CN114035599B - 飞行器姿态控制方法、装置和电子设备 - Google Patents
飞行器姿态控制方法、装置和电子设备 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114035599B CN114035599B CN202111387323.7A CN202111387323A CN114035599B CN 114035599 B CN114035599 B CN 114035599B CN 202111387323 A CN202111387323 A CN 202111387323A CN 114035599 B CN114035599 B CN 114035599B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- mathematical model
- control
- aircraft
- attitude
- determining
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 55
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 claims abstract description 279
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 22
- 230000006870 function Effects 0.000 claims description 14
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 claims description 14
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 13
- 230000003028 elevating effect Effects 0.000 claims description 12
- 229920006395 saturated elastomer Polymers 0.000 claims description 7
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 3
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 7
- 230000008859 change Effects 0.000 description 6
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 5
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 5
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 5
- 238000013461 design Methods 0.000 description 5
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 4
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 4
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 3
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 3
- NAWXUBYGYWOOIX-SFHVURJKSA-N (2s)-2-[[4-[2-(2,4-diaminoquinazolin-6-yl)ethyl]benzoyl]amino]-4-methylidenepentanedioic acid Chemical compound C1=CC2=NC(N)=NC(N)=C2C=C1CCC1=CC=C(C(=O)N[C@@H](CC(=C)C(O)=O)C(O)=O)C=C1 NAWXUBYGYWOOIX-SFHVURJKSA-N 0.000 description 2
- PXFBZOLANLWPMH-UHFFFAOYSA-N 16-Epiaffinine Natural products C1C(C2=CC=CC=C2N2)=C2C(=O)CC2C(=CC)CN(C)C1C2CO PXFBZOLANLWPMH-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 2
- 230000014509 gene expression Effects 0.000 description 2
- 241000272525 Anas platyrhynchos Species 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000002776 aggregation Effects 0.000 description 1
- 238000004220 aggregation Methods 0.000 description 1
- 238000003491 array Methods 0.000 description 1
- 238000004590 computer program Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000000802 evaporation-induced self-assembly Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
- 210000001258 synovial membrane Anatomy 0.000 description 1
- 230000036962 time dependent Effects 0.000 description 1
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 1
- 239000013598 vector Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
- G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
- G05D1/106—Change initiated in response to external conditions, e.g. avoidance of elevated terrain or of no-fly zones
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
本发明提供了一种飞行器姿态控制方法、装置和电子设备，基于预先获取到的非线性数学模型中的按预设格式表示的第一姿态控制数学模型，确定状态反馈控制律数学模型；基于预先获取到的滑模面控制数学模型，采用滑膜控制方式确定包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型；代入状态反馈控制律数学模型中的姿态控制器参数项，基于预先获取到的***控制量数学模型和飞行器的当前状态值，确定气动力矩系数；基于气动力矩系数计算舵偏控制指令；基于舵偏控制指令控制飞行器的姿态。该方式确定的姿态控制器数学模型包含分数阶微分项，使舵在一开始就能提供一个较大的控制量，提高飞行器姿态控制***的快速性和准确性，缩短飞行器姿态的收敛时间。
Description
技术领域
本发明涉及姿态控制的技术领域，尤其是涉及一种飞行器姿态控制方法、装置和电子设备。
背景技术
飞行控制***(Flight Control System,FCS)作为高超声速飞行器的重要分***之一，是高超声速飞行器顺利完成飞行任务的重要保障，相应的飞行姿态控制技术的研究也就成为了高超声速飞行器研制过程中的核心和关键技术之一。高超声速飞行器姿态控制***的任务为：设计飞行器执行机构的指令，使飞行器的姿态快速、准确地跟踪制导***给出的指令信号，同时保证飞行器在各种不确定性和外部干扰作用下的稳定，高精度的姿态控制***是飞行器实现稳定、完成飞行任务的必要保证。相关的一种技术中，将基于时变滑模方法设计的固定时间收敛的控制律应用于飞行器载入段的姿态控制，通过加入时变项，使***轨迹在初始时刻处于零滑模面上，保证了姿态控制***的全局鲁棒性，但是，当设定的收敛时间比较短时，在某一段时间内，控制力的需求比较大，可能会超出飞行器的物理极限，不能达到精确控制的目的。
发明内容
本发明的目的在于提供飞行器姿态控制方法、装置和电子设备，以提高舵的利用效率，设定更短的收敛时间。
本发明提供的一种飞行器姿态控制方法，方法包括：基于预先获取到的非线性数学模型中的按预设格式表示的第一姿态控制数学模型，确定状态反馈控制律数学模型；其中，状态反馈控制律数学模型中包括姿态控制器参数项；基于预先获取到的滑模面控制数学模型，采用滑膜控制方式确定包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型；将姿态控制器数学模型代入状态反馈控制律数学模型中的姿态控制器参数项，基于预先获取到的***控制量数学模型和飞行器的当前状态值，确定气动力矩系数；基于气动力矩系数计算舵偏控制指令；基于舵偏控制指令控制飞行器的姿态。
进一步的，基于预先获取到的非线性数学模型中的按预设格式表示的第一姿态控制数学模型，确定状态反馈控制律数学模型的步骤包括：获取飞行器六自由度的第二姿态控制数学模型；其中，第二姿态控制数学模型为非线性数学模型的一部分；将第二姿态控制数学模型按预设格式转换为第一姿态控制数学模型；其中，第一姿态控制数学模型中包括姿态角矩阵；计算第一姿态控制数学模型中的姿态角矩阵的一阶导数，得到第一求导结果；基于第一求导结果，计算姿态角矩阵的二阶导数，得到第二求导结果；基于第二求导结果，确定状态反馈控制律数学模型。
进一步的，飞行器姿态控制方法还包括：将状态反馈控制律数学模型输入至第二求导结果，得到第一线性数学模型；基于第一线性数学模型以及第一求导结果，确定第一姿态控制数学模型对应的目标线性数学模型。
进一步的，基于预先获取到的滑模面控制数学模型，采用滑膜控制方式确定包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型的步骤包括：获取滑模面控制数学模型；其中，滑模面控制数学模型中包括分数阶算子；计算滑模面控制数学模型对应的饱和函数数学模型；基于饱和函数数学模型，采用滑膜控制方式确定包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型。
进一步的，将姿态控制器数学模型代入状态反馈控制律数学模型中的姿态控制器参数项，基于预先获取到的***控制量数学模型和飞行器的当前状态值，确定气动力矩系数的步骤包括：获取飞行器的当前状态值；其中，当前状态值包括以下至少一种：飞行器的攻角、侧滑角、滚转角、滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率；获取飞行器制导指令给的期望状态值，其中，期望状态值包括以下至少一种：飞行器的攻角、侧滑角、滚转角；将当前状态值与期望状态值之间的误差输入至姿态控制器数学模型，得到第一计算结果；将第一计算结果代入状态反馈控制律数学模型中的姿态控制器参数项，得到第二计算结果；获取包含气动力矩参数项的***控制量数学模型；将第二计算结果作为***控制量数学模型的计算结果，计算***控制量数学模型中，气动力矩参数项对应的气动力矩系数。
进一步的，第一姿态控制数学模型基于预设的采用面对称结构的飞行器模型建立，飞行器模型包括：升降副翼和方向舵；其中，升降副翼用于操纵飞行器的俯仰和滚转运动，升降副翼包括左升降副翼和右升降副翼；方向舵用于操纵飞行器的航偏运动；基于气动力矩系数计算舵偏控制指令；基于舵偏控制指令控制飞行器的姿态的步骤包括：基于气动力矩系数计算舵偏控制指令；其中，舵偏控制指令包括：左升降副翼对应的第一舵偏，右升降副翼对应的第二舵偏，以及方向舵对应的第三舵偏；将舵偏控制指令输入至非线性数学模型，得到输出结果，基于输出结果以对飞行器的姿态进行控制。
进一步的，第一姿态控制数学模型至少包括以下之一：飞行器的运动学模型和动力学模型。
本发明提供的一种飞行器姿态控制装置，装置包括:第一确定模块，用于基于预先获取到的非线性数学模型中的按预设格式表示的第一姿态控制数学模型，确定状态反馈控制律数学模型；其中，状态反馈控制律数学模型中包括姿态控制器参数项；第二确定模块，用于基于预先获取到的滑模面控制数学模型，采用滑膜控制方式确定包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型；第三确定模块，用于将姿态控制器数学模型代入状态反馈控制律数学模型中的姿态控制器参数项，基于预先获取到的***控制量数学模型和飞行器的当前状态值，确定气动力矩系数；控制模块，用于基于气动力矩系数计算舵偏控制指令；基于舵偏控制指令控制飞行器的姿态。
本发明提供的一种电子设备，包括处理器和存储器，存储器存储有能够被处理器执行的机器可执行指令，处理器执行机器可执行指令以实现上述的飞行器姿态控制方法。
本发明提供的一种机器可读存储介质，机器可读存储介质存储有机器可执行指令，机器可执行指令在被处理器调用和执行时，机器可执行指令促使处理器实现上述的飞行器姿态控制方法。
本发明提供了一种飞行器姿态控制方法、装置和电子设备，基于预先获取到的非线性数学模型中的按预设格式表示的第一姿态控制数学模型，确定状态反馈控制律数学模型；基于预先获取到的滑模面控制数学模型，采用滑膜控制方式确定包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型；代入状态反馈控制律数学模型中的姿态控制器参数项，基于预先获取到的***控制量数学模型和飞行器的当前状态值，确定气动力矩系数；基于气动力矩系数计算舵偏控制指令；基于舵偏控制指令控制飞行器的姿态。该方式确定的姿态控制器数学模型包含分数阶微分项，使舵在一开始就能提供一个较大的控制量，提高飞行器姿态控制***的快速性和准确性，缩短飞行器姿态的收敛时间。
附图说明
为了更清楚地说明本发明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发明的一些实施方式，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为本发明实施例提供的一种飞行器姿态控制方法的流程图；
图2为本发明实施例提供的一种面对称带翼锥形体构型飞行器模型结构示意图；
图3为本发明实施例提供的一种姿态角随时间的变化图；
图4为本发明实施例提供的一种舵偏随时间的变化图；
图5为本发明实施例提供的一种飞行器姿态控制装置的结构示意图；
图6为本发明实施例提供的一种基于反馈线性化的控制器设计流程图；
图7为本发明实施例提供的一种电子设备的结构示意图。
具体实施方式
下面将结合实施例对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例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。
目前高超声速飞行器飞行环境复杂，有非线性特性强、耦合特性强、时变性强、不确定特性强四大特点，数学模型极其复杂，高超声速飞行器姿态控制***的任务为：设计飞行器执行机构的指令，使飞行器的姿态快速、准确地跟踪制导***给出的指令信号，同时保证飞行器在各种不确定性和外部干扰作用下的稳定，高精度的姿态控制***是飞行器实现稳定、完成飞行任务的必要保证。现有技术中通常使用时变滑模方法设计飞行器控制器进行姿态控制，舵一开始变化比较缓慢，舵的利用率较低，这就要求舵在中期需要更大的控制量以满足实际需求，可能超出舵的物理极限，如果舵没有超出物理极限，常规控制器也可能由于前期变化比较缓慢，导致在最后时刻舵的变化比较大，会降低控制精度。基于此，本发明实施例提供了一种飞行器姿态控制方法、装置和电子设备，该技术可以应用于需要对飞行器进行姿态控制的应用中。
为便于对本实施例进行理解，首先对本发明实施例所公开的一种飞行器姿态控制方法进行详细介绍；如图1所示，该方法包括如下步骤：
步骤S102，基于预先获取到的非线性数学模型中的按预设格式表示的第一姿态控制数学模型，确定状态反馈控制律数学模型；其中，状态反馈控制律数学模型中包括姿态控制器参数项。
上述第一姿态控制数学模型为非线性多输入多输出(Multiple-Input Multiple-Output，MIMO)仿射***的形式，是可以提前获取到的，由于第一姿态控制数学模型为非线性数学模型，各个状态变量耦合严重，不利于姿态控制器的设计，所以要对第一姿态控制数学模型进行解耦，在解耦的过程中引入辅助控制变量(对应上述姿态控制器参数项)来设计状态反馈控制律数学模型。
步骤S104，基于预先获取到的滑模面控制数学模型，采用滑膜控制方式确定包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型。
上述滑模面控制数学模型引入了分数阶算子，分数阶算子具有良好的记忆特性和微分特性，当提前获取到滑模面控制数学模型后，采用滑膜控制方式设计姿态控制器数学模型，其中姿态控制器数学模型中包含分数阶微分项。
步骤S106，将姿态控制器数学模型代入状态反馈控制律数学模型中的姿态控制器参数项，基于预先获取到的***控制量数学模型和飞行器的当前状态值，确定气动力矩系数。
在实际实现时，将包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型代入通过步骤S102设计的状态反馈控制律数学模型中的辅助控制变量(对应上述姿态控制器参数项)，得到***控制量(对应上述状态反馈控制律)，再将***控制量带入预先获取到的***控制量数学模型，结合飞行器的当前状态值，确定气动力矩系数。
步骤S108，基于气动力矩系数计算舵偏控制指令；基于舵偏控制指令控制飞行器的姿态。
在实际实现时，利用气动数据拟合公式和气动数据插值结果，将上述气动力矩系数反算出舵偏控制指令，再将算出的舵偏控制指令输入非线性数学模型，舵作为飞行器的执行机构，飞行器可直接控制舵到达上述舵偏控制指令所示的位置，由此改变飞行器的飞行姿态。
上述飞行器姿态控制方法，基于预先获取到的非线性数学模型中的按预设格式表示的第一姿态控制数学模型，确定状态反馈控制律数学模型；基于预先获取到的滑模面控制数学模型，采用滑膜控制方式确定包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型；代入状态反馈控制律数学模型中的姿态控制器参数项，基于预先获取到的***控制量数学模型和飞行器的当前状态值，确定气动力矩系数；基于气动力矩系数计算舵偏控制指令；基于舵偏控制指令控制飞行器的姿态。该方式确定的姿态控制器数学模型包含分数阶微分项，使舵在一开始就能提供一个较大的控制量，提高飞行器姿态控制***的快速性和准确性，缩短飞行器姿态的收敛时间。
本发明实施例还提供了另一种飞行器姿态控制方法，该方法在上述实施例方法的基础上实现；该方法包括如下步骤：
步骤202，基于预先获取到的非线性数学模型中的按预设格式表示的第一姿态控制数学模型，确定状态反馈控制律数学模型；其中，状态反馈控制律数学模型中包括姿态控制器参数项。
具体的，基于预先获取到的非线性数学模型中的按预设格式表示的第一姿态控制数学模型，确定状态反馈控制律数学模型通过下述步骤一至步骤五得到：
步骤一，获取飞行器六自由度的第二姿态控制数学模型；其中，第二姿态控制数学模型为非线性数学模型的一部分。
高超声速飞行器六自由度的姿态控制简化模型(对应上述第二姿态控制数学模型)实际上是考虑参数不确定性和聚合扰动建立的6自由度飞行器刚体运动方程组，属于非线性数学模型的一部分，在实际实现时，高超声速飞行器六自由度的姿态控制简化模型为:
公式(1)-(6)中，α为攻角，β为侧滑角，μ为滚转角，p为滚转角速率，q为俯仰角速率，r为偏航角速率，Ixx为飞行器在x轴方向的转动惯量，Iyy为飞行器在y轴方向的转动惯量，Izz为飞行器在z轴方向的转动惯量，Δd1,Δd2,Δd3,Δd4,Δd5,Δd6为聚合扰动；Mx为飞行器在x轴方向的力矩，My为飞行器在y轴方向的力矩，Mz为飞行器在z轴方向的力矩。攻角α，侧滑角β，滚转角μ是三维空间中的三个变量，由公式(1)-(3)可知，三个角之间存在耦合关系；由公式(4)-(6)可知，三个角对应的角速度p,q,r相互之间也存在耦合关系。所以需要对上述第二姿态控制数学模型中的状态变量：α，β，μ，p，q，r进行解耦。
步骤二，将第二姿态控制数学模型按预设格式转换为第一姿态控制数学模型；其中，第一姿态控制数学模型中包括姿态角矩阵。
为了方便理解，将上述公式(1)-(6)写为非线性多输入多输出(Multiple-InputMultiple-Output，MIMO)仿射***形式(对应上述第一姿态控制数学模型)：
公式(7)中，X＝[α,β,μ,p,q,r]T为***状态变量，力矩M＝[Mx,My,Mz]T为***控制量，Δd＝[Δd1,Δd2,Δd3,Δd4,Δd5,Δd6]为聚合扰动向量，Ω＝[α,β,μ]T为姿态角矩阵，f(X)和g(X)表达式如下所示：
上述第一姿态控制数学模型基于预设的采用面对称结构的飞行器模型建立，飞行器模型包括：升降副翼和方向舵；其中，升降副翼用于操纵飞行器的俯仰和滚转运动，升降副翼包括左升降副翼和右升降副翼；方向舵用于操纵飞行器的航偏运动。
具体实现时，参见图2所示的一种面对称带翼锥形体(Winged-Cone)构型飞行器模型结构示意图，包括该飞行器的俯视图及侧视图，从俯视图可以看到该飞行器为面对称结构，机身为细长的圆锥体，机翼为三角形，并带有一对水平鸭翼22、一对升降副翼24，从俯视图可以看到该飞行器还包括一个方向舵26。水平鸭翼22用于在亚声速提高纵向稳定性和操纵性，高超声速阶段折入飞行器体内；升降副翼24用于操纵飞行器的俯仰和滚转运动，从后往前看，左升降副翼舵偏记为δe，右升降舵副翼舵偏记为δa；方向舵用于操纵飞行器的偏航运动，舵偏记为δr。
该飞行器的主要参数如表1所示：
表1飞行器主要参数
上述第一姿态控制数学模型至少包括以下之一：上述飞行器的运动学模型和动力学模型。
上述步骤一中的第二姿态控制数学模型中公式(1)-(3)为上述飞行器的运动学模型，公式(4)-(6)为上述飞行器的动力学模型，由于第一姿态控制数学模型是由第二姿态控制数学模型按预设格式转换而来的，所以第一姿态控制数学模型至少包括上述飞行器的运动学模型和动力学模型。
步骤三，计算第一姿态控制数学模型中的姿态角矩阵的一阶导数，得到第一求导结果。
由于第一姿态控制数学模型为非线性数学模型，状态变量耦合严重，不利于姿态控制器的设计，所以采用反馈线性化(Feedback Linearization,FBL)方法对公式(7)(对应上述第一姿态控制数学模型)的状态变量进行解耦。反馈线性化方法是非线制中常用的设计方法，其原理是利用***的状态/输出进行反馈变换，从而将非线性***转化为线性***。
在实际实现时，对公式(7)中Ω求一阶导，由公式(1)-(3)可得：
步骤四，基于第一求导结果，计算姿态角矩阵的二阶导数，得到第二求导结果。
在实际实现时，对公式(7)中Ω求二阶导，由公式(10)可得：
其中Δv＝[Δv1,Δv2,Δv3]T为不确定项，其余函数的表达式如下所示：
步骤五，基于第二求导结果，确定状态反馈控制律数学模型。
上述状态反馈控制律数学模型为：
M＝E-1(-F+v) (14)
其中v是引入的辅助控制量(对应上述姿态控制器参数项)，v＝[v1,v2,v3]，E和F分别对应上述公式(13)和(12)。
将状态反馈控制律数学模型输入至第二阶求导结果，得到第一线性数学模型；
上述状态反馈控制律数学模型也就是公式(14)代入第二求导结果也就是公式(11),得到的第一线性数学模型(对应下述公式(15))是一个线性部分v与一个非线性扰动部分Δv之和：
基于第一线性数学模型以及第一求导结果，确定第一姿态控制数学模型对应的目标线性数学模型。
在实际实现时，基于上述第一线性数学模型(对应公式(15))以及第一求导结果(对应公式(10))，确定第一姿态控制数学模型对应的目标线性数学模型(对应下述公式(16))，该目标线性数学模型可以等效为如下二阶***：
此***的状态变量为Ω，控制变量为v，Δv＝[Δv1,Δv2,Δv3]T为***的不确定项。
步骤204，基于预先获取到的滑模面控制数学模型，采用滑膜控制方式确定包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型。
具体的，基于预先获取到的滑模面控制数学模型，采用滑膜控制方式确定包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型通过下述步骤六至步骤八得到：
步骤六，获取滑模面控制数学模型；其中，滑模面控制数学模型中包括分数阶算子。
在实际实现时，高超声速飞行器的控制器滑模面(对应上述滑模面控制数学模型)如下：
其中，tf为任意设定的收敛时间，t0为飞行器初始时刻的时间，数值一般为0，t代表的是飞行器运动过程中当前的时间值，n,q为滑模面增益，是任意给定的值，Dλ为分数阶算子，λ为分数阶的阶次，D就是一个符号，表示对/>求λ阶导数，为跟踪误差，其中Ω为姿态角的实际值，Ωc为姿态角的期望值，/> 是跟踪误差的导数，K1＝diag[k11,k12,k13]为分数阶项增益,K2由***的初值决定，K2为：
步骤七，计算滑模面控制数学模型对应的饱和函数数学模型。
为了解决滑模控制的抖振问题，采用饱和函数sat(S)作为控制器的切换函数。饱和函数sat(S)如下所示。
其中，ε为边界层厚度，也是给定的值，S对应上述公式(17)。
步骤八，基于饱和函数数学模型，采用滑膜控制方式确定包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型。
利用滑模控制的方法，得到的高超声速飞行器的姿态控制器(对应上述包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型)为：
其中K3＝diag[k31,k32,k33]为开关增益，且有k3i≥Δvi,i＝1,2,3。
为了便于理解上述实施例，给出了高超声速飞行器仿真初值及仿真参数如表2所示：
表2高超声速飞行器仿真初值及仿真参数
表2中，三个姿态角的初始值为[0,0,0]Tdeg，期望值为[3,2,1]Tdeg。当设定的收敛时间tf分别为1s,1.2s和1.5s时，分别用公式(19)所示的含分数阶的控制器和常规不含分数阶的固定时间收敛的控制器进行仿真，得到的姿态角随时间的变化如图3所示，舵偏随时间的变化如图4所示，其中下标为“1”表示常规不含分数阶的控制器的仿真结果，下标为“2”表示用公式(19)所设计的含分数阶的控制器仿真的结果。
如图3、图4所示，在同样的初始条件下，采用公式(19)设计的含分数阶的控制器由于分数阶微分项的作用，使舵根据实际要求，在一开始就可以提供一个较大的控制量，提高舵的利用效率，而未加分数阶项时，舵一开始变化比较缓慢，舵的利用率较低，这就要求舵在中期需要更大的控制量以满足实际需求，可能超出舵的物理极限，如图3和图4中tf＝1.0s时，达不到控制要求，如果舵没有超出物理极限，如当tf＝1.2s时，没有分数阶的常规控制器也可能由于前期变化比较缓慢，导致在最后时刻舵的变化比较大，会降低控制精度。在其他条件相同的情况下，由于采用公式(19)设计的含分数阶的控制器对舵的利用率更高，所以可以具有更短的收敛时间。
步骤206，将姿态控制器数学模型代入状态反馈控制律数学模型中的姿态控制器参数项，基于预先获取到的***控制量数学模型和飞行器的当前状态值，确定气动力矩系数。
具体的，将姿态控制器数学模型代入状态反馈控制律数学模型中的姿态控制器参数项，基于预先获取到的***控制量数学模型和飞行器的当前状态值，确定气动力矩系数通过下述步骤九至步骤十三得到：
步骤九，获取飞行器的当前状态值；其中，当前状态值包括以下至少一种：飞行器的攻角、侧滑角、滚转角、滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率。
在实际实现时，飞行器的第一姿态控制数学模型可通过传感器实时得到当前时刻飞行器的状态变量的值(对应上述当前状态值)。当前状态变量的值包括以下至少一种：α，β，μ，p，q，r；其中α，β，μ组成姿态角的实际值。
步骤十，获取飞行器制导指令给的期望状态值，其中，期望状态值包括以下至少一种：飞行器的攻角、侧滑角、滚转角。
上述期望状态值是飞行器的制导指令给的，期望状态值包括以下至少一种：αc,βc,μc，该期望状态值αc,βc,μc是姿态角的期望值
步骤十一，将当前状态值与期望状态值之间的误差输入至姿态控制器数学模型，得到第一计算结果。
将上述姿态角的实际值α,β,μ与期望值αc,βc,μc之间的误差作为输入项代入到公式(19)所示的高超声速飞行器的姿态控制器(对应上述姿态控制器数学模型)当中，得到的v就是上述的第一计算结果。
步骤十二，将第一计算结果代入状态反馈控制律数学模型中的姿态控制器参数项，得到第二计算结果。
上述姿态控制器参数项就是公式(14)所示的状态反馈控制律数学模型中的v，将通过步骤十一得到的v(对应上述一计算结果)带入到公式(14)中，解算出飞行器所需要的控制力矩M就是上述的第二计算结果。
步骤十三，获取包含气动力矩参数项的***控制量数学模型；将第二计算结果作为***控制量数学模型的计算结果，计算***控制量数学模型中，气动力矩参数项对应的气动力矩系数。
在实际实现时，飞行器的力矩公式(对应上述***控制量数学模型)为：
其中，M＝[Mx,My,Mz]是气动力矩，ρ为大气密度，S为飞行器的参考面积，L为飞行器的参考长度，V为飞行器当前时刻的速度，CM为飞行器的气动力矩系数(对应上述气动力矩参数项)。将通过步骤十二解算出的飞行器所需要的控制力矩M(对应上述第二计算结果)代入公式(21)中反算出气动力矩系数CM。
步骤208，基于气动力矩系数计算舵偏控制指令；基于舵偏控制指令控制飞行器的姿态。
具体的，基于气动力矩系数计算舵偏控制指令；基于舵偏控制指令控制飞行器的姿态通过下述步骤十四至步骤十五得到：
步骤十四，基于气动力矩系数计算舵偏控制指令；其中，舵偏控制指令包括：左升降副翼对应的第一舵偏，右升降副翼对应的第二舵偏，以及方向舵对应的第三舵偏。
上述第一舵偏为左升降副翼舵偏δe，第二舵偏为右升降舵副翼舵偏δa；第三舵偏为方向舵舵偏δr，利用气动数据拟合公式和气动数据插值结果，将得到的气动力矩系数CM反算出舵偏控制指令δe，δa，δr。
步骤十五，将舵偏控制指令输入至非线性数学模型，得到输出结果，基于输出结果以对飞行器的姿态进行控制。
上述舵偏控制指令δe，δa，δr输入飞行器的非线性数学模型，使得飞行器的姿态角α,β,μ准确跟踪上期望姿态角αc,βc,μc。
在实际实现时，除了第二姿态控制数学模型之外，非线性数学模型还包括质心运动方程：
其中，公式(22)-(24)是质心运动学方程，公式(25)-(27)是质心动力学方程，x,y,z为三维空间中的位置坐标，其中y表示高度，利用标准大气表可算出当前高度的大气密度ρ，V为速度，g为重力加速度，θ、ψv和γv分别为俯仰角、偏航角和速度滚转角，FX、FY和FZ是飞行器的阻力，升力和侧向力。
为了便于理解上述实施例，参见图5给出的一种基于反馈线性化的控制器设计流程图，首先，利用反馈线性化的方法，将公式(7)所示的各个状态变量耦合严重的非线性多输入多输出控制***(对应第一姿态控制数学模型)简化为公式(16)所示的线性控制***(对应目标线性数学模型)。然后，利用滑模控制的方法对公式(16)所示的线性***设计姿态控制律，得到的控制器也就是(对应姿态控制器数学模型)如公式(19)所示。
飞行器的非线性数学模型可实时得到当前时刻飞行器的状态变量α，β，μ，p，q，r，ρ,V的值，将得到的α，β，μ，p，q，r的值带入公式(19)所示的控制器(对应姿态控制器数学模型)当中，计算出辅助控制变量v，利用公式(14)所示的状态反馈控制律数学模型解算出飞行器所需要的控制力矩M，再然后，将非线性数学模型得到的ρ,V的值带入公式(21)所示的飞行器的力矩公式(对应***控制量数学模型)算出气动力矩系数CM，利用现有技术中的气动数据拟合公式和气动数据插值结果，将得到的气动力矩系数CM反算出舵偏控制指令δe，δa，δr，并输入飞行器非线性数学模型，再次利用现有技术中的气动数据拟合公式和气动数据插值结果，算出当前时刻的气动力系数和新的力矩系数，接着代入气动力公式和气动力矩公式算出气动力和气动力矩，气动力矩公式就是对应的公式(21)，气动力的公式是：
/>
其中，F＝[FX,FY,FZ]是气动力，CR是气动力系数；将气动力矩带入第二姿态控制数学模型，气动力带入到公式(22)-(27)中，得到当前时刻飞行器的状态变量的值来对飞行器的姿态进行控制。
本发明实施例还提供了一种飞行器姿态控制装置，如图6所示，该装置包括：第一确定模块60，用于基于预先获取到的非线性数学模型中的按预设格式表示的第一姿态控制数学模型，确定状态反馈控制律数学模型；其中，状态反馈控制律数学模型中包括姿态控制器参数项；第二确定模块61，用于基于预先获取到的滑模面控制数学模型，采用滑膜控制方式确定包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型；第三确定模块62，用于将姿态控制器数学模型代入状态反馈控制律数学模型中的姿态控制器参数项，基于预先获取到的***控制量数学模型和飞行器的当前状态值，确定气动力矩系数；控制模块63，用于基于气动力矩系数计算舵偏控制指令；基于舵偏控制指令控制飞行器的姿态。
上述飞行器姿态控制装置，基于预先获取到的非线性数学模型中的按预设格式表示的第一姿态控制数学模型，确定状态反馈控制律数学模型；基于预先获取到的滑模面控制数学模型，采用滑膜控制方式确定包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型；代入状态反馈控制律数学模型中的姿态控制器参数项，基于预先获取到的***控制量数学模型和飞行器的当前状态值，确定气动力矩系数；基于气动力矩系数计算舵偏控制指令；基于舵偏控制指令控制飞行器的姿态。该方式确定的姿态控制器数学模型包含分数阶微分项，使舵在一开始就能提供一个较大的控制量，提高飞行器姿态控制***的快速性和准确性，缩短飞行器姿态的收敛时间。
进一步的，该第一确定模块用于：获取飞行器六自由度的第二姿态控制数学模型；其中，第二姿态控制数学模型为非线性数学模型的一部分；将第二姿态控制数学模型按预设格式转换为第一姿态控制数学模型；其中，第一姿态控制数学模型中包括姿态角矩阵；计算第一姿态控制数学模型中的姿态角矩阵的一阶导数，得到第一求导结果；基于第一求导结果，计算姿态角矩阵的二阶导数，得到第二求导结果；基于第二求导结果，确定状态反馈控制律数学模型。
进一步的，第一确定模块还用于：将状态反馈控制律数学模型输入至第二阶求导结果，得到第一线性数学模型；基于第一线性数学模型以及第一求导结果，确定第一姿态控制数学模型对应的目标线性数学模型。
进一步的，第二确定模块用于：获取滑模面控制数学模型；其中，滑模面控制数学模型中包括分数阶算子；计算滑模面控制数学模型对应的饱和函数数学模型；基于饱和函数数学模型，采用滑膜控制方式确定包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型。
进一步的，第三确定模块还用于：获取飞行器的当前状态值；其中，当前状态值包括以下至少一种：飞行器的攻角、侧滑角、滚转角、滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率；获取飞行器制导指令给的期望状态值，其中，期望状态值包括以下至少一种：飞行器的攻角、侧滑角、滚转角。将当前状态值与期望状态值之间的误差输入至姿态控制器数学模型，得到第一计算结果；将第一计算结果代入状态反馈控制律数学模型中的姿态控制器参数项，得到第二计算结果；获取包含气动力矩参数项的***控制量数学模型；将第二计算结果作为***控制量数学模型的计算结果，计算***控制量数学模型中，气动力矩参数项对应的气动力矩系数。
进一步的，第一姿态控制数学模型基于预设的采用面对称结构的飞行器模型建立，飞行器模型包括：升降副翼和方向舵；其中，升降副翼用于操纵飞行器的俯仰和滚转运动，升降副翼包括左升降副翼和右升降副翼；方向舵用于操纵飞行器的航偏运动；控制模块用于：基于气动力矩系数计算舵偏控制指令；其中，舵偏控制指令包括：左升降副翼对应的第一舵偏，右升降副翼对应的第二舵偏，以及方向舵对应的第三舵偏；将舵偏控制指令输入至非线性数学模型，得到输出结果，基于输出结果以对飞行器的姿态进行控制。
进一步的，第一姿态控制数学模型至少包括以下之一：飞行器的运动学模型和动力学模型。
本发明实施例所提供的飞行器姿态控制装置，其实现原理及产生的技术效果和前述种飞行器姿态控制方法实施例相同，飞行器姿态控制装置实施例部分，可参考前述飞行器姿态控制方法实施例中相应内容。
本发明实施例还提供了一种电子设备，参见图7所示，该电子设备包括处理器130和存储器131，该存储器131存储有能够被处理器130执行的机器可执行指令，该处理器130执行机器可执行指令以实现飞行器姿态控制方法。
进一步地，图7所示的电子设备还包括总线132和通信接口133，处理器130、通信接口133和存储器131通过总线132连接。
其中，存储器131可能包含高速随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)，也可能还包括非不稳定的存储器(non-volatile memory)，例如至少一个磁盘存储器。通过至少一个通信接口133(可以是有线或者无线)实现该***网元与至少一个其他网元之间的通信连接，可以使用互联网，广域网，本地网，城域网等。总线132可以是ISA总线、PCI总线或EISA总线等。所述总线可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图7中仅用一个双向箭头表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。
处理器130可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，上述方法的各步骤可以通过处理器130中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器130可以是通用处理器，包括中央处理器(Central Processing Unit，简称CPU)、网络处理器(Network Processor，简称NP)等；还可以是数字信号处理器(DigitalSignal Processor，简称DSP)、专用集成电路(Application Specific IntegratedCircuit，简称ASIC)、现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，简称FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。可以实现或者执行本发明实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。结合本发明实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。软件模块可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器131，处理器130读取存储器131中的信息，结合其硬件完成前述实施例的方法的步骤。
本发明实施例还提供了一种机器可读存储介质，该机器可读存储介质存储有机器可执行指令，该机器可执行指令在被处理器调用和执行时，该机器可执行指令促使处理器实现上述飞行器姿态控制方法，具体实现可参见方法实施例，在此不再赘述。
本发明实施例所提供的飞行器姿态控制方法、装置和电子设备的计算机程序产品，包括存储了程序代码的计算机可读存储介质，所述程序代码包括的指令可用于执行前面方法实施例中所述的方法，具体实现可参见方法实施例，在此不再赘述。
所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。
Claims (7)
1.一种飞行器姿态控制方法，其特征在于，所述方法包括：
基于预先获取到的非线性数学模型中的按预设格式表示的第一姿态控制数学模型，确定状态反馈控制律数学模型；其中，所述状态反馈控制律数学模型中包括姿态控制器参数项；
基于预先获取到的滑模面控制数学模型，采用滑模控制方式确定包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型；
将所述姿态控制器数学模型代入所述状态反馈控制律数学模型中的姿态控制器参数项，基于预先获取到的***控制量数学模型和所述飞行器的当前状态值，确定气动力矩系数；
基于所述气动力矩系数计算舵偏控制指令；基于所述舵偏控制指令控制所述飞行器的姿态；
所述基于预先获取到的非线性数学模型中的按预设格式表示的第一姿态控制数学模型，确定状态反馈控制律数学模型的步骤包括：
获取飞行器六自由度的第二姿态控制数学模型；其中，所述第二姿态控制数学模型为所述非线性数学模型的一部分；
将所述第二姿态控制数学模型按预设格式转换为所述第一姿态控制数学模型；其中，所述第一姿态控制数学模型中包括姿态角矩阵；
计算所述第一姿态控制数学模型中的所述姿态角矩阵的一阶导数，得到第一求导结果；
基于所述第一求导结果，计算所述姿态角矩阵的二阶导数，得到第二求导结果；
基于所述第二求导结果，确定所述状态反馈控制律数学模型；
所述方法还包括：
将所述状态反馈控制律数学模型输入至所述第二求导结果，得到第一线性数学模型；
基于所述第一线性数学模型以及所述第一求导结果，确定所述第一姿态控制数学模型对应的目标线性数学模型；
所述基于预先获取到的滑模面控制数学模型，采用滑模控制方式确定包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型的步骤包括：
获取所述滑模面控制数学模型；其中，所述滑模面控制数学模型中包括分数阶算子；
计算所述滑模面控制数学模型对应的饱和函数数学模型；
基于所述饱和函数数学模型，采用滑模控制方式确定包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型；
所述目标线性数学模型等效为如下二阶***：
其中，Ω为所述二阶***的状态变量，v为所述二阶***的控制变量，Δv＝[Δv1,Δv2,Δv3]T为所述二阶***的不确定项；
所述滑模面控制数学模型通过以下公式表示：
其中，tf为任意设定的收敛时间，t0为飞行器初始时刻的时间，t为飞行器运动过程中当前的时间值，n和q为滑模面增益，Dλ为分数阶算子，λ为分数阶的阶次，表示对/>求λ阶导数，/>为跟踪误差，Ω为姿态角的实际值，Ωc为姿态角的期望值，/>为跟踪误差的导数，K1＝diag[k11,k12,k13]为分数阶项增益，
所述饱和函数数学模型通过以下公式表示：
其中，ε为边界层厚度，是给到的值；
所述姿态控制器数学模型通过以下公式表示：
其中，K3＝diag[k31,k32,k33]为开关增益，且有k3i≥Δvi,i＝1,2,3。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述将所述姿态控制器数学模型代入所述状态反馈控制律数学模型中的姿态控制器参数项，基于预先获取到的***控制量数学模型和所述飞行器的当前状态值，确定气动力矩系数的步骤包括：
获取所述飞行器的所述当前状态值；其中，所述当前状态值包括以下至少一种：所述飞行器的攻角、侧滑角、滚转角、滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率；
获取所述飞行器制导指令给的期望状态值，其中，所述期望状态值包括以下至少一种：所述飞行器的攻角、侧滑角、滚转角；
将所述当前状态值与所述期望状态值之间的误差输入至所述姿态控制器数学模型，得到第一计算结果；
将所述第一计算结果代入所述状态反馈控制律数学模型中的姿态控制器参数项，得到第二计算结果；
获取包含气动力矩参数项的***控制量数学模型；
将所述第二计算结果作为所述***控制量数学模型的计算结果，计算所述***控制量数学模型中，所述气动力矩参数项对应的气动力矩系数。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一姿态控制数学模型基于预设的采用面对称结构的飞行器模型建立，所述飞行器模型包括：升降副翼和方向舵；其中，所述升降副翼用于操纵所述飞行器的俯仰和滚转运动，所述升降副翼包括左升降副翼和右升降副翼；方向舵用于操纵所述飞行器的航偏运动；
基于所述气动力矩系数计算舵偏控制指令；基于所述舵偏控制指令控制所述飞行器的姿态的步骤包括：
基于所述气动力矩系数计算舵偏控制指令；其中，所述舵偏控制指令包括：所述左升降副翼对应的第一舵偏，所述右升降副翼对应的第二舵偏，以及所述方向舵对应的第三舵偏；
将所述舵偏控制指令输入至所述非线性数学模型，得到输出结果，基于所述输出结果以对所述飞行器的姿态进行控制。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一姿态控制数学模型至少包括以下之一：所述飞行器的运动学模型和动力学模型。
5.一种采用如权利要求1所述的飞行器姿态控制方法的飞行器姿态控制装置，其特征在于，所述装置包括:
第一确定模块，用于基于预先获取到的非线性数学模型中的按预设格式表示的第一姿态控制数学模型，确定状态反馈控制律数学模型；其中，所述状态反馈控制律数学模型中包括姿态控制器参数项；
第二确定模块，用于基于预先获取到的滑模面控制数学模型，采用滑模控制方式确定包含分数阶微分项的姿态控制器数学模型；
第三确定模块，用于将所述姿态控制器数学模型代入所述状态反馈控制律数学模型中的姿态控制器参数项，基于预先获取到的***控制量数学模型和所述飞行器的当前状态值，确定气动力矩系数；
控制模块，用于基于所述气动力矩系数计算舵偏控制指令；基于所述舵偏控制指令控制所述飞行器的姿态。
6.一种电子设备，其特征在于，包括处理器和存储器，所述存储器存储有能够被所述处理器执行的机器可执行指令，所述处理器执行所述机器可执行指令以实现权利要求1－4任一项所述的飞行器姿态控制方法。
7.一种机器可读存储介质，其特征在于，所述机器可读存储介质存储有机器可执行指令，所述机器可执行指令在被处理器调用和执行时，所述机器可执行指令促使所述处理器实现权利要求1－4任一项所述的飞行器姿态控制方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202111387323.7A CN114035599B (zh) | 2021-11-22 | 2021-11-22 | 飞行器姿态控制方法、装置和电子设备 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202111387323.7A CN114035599B (zh) | 2021-11-22 | 2021-11-22 | 飞行器姿态控制方法、装置和电子设备 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN114035599A CN114035599A (zh) | 2022-02-11 |
| CN114035599B true CN114035599B (zh) | 2023-12-19 |
Family
ID=80138372
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202111387323.7A Active CN114035599B (zh) | 2021-11-22 | 2021-11-22 | 飞行器姿态控制方法、装置和电子设备 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN114035599B (zh) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114444216B (zh) * | 2022-04-11 | 2022-06-03 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法及*** |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105892297A (zh) * | 2016-06-13 | 2016-08-24 | 河海大学常州校区 | 一种自适应分数阶动态滑模控制算法 |
| CN108681327A (zh) * | 2018-04-24 | 2018-10-19 | 电子科技大学 | 基于分数阶饱和函数切换控制律的四旋翼飞行控制方法 |
| WO2021078259A1 (zh) * | 2019-10-24 | 2021-04-29 | 深圳市道通智能航空技术有限公司 | 一种飞行控制方法、飞行器及飞行*** |
| CN113467245A (zh) * | 2021-07-15 | 2021-10-01 | 北京信息科技大学 | 飞行器的分数阶滑模控制方法、装置及*** |
-
2021
- 2021-11-22 CN CN202111387323.7A patent/CN114035599B/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105892297A (zh) * | 2016-06-13 | 2016-08-24 | 河海大学常州校区 | 一种自适应分数阶动态滑模控制算法 |
| CN108681327A (zh) * | 2018-04-24 | 2018-10-19 | 电子科技大学 | 基于分数阶饱和函数切换控制律的四旋翼飞行控制方法 |
| WO2021078259A1 (zh) * | 2019-10-24 | 2021-04-29 | 深圳市道通智能航空技术有限公司 | 一种飞行控制方法、飞行器及飞行*** |
| CN113467245A (zh) * | 2021-07-15 | 2021-10-01 | 北京信息科技大学 | 飞行器的分数阶滑模控制方法、装置及*** |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| Fractional-order sliding mode control based guidance law with impact angle constraint;Yongzhi Sheng et al.;Nonlinear Dynamic;第106卷;425–444 * |
| 基于Terminal滑模的高超声速飞行器姿态控制;韩钊;宗群;田柏苓;吉月辉;;控制与决策(第02期);1-8 * |
| 基于分数阶滑模的航天器姿态鲁棒控制;邓立为;宋申民;;中国空间科学技术(第04期);1-8 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN114035599A (zh) | 2022-02-11 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Lian et al. | Adaptive attitude control of a quadrotor using fast nonsingular terminal sliding mode | |
| Raptis et al. | A novel nonlinear backstepping controller design for helicopters using the rotation matrix | |
| Joshi et al. | Robust attitude stabilization of spacecraft using nonlinear quaternion feedback | |
| Colorado et al. | Mini-quadrotor attitude control based on Hybrid Backstepping & Frenet-Serret theory | |
| Rao et al. | Automatic landing system design using sliding mode control | |
| CN105676853B (zh) | 一种无人机中立位置自动调整的飞行控制方法 | |
| Falcón et al. | Comparative analysis of continuous sliding-modes control strategies for quad-rotor robust tracking | |
| CN108594837A (zh) | 基于pd-smc和rise的无模型四旋翼无人机轨迹跟踪控制器及方法 | |
| CN111258216B (zh) | 一种适用于四旋翼飞行器的滑模重复控制器 | |
| Lee et al. | Robust translational force control of multi-rotor UAV for precise acceleration tracking | |
| Kai et al. | A unified approach to fixed-wing aircraft path following guidance and control | |
| CN109507890A (zh) | 一种基于eso的无人机动态逆广义预测控制器 | |
| CN111026160B (zh) | 一种四旋翼无人机轨迹跟踪控制方法 | |
| CN110347170A9 (zh) | 可重复使用运载器再入段鲁棒容错制导控制***及工作方法 | |
| CN108638068A (zh) | 一种携带冗余度机械臂的飞行机器人控制***设计方法 | |
| CN113296525A (zh) | 基于数据驱动的倾转三旋翼无人机非线性控制方法 | |
| CN114035599B (zh) | 飞行器姿态控制方法、装置和电子设备 | |
| CN106647264A (zh) | 一种基于控制约束的扩展鲁棒h∞的无人机控制方法 | |
| Safwat et al. | Robust Nonlinear Flight Controller For Small Unmanned Aircraft Vehicle based on Incremental BackStepping | |
| Benaddy et al. | Comparison of the different control strategies for Quadrotor Unmanned Aerial Vehicle | |
| CN104460678B (zh) | 一种基于Sigmoid型非线性滑模函数的航天器姿态控制方法 | |
| Meradi et al. | A predictive sliding mode control for quadrotor’s tracking trajectory subject to wind gusts and uncertainties | |
| Spitzer et al. | Inverting learned dynamics models for aggressive multirotor control | |
| CN116277036A (zh) | 一种柔性基、柔性臂空间机器人快速容错抑振控制方法 | |
| Safwat et al. | Generic UAV autopilot prototype based on adaptive modified incremental backstepping |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |