的舵偏角补偿值作为最优舵偏角补偿值；

飞行器滚转控制模块，用于利用所述最优舵偏角补偿值对当前舵偏角进行补偿，得到优化后的舵偏角，利用所述优化后的舵偏角进行飞行器滚转控制。

10.一种电子设备，其特征在于，包括：

至少一个处理器、以及与所述处理器连接的至少一个存储器、总线；

所述处理器、所述存储器通过所述总线完成相互间的通信；所述处理器用于调用所述存储器中的程序指令，以执行权利要求1-8任一项所述的飞行器滚转控制方法。

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