CN114326767A - 飞行器姿态控制方法、飞行器姿态控制***以及飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明适用于飞行器技术领域，提供了飞行器姿态控制方法、飞行器姿态控制***以及飞行器，按预设间隔，采样飞行器的多个目标通道对应的开关控制量，其中，所述开关控制量基于所述飞行器的目标通道角度偏差校正值确定；分别获取每个所述目标通道的控制量校正策略，其中，所述控制量校正策略包括最短工作时间策略和防水击策略；按照所述控制量校正策略，通过当前采样时刻的目标开关控制量以及当前采样时刻之前的开关控制量的多个历史校正值，分别计算每个所述目标通道在当前采样时刻的控制量校正值；利用所述控制量校正值，分别控制每个所述目标通道的姿态控制发动机。有助于形成更完备的最短工作时间和防水击要求实现方案。
Description
技术领域
本发明属于飞行器技术领域，尤其涉及飞行器姿态控制方法、飞行器姿态控制***以及飞行器。
背景技术
飞行器从地面起飞到进入太空飞行过程中较多地采用液体姿控发动机作为执行机构进行俯仰、偏航和滚动通道姿态控制。大推力姿控发动机工作时，通常对姿控发动机单次开启的最短工作时间有限制要求，以避免开启指令时间过短时推力处于不稳定的工作状态。同时，当多个大推力姿控发动机同时工作分别提供各个通道的正负控制力矩时，某一路姿控发动机关断后在一定的时间间隔内该路或者其它的任意一路姿控发动机不允许由关闭状态重新启动，否则液体姿控动力***管路中会产生水击现象，对其硬件产生不利的影响。
在姿态控制***设计实际工程应用中，通常采用将防水击策略和最短工作时间算法顺序叠加的方法，具体为姿态控制***姿态角偏差经过校正网络计算后，输出量与开关控制门限比较形成通道正负开关指令，再依次对开关指令进行防水击处理和最短工作时间处理，形成最终的姿控发动机控制指令用于信号综合，控制各个实物姿控发动机的开启和关闭。这种设计方法防水击策略和最短工作时间算法中的判断逻辑中以算法的输入控制指令作为判断标准，忽略了两项算法之间的相互影响，在一定的控制指令条件下计算得到的实际开关控制指令并未完全实现防水击要求或最短工作时间要求，因此在理论上并非完备的最短工作时间和防水击要求实现方案。
发明内容
本发明实施例提供一种飞行器姿态控制方法，旨在解决防水击要求和最短工作时间要求不能充分兼顾的问题。
本发明实施例是这样实现的，一种飞行器姿态控制方法，所述方法包括：
按预设间隔，采样飞行器的多个目标通道对应的开关控制量，其中，所述开关控制量基于所述飞行器的目标通道角度偏差校正值确定；
分别获取每个所述目标通道的控制量校正策略，其中，所述控制量校正策略包括最短工作时间策略和防水击策略；
按照所述控制量校正策略，通过当前采样时刻的目标开关控制量以及当前采样时刻之前的开关控制量的多个历史校正值，分别计算每个所述目标通道在当前采样时刻的控制量校正值；
利用所述控制量校正值，分别控制每个所述目标通道的姿态控制发动机。
更进一步地，所述目标通道包括俯仰通道y、偏航通道z以及滚动通道x，所述俯仰通道y以及所述偏航通道z的控制量校正策略均为所述最短工作时间策略和所述防水击策略，所述滚动通道x的控制量校正策略为所述防水击策略。
更进一步地，所述按照所述控制量校正策略，通过当前采样时刻的目标开关控制量以及当前采样时刻之前的开关控制量的多个历史校正值，分别计算每个所述目标通道在当前采样时刻的控制量校正值，具体包括：
按照所述最短工作时间策略，通过所述俯仰通道y的当前采样时刻i的目标开关控制量py0(i)以及之前三个采样时刻开关控制量的历史校正值py(i-N)，N＝1,2,3，计算所述俯仰通道y在当前采样时刻i的中间校正值py_in(i)；
按照所述最短工作时间策略，通过所述偏航通道z的当前采样时刻i的目标开关控制量pz0(i)以及之前三个采样时刻开关控制量的历史校正值pz(i-N)，N＝1,2,3，计算所述偏航通道z在当前采样时刻i的中间校正值pz_in(i)；
将所述滚动通道x的当前采样时刻i的目标开关控制量px0(i)，作为所述滚动通道x在当前采样时刻i的中间校正值px_in(i)；
按照所述防水击策略，通过当前采样时刻i对应的所述俯仰通道y的中间校正值py_in(i)、所述偏航通道z的中间校正值pz_in(i)、所述滚动通道x的中间校正值px_in(i)以及之前三个采样时刻的所述俯仰通道y的历史校正值py(i-N)，N＝1,2,3、所述偏航通道z的历史校正值pz(i-N)，N＝1,2,3、所述滚动通道x的历史校正值px(i-N)，N＝1,2,3，计算当前采样时刻i对应的所述俯仰通道y的控制量校正值py_out(i)、所述偏航通道z的控制量校正值pz_out(i)以及所述滚动通道x的控制量校正值px_out(i)。
更进一步地，所述按照所述最短工作时间策略，通过所述俯仰通道y的当前采样时刻i的目标开关控制量py0(i)以及之前三个采样时刻开关控制量的历史校正值py(i-N)，N＝1,2,3，计算所述俯仰通道y在当前采样时刻i的中间校正值py_in(i)，具体包括：
当py(i-1)＝1时，若不满足py(i-2)＝1&py(i-3)＝1，则py_in(i)＝1，否则py_in(i)＝py0(i)；
当py(i-1)＝-1时，若不满足py(i-2)＝-1&py(i-3)＝-1，则py_in(i)＝-1，否则py_in(i)＝py0(i)；
当py(i-1)＝0时，py_in(i)＝py0(i)，其中，在i-N≤0时，py(i-N)＝0。
更进一步地，所述按照所述最短工作时间策略，通过所述偏航通道z的当前采样时刻i的目标开关控制量pz0(i)以及之前三个采样时刻开关控制量的历史校正值pz(i-N)，N＝1,2,3，计算所述偏航通道z在当前采样时刻i的中间校正值pz_in(i)，具体包括：
当pz(i-1)＝1时，若不满足pz(i-2)＝1&pz(i-3)＝1，则pz_in(i)＝1，否则pz_in(i)＝pz0(i)；
当pz(i-1)＝-1时，若不满足pz(i-2)＝-1&pz(i-3)＝-1，则pz_in(i)＝-1，否则pz_in(i)＝pz0(i)；
当pz(i-1)＝0时，pz_in(i)＝pz0(i)，其中，在i-N≤0时，pz(i-N)＝0。
更进一步地，所述按照所述防水击策略，通过当前采样时刻i对应的所述俯仰通道y的中间校正值py_in(i)、所述偏航通道z的中间校正值pz_in(i)、所述滚动通道x的中间校正值px_in(i)以及之前三个采样时刻的所述俯仰通道y的历史校正值py(i-N)，N＝1,2,3、所述偏航通道z的历史校正值pz(i-N)，N＝1,2,3、所述滚动通道x的历史校正值px(i-N)，N＝1,2,3，计算当前采样时刻i对应的所述俯仰通道y的控制量校正值py_out(i)、所述偏航通道z的控制量校正值pz_out(i)以及所述滚动通道x的控制量校正值px_out(i)，具体包括：
若py(i-1)×py_in(i)＝-1，则置py_in(i)＝0，否则py_in(i)不变；
若pz(i-1)×pz_in(i)＝-1，则置pz_in(i)＝0，否则pz_in(i)不变；
若py(i-3)≠0且py(i-2)＝0，则py_off(i-2)＝1，否则py_off(i-2)＝0；
若py(i-2)≠0且py(i-1)＝0，则py_off(i-1)＝1，否则py_off(i-1)＝0；
若py(i-1)≠0且py_in(i)＝0，则py_off(i)＝1，否则py_off(i)＝0；
若pz(i-3)≠0且pz(i-2)＝0，则pz_off(i-2)＝1，否则pz_off(i-2)＝0；
若pz(i-2)≠0且pz(i-1)＝0，则pz_off(i-1)＝1，否则pz_off(i-1)＝0；
若pz(i-1)≠0且pz_in(i)＝0，则pz_off(i)＝1，否则pz_off(i)＝0；
若py(i-1)＝0且py_in(i)≠0，则py_on(i)＝1，否则py_on(i)＝0；
若pz(i-1)＝0且pz_in(i)≠0，则pz_on(i)＝1，否则pz_on(i)＝0；
若px(i-1)＝0且px_in(i)≠0，则px_on(i)＝1，否则px_on(i)＝0；
若不满足py_off(i-2)＝0&py_off(i-1)＝0&py_off(i)＝0&pz_off(i-2)＝0&pz_off(i-1)＝0&pz_off(i)＝0，且满足py_on(i)＝1，则py_out(i)＝0，否则py_out(i)＝py_in(i)；
若不满足py_off(i-2)＝0&py_off(i-1)＝0&py_off(i)＝0&pz_off(i-2)＝0&pz_off(i-1)＝0&pz_off(i)＝0，且满足pz_on(i)＝1，则pz_out(i)＝0，否则pz_out(i)＝pz_in(i)；
若不满足py_off(i-2)＝0&py_off(i-1)＝0&py_off(i)＝0&pz_off(i-2)＝0&pz_off(i-1)＝0&pz_off(i)＝0，且满足px_on(i)＝1，则px_out(i)＝0，否则px_out(i)＝px_in(i)；
令py(i)＝py_out(i)，pz(i)＝pz_out(i)，px(i)＝px_out(i)。
本发明实施例还提供一种飞行器姿态控制***，所述***包括：
采样模块，用于按预设间隔，采样飞行器的至少一个目标通道对应的开关控制量，其中，所述开关控制量基于所述飞行器的目标通道角度偏差校正值确定；
策略获取模块，用于分别获取每个所述目标通道的控制量校正策略，其中，所述控制量校正策略包括最短工作时间策略和防水击策略，或者所述控制量校正策略包括防水击策略；
计算模块，用于按照所述控制量校正策略，通过当前采样时刻的目标开关控制量以及当前采样时刻之前的开关控制量的多个历史校正值，分别计算每个所述目标通道在当前采样时刻的控制量校正值；
控制模块，用于利用所述控制量校正值，分别控制每个所述目标通道的姿态控制发动机。
更进一步地，所述目标通道包括俯仰通道y、偏航通道z以及滚动通道x，所述俯仰通道y以及所述偏航通道z的控制量校正策略均为所述最短工作时间策略和所述防水击策略，所述滚动通道x的控制量校正策略为所述防水击策略。
更进一步地，所述计算模块，具体用于：
按照所述最短工作时间策略，通过所述俯仰通道y的当前采样时刻i的目标开关控制量py0(i)以及之前三个采样时刻开关控制量的历史校正值py(i-N)，N＝1,2,3，计算所述俯仰通道y在当前采样时刻i的中间校正值py_in(i)；
按照所述最短工作时间策略，通过所述偏航通道z的当前采样时刻i的目标开关控制量pz0(i)以及之前三个采样时刻开关控制量的历史校正值pz(i-N)，N＝1,2,3，计算所述偏航通道z在当前采样时刻i的中间校正值pz_in(i)；
将所述滚动通道x的当前采样时刻i的目标开关控制量px0(i)，作为所述滚动通道x在当前采样时刻i的中间校正值px_in(i)；
按照所述防水击策略，通过当前采样时刻i对应的所述俯仰通道y的中间校正值py_in(i)、所述偏航通道z的中间校正值pz_in(i)、所述滚动通道x的中间校正值px_in(i)以及之前三个采样时刻的所述俯仰通道y的历史校正值py(i-N)，N＝1,2,3、所述偏航通道z的历史校正值pz(i-N)，N＝1,2,3、所述滚动通道x的历史校正值px(i-N)，N＝1,2,3，计算当前采样时刻i对应的所述俯仰通道y的控制量校正值py_out(i)、所述偏航通道z的控制量校正值pz_out(i)以及所述滚动通道x的控制量校正值px_out(i)。
更进一步地，所述计算模块，具体用于：
当py(i-1)＝1时，若不满足py(i-2)＝1&py(i-3)＝1，则py_in(i)＝1，否则py_in(i)＝py0(i)；
当py(i-1)＝-1时，若不满足py(i-2)＝-1&py(i-3)＝-1，则py_in(i)＝-1，否则py_in(i)＝py0(i)；
当py(i-1)＝0时，py_in(i)＝py0(i)，其中，在i-N≤0时，py(i-N)＝0。
更进一步地，所述计算模块，具体用于：
当pz(i-1)＝1时，若不满足pz(i-2)＝1&pz(i-3)＝1，则pz_in(i)＝1，否则pz_in(i)＝pz0(i)；
当pz(i-1)＝-1时，若不满足pz(i-2)＝-1&pz(i-3)＝-1，则pz_in(i)＝-1，否则pz_in(i)＝pz0(i)；
当pz(i-1)＝0时，pz_in(i)＝pz0(i)，其中，在i-N≤0时，pz(i-N)＝0。
更进一步地，所述计算模块，具体用于：
若py(i-1)×py_in(i)＝-1，则置py_in(i)＝0，否则py_in(i)不变；
若pz(i-1)×pz_in(i)＝-1，则置pz_in(i)＝0，否则pz_in(i)不变；
若py(i-3)≠0且py(i-2)＝0，则py_off(i-2)＝1，否则py_off(i-2)＝0；
若py(i-2)≠0且py(i-1)＝0，则py_off(i-1)＝1，否则py_off(i-1)＝0；
若py(i-1)≠0且py_in(i)＝0，则py_off(i)＝1，否则py_off(i)＝0；
若pz(i-3)≠0且pz(i-2)＝0，则pz_off(i-2)＝1，否则pz_off(i-2)＝0；
若pz(i-2)≠0且pz(i-1)＝0，则pz_off(i-1)＝1，否则pz_off(i-1)＝0；
若pz(i-1)≠0且pz_in(i)＝0，则pz_off(i)＝1，否则pz_off(i)＝0；
若py(i-1)＝0且py_in(i)≠0，则py_on(i)＝1，否则py_on(i)＝0；
若pz(i-1)＝0且pz_in(i)≠0，则pz_on(i)＝1，否则pz_on(i)＝0；
若px(i-1)＝0且px_in(i)≠0，则px_on(i)＝1，否则px_on(i)＝0；
若不满足py_off(i-2)＝0&py_off(i-1)＝0&py_off(i)＝0&pz_off(i-2)＝0&pz_off(i-1)＝0&pz_off(i)＝0，且满足py_on(i)＝1，则py_out(i)＝0，否则py_out(i)＝py_in(i)；
若不满足py_off(i-2)＝0&py_off(i-1)＝0&py_off(i)＝0&pz_off(i-2)＝0&pz_off(i-1)＝0&pz_off(i)＝0，且满足pz_on(i)＝1，则pz_out(i)＝0，否则pz_out(i)＝pz_in(i)；
若不满足py_off(i-2)＝0&py_off(i-1)＝0&py_off(i)＝0&pz_off(i-2)＝0&pz_off(i-1)＝0&pz_off(i)＝0，且满足px_on(i)＝1，则px_out(i)＝0，否则px_out(i)＝px_in(i)；
令py(i)＝py_out(i)，pz(i)＝pz_out(i)，px(i)＝px_out(i)。
本发明实施例还提供一种飞行器，包括上述的飞行器姿态控制***。
本发明实施例还提供一种存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述的飞行器姿态控制方法。
本发明实施例还提供一种计算机设备，包括存储介质、处理器及存储在存储介质上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述的飞行器姿态控制方法。
本发明通过姿控发动机最短工作时间和防水击策略耦合设计方法，进行最短工作时间策略计算和防水击策略计算时，结合当前采样时刻的开关控制量以及在此之前的多个采样时刻的开关控制量的校正值进行算法计算，考虑了两种策略之间的相互影响，使得校正值更能满足防水击以及最短工作时间要求，形成了更完备的最短工作时间和防水击要求实现方案。
附图说明
图1是本发明实施例提供的一种飞行器姿态控制方法的流程示意图；
图2是本发明实施例提供的一种俯仰通道姿态控制***控制网络结构图；
图3是本发明实施例提供的一种俯仰、偏航和滚动通道初始开关控制量的仿真图；
图4是本发明实施例提供的一种俯仰、偏航和滚动通道姿态控制发动机的控制量校正值的仿真图；
图5是本发明实施例提供的一种俯仰、偏航和滚动通道初始开关控制量的仿真图；
图6是本发明实施例提供的一种俯仰、偏航和滚动通道姿态控制发动机的控制量校正值的仿真图；
图7是本发明实施例提供的一种飞行器姿态控制***的结构示意图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明提供了一种飞行器姿态控制方法，通过姿控发动机最短工作时间和防水击策略耦合设计方法，通过设计合理的算法顺序关系，并以最终形成的姿控发动机开关控制指令作为反馈进行算法中的状态逻辑判断，解决了防水击要求和最短工作时间要求不能充分兼顾的问题，形成了理论上完备的同时满足最短工作时间要求和防水击要求的算法实现。
实施例一
在本实施例中提供了一种飞行器姿态控制方法，如图1所示，该方法包括：
步骤101，按预设间隔，采样飞行器的多个目标通道对应的开关控制量，其中，所述开关控制量基于所述飞行器的目标通道角度偏差校正值确定；
步骤102，分别获取每个所述目标通道的控制量校正策略，其中，所述控制量校正策略包括最短工作时间策略和防水击策略；
步骤103，按照所述控制量校正策略，通过当前采样时刻的目标开关控制量以及当前采样时刻之前的开关控制量的多个历史校正值，分别计算每个所述目标通道在当前采样时刻的控制量校正值；
步骤104，利用所述控制量校正值，分别控制每个所述目标通道的姿态控制发动机。
在本发明实施例中，设定飞行器俯仰通道和偏航通道各以两个“十字”布局的3000N姿控发动机作为执行机构，滚动通道以四个“×字”布局的200N姿控发动机作为执行机构。姿控发动机最短工作时间和防水击要求为：3000N姿控发动机开启后最短保持开启状态30ms方可关闭，200N姿控发动机无最短工作时间要求；任意一台3000N姿控发动机关闭后，该3000N发动机或其余任意一台3000N姿控发动机或200N姿控发动机必须间隔30ms后才能由关闭状态重新开启。其中，目标通道包括上述的俯仰通道y、偏航通道z以及滚动通道x。
可选地，所述目标通道包括俯仰通道y、偏航通道z以及滚动通道x，所述俯仰通道y以及所述偏航通道z的控制量校正策略均为所述最短工作时间策略和所述防水击策略，所述滚动通道x的控制量校正策略为所述防水击策略。
以俯仰通道y为例，姿态控制***控制网络结构图见图2。
俯仰角偏差
经过校正网络计算得到控制量pcy,与开关控制门限比较后得到俯仰通道初始开关控制量py0，py0取值为0、+1或-1。基于十毫秒固定周期数字采样姿态控制***，取py0当前采样时刻数值py0(i)以及py前N点采样时刻数值py(i-N)，N＝1,2,3……作为最短工作时间和防水击策略算法的输入量进行计算，得到俯仰通道姿控发动机开关控制量py(i)作为液体姿控发动机的开关控制指令，控制对应的实物姿控发动机开启和关闭，从而产生控制力矩对飞行器姿态运动进行控制，实现俯仰通道俯仰角
对程序俯仰角
的跟踪。偏航通道、滚动通道姿态控制***控制网络形式与俯仰通道一致。
本发明通过姿控发动机最短工作时间和防水击策略耦合设计方法，进行最短工作时间策略计算和防水击策略计算时，结合当前采样时刻的开关控制量以及在此之前的多个采样时刻的开关控制量的校正值进行算法计算，考虑了两种策略之间的相互影响，使得校正值更能满足防水击以及最短工作时间要求，形成了更完备的最短工作时间和防水击要求实现方案。
在发明实施例中，可选地，步骤103具体包括：最短工作时间策略计算过程以及防水击策略计算过程。
最短工作时间策略计算过程，包括：
S1，按照所述最短工作时间策略，通过所述俯仰通道y的当前采样时刻i的目标开关控制量py0(i)以及之前三个采样时刻开关控制量的历史校正值py(i-N)，N＝1,2,3，计算所述俯仰通道y在当前采样时刻i的中间校正值py_in(i)；
S2，按照所述最短工作时间策略，通过所述偏航通道z的当前采样时刻i的目标开关控制量pz0(i)以及之前三个采样时刻开关控制量的历史校正值pz(i-N)，N＝1,2,3，计算所述偏航通道z在当前采样时刻i的中间校正值pz_in(i)；
S3，将所述滚动通道x的当前采样时刻i的目标开关控制量px0(i)，作为所述滚动通道x在当前采样时刻i的中间校正值px_in(i)；
防水击策略计算过程，包括：
按照所述防水击策略，通过当前采样时刻i对应的所述俯仰通道y的中间校正值py_in(i)、所述偏航通道z的中间校正值pz_in(i)、所述滚动通道x的中间校正值px_in(i)以及之前三个采样时刻的所述俯仰通道y的历史校正值py(i-N)，N＝1,2,3、所述偏航通道z的历史校正值pz(i-N)，N＝1,2,3、所述滚动通道x的历史校正值px(i-N)，N＝1,2,3，计算当前采样时刻i对应的所述俯仰通道y的控制量校正值py_out(i)、所述偏航通道z的控制量校正值pz_out(i)以及所述滚动通道x的控制量校正值px_out(i)。
在上述实施例中，选择当前时刻之前三个采样时刻的开关控制量的历史校正值进行计算，其中，校正网络输出与开关控制门限比较生成初始开关控制量py0、pz0和px0后，先进行姿控发动机最短工作时间处理。最短工作时间算法输入量为py0、pz0和px0，输出量为py_in、pz_in和px_in。俯仰通道和偏航通道采用3000N姿控发动机进行控制，姿控发动机最短工作时间计算过程如下：
S1包括：
当py(i-1)＝1时，若不满足py(i-2)＝1&py(i-3)＝1，则py_in(i)＝1，否则py_in(i)＝py0(i)；
当py(i-1)＝-1时，若不满足py(i-2)＝-1&py(i-3)＝-1，则py_in(i)＝-1，否则py_in(i)＝py0(i)；
当py(i-1)＝0时，py_in(i)＝py0(i)，其中，在i-N≤0时，py(i-N)＝0。
S2包括：
当pz(i-1)＝1时，若不满足pz(i-2)＝1&pz(i-3)＝1，则pz_in(i)＝1，否则pz_in(i)＝pz0(i)；
当pz(i-1)＝-1时，若不满足pz(i-2)＝-1&pz(i-3)＝-1，则pz_in(i)＝-1，否则pz_in(i)＝pz0(i)；
当pz(i-1)＝0时，pz_in(i)＝pz0(i)，其中，在i-N≤0时，pz(i-N)＝0。
S3中，滚动通道采用200N姿控发动机进行姿态控制，不进行最短工作时间算法处理，取px_in(i)＝px0(i)。
其中，对于前几个采样时刻，由于不存在历史校正值，可以将不存在的历史校正值设置为0，以保证完成计算。在上述计算中，py(i)、pz(i)为俯仰通道、偏航通道最短工作时间和防水击策略耦合设计算法的最终输出量，py(i-1)、pz(i-1)、py(i-2)、pz(i-2)、py(i-3)和pz(i-3)分别为py(i)、pz(i)的前点值、前两点值和前三点值，初始值均为零。
完成最短工作时间算法计算后，其输出量py_in、pz_in和px_in作为防水击算法的输入量，防水击算法的输出量为py_out、pz_out和px_out。防水击策略算法如下。
首先，对输入py_in、pz_in进行预处理，方法为：
若py(i-1)×py_in(i)＝-1，则置py_in(i)＝0，否则py_in(i)不变；
若pz(i-1)×pz_in(i)＝-1，则置pz_in(i)＝0，否则pz_in(i)不变；
其次，使用px_in以及预处理后的py_in、pz_in，进行以下计算：
若py(i-3)≠0且py(i-2)＝0，则py_off(i-2)＝1，否则py_off(i-2)＝0；
若py(i-2)≠0且py(i-1)＝0，则py_off(i-1)＝1，否则py_off(i-1)＝0；
若py(i-1)≠0且py_in(i)＝0，则py_off(i)＝1，否则py_off(i)＝0；
若pz(i-3)≠0且pz(i-2)＝0，则pz_off(i-2)＝1，否则pz_off(i-2)＝0；
若pz(i-2)≠0且pz(i-1)＝0，则pz_off(i-1)＝1，否则pz_off(i-1)＝0；
若pz(i-1)≠0且pz_in(i)＝0，则pz_off(i)＝1，否则pz_off(i)＝0；
若py(i-1)＝0且py_in(i)≠0，则py_on(i)＝1，否则py_on(i)＝0；
若pz(i-1)＝0且pz_in(i)≠0，则pz_on(i)＝1，否则pz_on(i)＝0；
若px(i-1)＝0且px_in(i)≠0，则px_on(i)＝1，否则px_on(i)＝0；
若不满足py_off(i-2)＝0&py_off(i-1)＝0&py_off(i)＝0&pz_off(i-2)＝0&pz_off(i-1)＝0&pz_off(i)＝0，且满足py_on(i)＝1，则py_out(i)＝0，否则py_out(i)＝py_in(i)；
若不满足py_off(i-2)＝0&py_off(i-1)＝0&py_off(i)＝0&pz_off(i-2)＝0&pz_off(i-1)＝0&pz_off(i)＝0，且满足pz_on(i)＝1，则pz_out(i)＝0，否则pz_out(i)＝pz_in(i)；
若不满足py_off(i-2)＝0&py_off(i-1)＝0&py_off(i)＝0&pz_off(i-2)＝0&pz_off(i-1)＝0&pz_off(i)＝0，且满足px_on(i)＝1，则px_out(i)＝0，否则px_out(i)＝px_in(i)；
令py(i)＝py_out(i)，pz(i)＝pz_out(i)，px(i)＝px_out(i)。
上述算法中，py(i)、pz(i)和px(i)为俯仰通道、偏航通道和滚动通道最短工作时间和防水击策略耦合设计算法的最终输出量，py(i-1)、py(i-2)、py(i-3)分别为py(i)的前点值、前两点值和前三点值，pz(i-1)、pz(i-2)、pz(i-3)分别为pz(i)的前点值、前两点值和前三点值，px(i-1)为px(i)的前点值，初始值均为零。
py(i)、pz(i)、px(i)作为姿控发动机最短工作时间和防水击策略耦合算法的最终输出量，用于进行指令分配控制各个实物姿控发动机的开启和关闭。
使用上述最短工作时间和防水击策略耦合算法设计结果，基于Matlab/Simulink软件完成算法的实现，并且构造俯仰、偏航和滚动通道初始开关控制量py0、pz0、px0，通过计算得到输出量py、pz、px，根据3000N姿控发动机开启后的工作时间长度以及3000N姿控发动机关闭后到任意3000N或200N姿控发动机开启的间隔时间，验证设计的算法对防水击要求和最短工作时间要求的满足情况。
验证示例1
设置俯仰、偏航和滚动通道初始开关控制量py0、pz0和px0，见图3，经过姿控发动机最短工作时间和防水击策略耦合设计方法计算后得到的输出量py、pz、px见图4。
验证示例2
设置俯仰、偏航和滚动通道初始开关控制量py0、pz0和px0，见图5，经过姿控发动机最短工作时间和防水击策略耦合设计方法计算后得到的输出量py、pz、px见图6。
根据验证示例1和验证示例2中姿控发动机最短工作时间和防水击耦合设计算法输入量py0、pz0、px0和计算输出量py、pz、px分析结果可以看出，基于本发明提出的姿控发动机最短工作时间和防水击耦合设计方法，用于实物姿控发动机开启和关闭控制的py、pz、px充分满足姿控发动机最短工作时间要求和防水击要求，且算法逻辑无代数环易实现，具备工程应用的条件。
进一步的，本发明实施例提供了一种飞行器姿态控制***，如图7所示，所述***包括：
采样模块21，用于按预设间隔，采样飞行器的至少一个目标通道对应的开关控制量，其中，所述开关控制量基于所述飞行器的目标通道角度偏差校正值确定；
策略获取模块22，用于分别获取每个所述目标通道的控制量校正策略，其中，所述控制量校正策略包括最短工作时间策略和防水击策略，或者所述控制量校正策略包括防水击策略；
计算模块23，用于按照所述控制量校正策略，通过当前采样时刻的目标开关控制量以及当前采样时刻之前的开关控制量的多个历史校正值，分别计算每个所述目标通道在当前采样时刻的控制量校正值；
控制模块24，用于利用所述控制量校正值，分别控制每个所述目标通道的姿态控制发动机。
更进一步地，所述目标通道包括俯仰通道y、偏航通道z以及滚动通道x，所述俯仰通道y以及所述偏航通道z的控制量校正策略均为所述最短工作时间策略和所述防水击策略，所述滚动通道x的控制量校正策略为所述防水击策略。
更进一步地，所述计算模块23，具体用于：
按照所述最短工作时间策略，通过所述俯仰通道y的当前采样时刻i的目标开关控制量py0(i)以及之前三个采样时刻开关控制量的历史校正值py(i-N)，N＝1,2,3，计算所述俯仰通道y在当前采样时刻i的中间校正值py_in(i)；
按照所述最短工作时间策略，通过所述偏航通道z的当前采样时刻i的目标开关控制量pz0(i)以及之前三个采样时刻开关控制量的历史校正值pz(i-N)，N＝1,2,3，计算所述偏航通道z在当前采样时刻i的中间校正值pz_in(i)；
将所述滚动通道x的当前采样时刻i的目标开关控制量px0(i)，作为所述滚动通道x在当前采样时刻i的中间校正值px_in(i)；
按照所述防水击策略，通过当前采样时刻i对应的所述俯仰通道y的中间校正值py_in(i)、所述偏航通道z的中间校正值pz_in(i)、所述滚动通道x的中间校正值px_in(i)以及之前三个采样时刻的所述俯仰通道y的历史校正值py(i-N)，N＝1,2,3、所述偏航通道z的历史校正值pz(i-N)，N＝1,2,3、所述滚动通道x的历史校正值px(i-N)，N＝1,2,3，计算当前采样时刻i对应的所述俯仰通道y的控制量校正值py_out(i)、所述偏航通道z的控制量校正值pz_out(i)以及所述滚动通道x的控制量校正值px_out(i)。
更进一步地，所述计算模块23，具体用于：
当py(i-1)＝1时，若不满足py(i-2)＝1&py(i-3)＝1，则py_in(i)＝1，否则py_in(i)＝py0(i)；
当py(i-1)＝-1时，若不满足py(i-2)＝-1&py(i-3)＝-1，则py_in(i)＝-1，否则py_in(i)＝py0(i)；
当py(i-1)＝0时，py_in(i)＝py0(i)，其中，在i-N≤0时，py(i-N)＝0。
更进一步地，所述计算模块23，具体用于：
当pz(i-1)＝1时，若不满足pz(i-2)＝1&pz(i-3)＝1，则pz_in(i)＝1，否则pz_in(i)＝pz0(i)；
当pz(i-1)＝-1时，若不满足pz(i-2)＝-1&pz(i-3)＝-1，则pz_in(i)＝-1，否则pz_in(i)＝pz0(i)；
当pz(i-1)＝0时，pz_in(i)＝pz0(i)，其中，在i-N≤0时，pz(i-N)＝0。
更进一步地，所述计算模块23，具体用于：
若py(i-1)×py_in(i)＝-1，则置py_in(i)＝0，否则py_in(i)不变；
若pz(i-1)×pz_in(i)＝-1，则置pz_in(i)＝0，否则pz_in(i)不变；
若py(i-3)≠0且py(i-2)＝0，则py_off(i-2)＝1，否则py_off(i-2)＝0；
若py(i-2)≠0且py(i-1)＝0，则py_off(i-1)＝1，否则py_off(i-1)＝0；
若py(i-1)≠0且py_in(i)＝0，则py_off(i)＝1，否则py_off(i)＝0；
若pz(i-3)≠0且pz(i-2)＝0，则pz_off(i-2)＝1，否则pz_off(i-2)＝0；
若pz(i-2)≠0且pz(i-1)＝0，则pz_off(i-1)＝1，否则pz_off(i-1)＝0；
若pz(i-1)≠0且pz_in(i)＝0，则pz_off(i)＝1，否则pz_off(i)＝0；
若py(i-1)＝0且py_in(i)≠0，则py_on(i)＝1，否则py_on(i)＝0；
若pz(i-1)＝0且pz_in(i)≠0，则pz_on(i)＝1，否则pz_on(i)＝0；
若px(i-1)＝0且px_in(i)≠0，则px_on(i)＝1，否则px_on(i)＝0；
若不满足py_off(i-2)＝0&py_off(i-1)＝0&py_off(i)＝0&pz_off(i-2)＝0&pz_off(i-1)＝0&pz_off(i)＝0，且满足py_on(i)＝1，则py_out(i)＝0，否则py_out(i)＝py_in(i)；
若不满足py_off(i-2)＝0&py_off(i-1)＝0&py_off(i)＝0&pz_off(i-2)＝0&pz_off(i-1)＝0&pz_off(i)＝0，且满足pz_on(i)＝1，则pz_out(i)＝0，否则pz_out(i)＝pz_in(i)；
若不满足py_off(i-2)＝0&py_off(i-1)＝0&py_off(i)＝0&pz_off(i-2)＝0&pz_off(i-1)＝0&pz_off(i)＝0，且满足px_on(i)＝1，则px_out(i)＝0，否则px_out(i)＝px_in(i)；
令py(i)＝py_out(i)，pz(i)＝pz_out(i)，px(i)＝px_out(i)。
进一步的，本发明实施例提供了一种飞行器，包括上述的飞行器姿态控制***。
本申请实施例还提供了一种存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现上述如图1的方法。
基于这样的理解，本申请的技术方案可以以软件产品的形式体现出来，该软件产品可以存储在一个非易失性存储介质(可以是CD-ROM，U盘，移动硬盘等)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)执行本申请各个实施场景所述的方法。
基于上述如图1所示的方法，为了实现上述目的，本申请实施例还提供了一种计算机设备，具体可以为个人计算机、服务器、网络设备等，该计算机设备包括存储介质和处理器；存储介质，用于存储计算机程序；处理器，用于执行计算机程序以实现上述如图1的方法。
可选地，该计算机设备还可以包括用户接口、网络接口、摄像头、射频(RadioFrequency，RF)电路，传感器、音频电路、WI-FI模块等等。用户接口可以包括显示屏(Display)、输入单元比如键盘(Keyboard)等，可选用户接口还可以包括USB接口、读卡器接口等。网络接口可选的可以包括标准的有线接口、无线接口(如蓝牙接口、WI-FI接口)等。
本领域技术人员可以理解，本实施例提供的一种计算机设备结构并不构成对该计算机设备的限定，可以包括更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件布置。
存储介质中还可以包括操作***、网络通信模块。操作***是管理和保存计算机设备硬件和软件资源的程序，支持信息处理程序以及其它软件和/或程序的运行。网络通信模块用于实现存储介质内部各组件之间的通信，以及与该实体设备中其它硬件和软件之间通信。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种飞行器姿态控制方法，其特征在于，所述方法包括：
按预设间隔，采样飞行器的多个目标通道对应的开关控制量，其中，所述开关控制量基于所述飞行器的目标通道角度偏差校正值确定；
分别获取每个所述目标通道的控制量校正策略，其中，所述控制量校正策略包括最短工作时间策略和防水击策略；
按照所述控制量校正策略，通过当前采样时刻的目标开关控制量以及当前采样时刻之前的开关控制量的多个历史校正值，分别计算每个所述目标通道在当前采样时刻的控制量校正值；
利用所述控制量校正值，分别控制每个所述目标通道的姿态控制发动机。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述目标通道包括俯仰通道y、偏航通道z以及滚动通道x，所述俯仰通道y以及所述偏航通道z的控制量校正策略均为所述最短工作时间策略和所述防水击策略，所述滚动通道x的控制量校正策略为所述防水击策略。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述按照所述控制量校正策略，通过当前采样时刻的目标开关控制量以及当前采样时刻之前的开关控制量的多个历史校正值，分别计算每个所述目标通道在当前采样时刻的控制量校正值，具体包括：
按照所述最短工作时间策略，通过所述俯仰通道y的当前采样时刻i的目标开关控制量py0(i)以及之前三个采样时刻开关控制量的历史校正值py(i-N)，N＝1,2,3，计算所述俯仰通道y在当前采样时刻i的中间校正值py_in(i)；
按照所述最短工作时间策略，通过所述偏航通道z的当前采样时刻i的目标开关控制量pz0(i)以及之前三个采样时刻开关控制量的历史校正值pz(i-N)，N＝1,2,3，计算所述偏航通道z在当前采样时刻i的中间校正值pz_in(i)；
将所述滚动通道x的当前采样时刻i的目标开关控制量px0(i)，作为所述滚动通道x在当前采样时刻i的中间校正值px_in(i)；
按照所述防水击策略，通过当前采样时刻i对应的所述俯仰通道y的中间校正值py_in(i)、所述偏航通道z的中间校正值pz_in(i)、所述滚动通道x的中间校正值px_in(i)以及之前三个采样时刻的所述俯仰通道y的历史校正值py(i-N)，N＝1,2,3、所述偏航通道z的历史校正值pz(i-N)，N＝1,2,3、所述滚动通道x的历史校正值px(i-N)，N＝1,2,3，计算当前采样时刻i对应的所述俯仰通道y的控制量校正值py_out(i)、所述偏航通道z的控制量校正值pz_out(i)以及所述滚动通道x的控制量校正值px_out(i)。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述按照所述最短工作时间策略，通过所述俯仰通道y的当前采样时刻i的目标开关控制量py0(i)以及之前三个采样时刻开关控制量的历史校正值py(i-N)，N＝1,2,3，计算所述俯仰通道y在当前采样时刻i的中间校正值py_in(i)，具体包括：
当py(i-1)＝1时，若不满足py(i-2)＝1&py(i-3)＝1，则py_in(i)＝1，否则py_in(i)＝py0(i)；
当py(i-1)＝-1时，若不满足py(i-2)＝-1&py(i-3)＝-1，则py_in(i)＝-1，否则py_in(i)＝py0(i)；
当py(i-1)＝0时，py_in(i)＝py0(i)，其中，在i-N≤0时，py(i-N)＝0。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述按照所述最短工作时间策略，通过所述偏航通道z的当前采样时刻i的目标开关控制量pz0(i)以及之前三个采样时刻开关控制量的历史校正值pz(i-N)，N＝1,2,3，计算所述偏航通道z在当前采样时刻i的中间校正值pz_in(i)，具体包括：
当pz(i-1)＝1时，若不满足pz(i-2)＝1&pz(i-3)＝1，则pz_in(i)＝1，否则pz_in(i)＝pz0(i)；
当pz(i-1)＝-1时，若不满足pz(i-2)＝-1&pz(i-3)＝-1，则pz_in(i)＝-1，否则pz_in(i)＝pz0(i)；
当pz(i-1)＝0时，pz_in(i)＝pz0(i)，其中，在i-N≤0时，pz(i-N)＝0。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述按照所述防水击策略，通过当前采样时刻i对应的所述俯仰通道y的中间校正值py_in(i)、所述偏航通道z的中间校正值pz_in(i)、所述滚动通道x的中间校正值px_in(i)以及之前三个采样时刻的所述俯仰通道y的历史校正值py(i-N)，N＝1,2,3、所述偏航通道z的历史校正值pz(i-N)，N＝1,2,3、所述滚动通道x的历史校正值px(i-N)，N＝1,2,3，计算当前采样时刻i对应的所述俯仰通道y的控制量校正值py_out(i)、所述偏航通道z的控制量校正值pz_out(i)以及所述滚动通道x的控制量校正值px_out(i)，具体包括：
若py(i-1)×py_in(i)＝-1，则置py_in(i)＝0，否则py_in(i)不变；
若pz(i-1)×pz_in(i)＝-1，则置pz_in(i)＝0，否则pz_in(i)不变；
若py(i-3)≠0且py(i-2)＝0，则py_off(i-2)＝1，否则py_off(i-2)＝0；
若py(i-2)≠0且py(i-1)＝0，则py_off(i-1)＝1，否则py_off(i-1)＝0；
若py(i-1)≠0且py_in(i)＝0，则py_off(i)＝1，否则py_off(i)＝0；
若pz(i-3)≠0且pz(i-2)＝0，则pz_off(i-2)＝1，否则pz_off(i-2)＝0；
若pz(i-2)≠0且pz(i-1)＝0，则pz_off(i-1)＝1，否则pz_off(i-1)＝0；
若pz(i-1)≠0且pz_in(i)＝0，则pz_off(i)＝1，否则pz_off(i)＝0；
若py(i-1)＝0且py_in(i)≠0，则py_on(i)＝1，否则py_on(i)＝0；
若pz(i-1)＝0且pz_in(i)≠0，则pz_on(i)＝1，否则pz_on(i)＝0；
若px(i-1)＝0且px_in(i)≠0，则px_on(i)＝1，否则px_on(i)＝0；
若不满足py_off(i-2)＝0&py_off(i-1)＝0&py_off(i)＝0&pz_off(i-2)＝0&pz_off(i-1)＝0&pz_off(i)＝0，且满足py_on(i)＝1，则py_out(i)＝0，否则py_out(i)＝py_in(i)；
若不满足py_off(i-2)＝0&py_off(i-1)＝0&py_off(i)＝0&pz_off(i-2)＝0&pz_off(i-1)＝0&pz_off(i)＝0，且满足pz_on(i)＝1，则pz_out(i)＝0，否则pz_out(i)＝pz_in(i)；
若不满足py_off(i-2)＝0&py_off(i-1)＝0&py_off(i)＝0&pz_off(i-2)＝0&pz_off(i-1)＝0&pz_off(i)＝0，且满足px_on(i)＝1，则px_out(i)＝0，否则px_out(i)＝px_in(i)；
令py(i)＝py_out(i)，pz(i)＝pz_out(i)，px(i)＝px_out(i)。
7.一种飞行器姿态控制***，其特征在于，所述***包括：
采样模块，用于按预设间隔，采样飞行器的至少一个目标通道对应的开关控制量，其中，所述开关控制量基于所述飞行器的目标通道角度偏差校正值确定；
策略获取模块，用于分别获取每个所述目标通道的控制量校正策略，其中，所述控制量校正策略包括最短工作时间策略和防水击策略，或者所述控制量校正策略包括防水击策略；
计算模块，用于按照所述控制量校正策略，通过当前采样时刻的目标开关控制量以及当前采样时刻之前的开关控制量的多个历史校正值，分别计算每个所述目标通道在当前采样时刻的控制量校正值；
控制模块，用于利用所述控制量校正值，分别控制每个所述目标通道的姿态控制发动机。
8.一种飞行器，其特征在于，包括如权利要求7所述的飞行器姿态控制***。
9.一种存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至6中任一项所述的飞行器姿态控制方法。
10.一种计算机设备，包括存储介质、处理器及存储在存储介质上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至6中任一项所述的飞行器姿态控制方法。
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Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2017139613A1 (en) * | 2016-02-11 | 2017-08-17 | Massachusetts Institute Of Technology | Motion planning for robotic systems |
| CN107515612A (zh) * | 2017-10-20 | 2017-12-26 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 基于侧喷流控制的弹性振动抑制方法 |
| CN107728631A (zh) * | 2017-09-25 | 2018-02-23 | 富平县韦加无人机科技有限公司 | 基于质量测量的植保无人机控制***及方法 |
| CN108931987A (zh) * | 2018-07-09 | 2018-12-04 | 北京航空航天大学 | 一种姿态控制***设计方法 |
| CN109813308A (zh) * | 2019-03-07 | 2019-05-28 | 京东方科技集团股份有限公司 | 姿态估计方法、装置及计算机可读存储介质 |
| US10392007B1 (en) * | 2015-03-26 | 2019-08-27 | Hydro-Gear Limited Partnership | Stability control system |
-
2021
- 2021-12-14 CN CN202111524222.XA patent/CN114326767B/zh active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10392007B1 (en) * | 2015-03-26 | 2019-08-27 | Hydro-Gear Limited Partnership | Stability control system |
| WO2017139613A1 (en) * | 2016-02-11 | 2017-08-17 | Massachusetts Institute Of Technology | Motion planning for robotic systems |
| CN107728631A (zh) * | 2017-09-25 | 2018-02-23 | 富平县韦加无人机科技有限公司 | 基于质量测量的植保无人机控制***及方法 |
| CN107515612A (zh) * | 2017-10-20 | 2017-12-26 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 基于侧喷流控制的弹性振动抑制方法 |
| CN108931987A (zh) * | 2018-07-09 | 2018-12-04 | 北京航空航天大学 | 一种姿态控制***设计方法 |
| CN109813308A (zh) * | 2019-03-07 | 2019-05-28 | 京东方科技集团股份有限公司 | 姿态估计方法、装置及计算机可读存储介质 |
Non-Patent Citations (1)
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|---|
| 刘智平;周凤岐;周军;: "具有参数不确定性的飞行器的变结构姿态控制", 宇航学报, no. 01, 30 January 2007 (2007-01-30) * |
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