飛行器的多通道姿態(tài)控制器的制造方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種飛行器的多通道姿態(tài)控制器，所述控制器包括執(zhí)行機(jī)構(gòu)和慣性平臺(tái)，還包括：解算單元用于根據(jù)慣性平臺(tái)的測量信息計(jì)算出飛行器滾動(dòng)、偏航、俯仰三個(gè)通道的當(dāng)前角速度、當(dāng)前氣流角后反饋輸出；外回路控制單元用于根據(jù)三個(gè)通道的當(dāng)前氣流角、接收的氣流角控制值，計(jì)算出三個(gè)通道的角速度調(diào)整值；對(duì)于偏航(俯仰)通道，將其角速度調(diào)整值與由交聯(lián)支路引起的偏航(俯仰)角速度相加得其角速度控制值，并將滾動(dòng)通道的角速度調(diào)整值作為該通道的角速度控制值；內(nèi)回路控制單元用于根據(jù)三個(gè)通道的當(dāng)前角速度和角速度控制值生成舵面偏轉(zhuǎn)指令向執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出。本發(fā)明通過補(bǔ)償三個(gè)通道的角速度控制值使多通道姿態(tài)控制器獲得更強(qiáng)的通道解耦效果。
【專利說明】飛行器的多通道姿態(tài)控制器

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及航空航天領(lǐng)域，尤其涉及一種飛行器的多通道姿態(tài)控制器。

【背景技術(shù)】
[0002] 飛行器通常由其內(nèi)部的姿態(tài)控制器控制其飛行姿態(tài)，例如俯仰角、偏航角和滾動(dòng) 角。
[0003] 飛行器在飛行過程中通常存在運(yùn)動(dòng)耦合的現(xiàn)象，例如，飛行器偏航會(huì)引起其滾動(dòng)， 飛行器的滾動(dòng)也會(huì)引起其偏航；導(dǎo)致飛行器的改變飛行姿態(tài)時(shí)，飛行姿態(tài)的變化具有非線 性和不確定性的特點(diǎn)，大大增加控制飛行器的飛行姿態(tài)的難度。
[0004] 當(dāng)飛行器的飛行姿態(tài)的變化較為緩慢并幅度較?。ɡ缑窈娇蜋C(jī)調(diào)整航向）時(shí)， 可以將運(yùn)動(dòng)耦合對(duì)飛行器的飛行姿態(tài)的影響作為隨機(jī)的小擾動(dòng)，對(duì)飛行器的飛行姿態(tài)進(jìn)行 線性化處理，得到飛行器的小擾動(dòng)氣動(dòng)力模型。目前，通常根據(jù)飛行器的小擾動(dòng)氣動(dòng)力模 型，在飛行器內(nèi)設(shè)置三個(gè)獨(dú)立的姿態(tài)控制器，分別用于控制飛行器俯仰通道、偏航通道和滾 動(dòng)通道的角速度。
[0005] 隨著對(duì)飛行器機(jī)動(dòng)性能要求的提升，現(xiàn)有的姿態(tài)控制器通常通過增大飛行器的仰 角以產(chǎn)生足夠的氣動(dòng)升力，從而可以提高飛行器的機(jī)動(dòng)性能。然而，飛行器在大仰角下，當(dāng) 改變俯仰通道、偏航通道或滾動(dòng)通道的角速度時(shí)，三個(gè)通道之間出現(xiàn)嚴(yán)重的運(yùn)動(dòng)耦合的現(xiàn) 象，并且三個(gè)通道的角速度的變化呈現(xiàn)明顯的非線性。而現(xiàn)有的三個(gè)單通道姿態(tài)控制器仍 分別獨(dú)立、線性地對(duì)三個(gè)通道的角速度進(jìn)行控制，導(dǎo)致控制與飛行器的實(shí)際飛行姿態(tài)失配， 很容易導(dǎo)致飛行器飛行不穩(wěn)定或者失控墜毀。
[0006] 因此，有必要提供一種飛行器的多通道姿態(tài)控制器，以降低應(yīng)用多個(gè)單通道姿態(tài) 控制器的設(shè)計(jì)復(fù)雜度，并且獲得更強(qiáng)的通道解耦效果而更穩(wěn)定地控制飛行器的飛行姿態(tài)。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 針對(duì)上述現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本發(fā)明實(shí)施例提供了一種飛行器的多通道姿態(tài)控 制器，以降低應(yīng)用多個(gè)單通道姿態(tài)控制器的設(shè)計(jì)復(fù)雜度，并且獲得更強(qiáng)的通道解耦效果而 更穩(wěn)定地控制飛行器的飛行姿態(tài)。
[0008] 本發(fā)明實(shí)施例提供了一種飛行器的多通道姿態(tài)控制器，包括：執(zhí)行機(jī)構(gòu)和慣性平 臺(tái)，其還包括：
[0009] 解算單元，用于根據(jù)所述飛行器的慣性平臺(tái)的測量信息，計(jì)算出所述飛行器滾動(dòng) 通道、偏航通道、俯仰通道的當(dāng)前角速度、當(dāng)前氣流角進(jìn)行反饋輸出；
[0010] 外回路控制單元，用于根據(jù)所述解算單元反饋的滾動(dòng)、偏航、俯仰通道的當(dāng)前氣流 角，以及接收的所述滾動(dòng)、偏航、俯仰通道的氣流角控制值，計(jì)算出所述滾動(dòng)、偏航、俯仰通 道的角速度調(diào)整值，并將計(jì)算出的所述偏航通道的角速度調(diào)整值與偏航通道上由交聯(lián)支路 引起的偏航角速度相加得到所述偏航通道的角速度控制值；將計(jì)算出的所述俯仰通道的角 速度調(diào)整值與俯仰通道上由交聯(lián)支路引起的俯仰角速度相加得到所述俯仰通道的角速度 控制值；之后，將所述滾動(dòng)通道的角速度調(diào)整值作為計(jì)算出的滾動(dòng)通道的角速度控制值、以 及所述偏航、俯仰通道的角速度控制值進(jìn)行輸出；
[0011] 內(nèi)回路控制單元，用于根據(jù)所述解算單元反饋的所述三個(gè)通道的當(dāng)前角速度，以 及從所述外回路控制單元接收的三個(gè)通道的角速度控制值，生成舵面偏轉(zhuǎn)指令向所述執(zhí)行 機(jī)構(gòu)輸出。
[0012] 較佳地，所述內(nèi)回路控制單元具體包括：
[0013] 內(nèi)回路滾動(dòng)通道控制子單元，用于計(jì)算所述滾動(dòng)通道的角速度控制值與所述滾動(dòng) 通道的當(dāng)前角速度的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的內(nèi)回路滾動(dòng)通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn) 算后進(jìn)行輸出；
[0014] 內(nèi)回路偏航通道控制子單元，用于計(jì)算所述偏航通道的角速度控制值與所述偏航 通道的當(dāng)前角速度的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的內(nèi)回路偏航通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn) 算后進(jìn)行輸出；
[0015] 內(nèi)回路俯仰通道控制子單元，用于計(jì)算所述俯仰通道的角速度控制值與所述俯仰 通道的當(dāng)前角速度的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的內(nèi)回路俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn) 算后進(jìn)行輸出；
[0016] 控制分配子單元，用于根據(jù)所述內(nèi)回路滾動(dòng)通道控制子單元、內(nèi)回路偏航通道控 制子單元，以及內(nèi)回路俯仰通道控制子單元的輸出進(jìn)行控制分配，輸出相應(yīng)的舵面偏轉(zhuǎn)指 令。
[0017] 較佳地，所述內(nèi)回路滾動(dòng)、偏航、俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)是采用比例積分微分PID 控制方法設(shè)計(jì)的；或者
[0018] 所述內(nèi)回路滾動(dòng)、偏航、俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)是采用頻率域設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)的。
[0019] 較佳地，所述外回路控制單元具體包括：
[0020] 外回路滾動(dòng)通道控制子單元，用于計(jì)算所述滾動(dòng)通道的氣流角控制值與所述滾動(dòng) 通道的當(dāng)前氣流角的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的外回路滾動(dòng)通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn) 算后，作為所述滾動(dòng)通道的角速度控制值向所述內(nèi)回路滾動(dòng)通道控制子單元輸出；
[0021] 外回路偏航通道控制子單元，用于計(jì)算所述偏航通道的氣流角控制值與所述偏航 通道的當(dāng)前氣流角的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的外回路偏航通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn) 算、并與偏航通道上由交聯(lián)支路引起的偏航角速度相加后，作為所述偏航通道的角速度控 制值向所述內(nèi)回路偏航通道控制子單元輸出；
[0022] 外回路俯仰通道控制子單元，用于計(jì)算所述俯仰通道的氣流角控制值與所述俯仰 通道的當(dāng)前氣流角的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的外回路俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn) 算、并與俯仰通道上由交聯(lián)支路引起的俯仰角速度相加后，作為所述俯仰通道的角速度控 制值向所述內(nèi)回路俯仰通道控制子單元輸出。
[0023] 較佳地，所述外回路滾動(dòng)、偏航、俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)是采用PID控制方法設(shè)計(jì) 的；或者
[0024] 所述外回路滾動(dòng)、偏航、俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)是采用頻率域設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)的。
[0025] 本發(fā)明實(shí)施例還提供了一種飛行器的多通道姿態(tài)控制器，包括：執(zhí)行機(jī)構(gòu)和慣性 平臺(tái)，其還包括：
[0026] 解算單元，用于根據(jù)所述飛行器的慣性平臺(tái)的測量信息，計(jì)算出所述飛行器滾動(dòng) 通道、偏航通道、俯仰通道的當(dāng)前角速度、當(dāng)前過載進(jìn)行反饋輸出；
[0027] 外回路控制單元，用于根據(jù)所述解算單元反饋的滾動(dòng)、偏航、俯仰通道的當(dāng)前過 載，以及接收的所述滾動(dòng)、偏航、俯仰通道的過載控制值，計(jì)算出所述滾動(dòng)、偏航、俯仰通道 的角速度調(diào)整值，并將計(jì)算出的所述偏航通道的角速度調(diào)整值與偏航通道上由交聯(lián)支路引 起的偏航角速度相加得到所述偏航通道的角速度控制值；將計(jì)算出的所述俯仰通道的角速 度調(diào)整值與俯仰通道上由交聯(lián)支路引起的俯仰角速度相加得到所述俯仰通道的角速度控 制值；之后，將所述滾動(dòng)通道的角速度調(diào)整值，作為計(jì)算出的滾動(dòng)通道的角速度控制值、以 及所述偏航、俯仰通道的最終角速度控制值進(jìn)行輸出；
[0028] 內(nèi)回路控制單元，用于根據(jù)所述解算單元反饋的所述三個(gè)通道的當(dāng)前角速度，以 及從所述外回路控制單元接收的三個(gè)通道的角速度控制值，生成舵面偏轉(zhuǎn)指令向所述執(zhí)行 機(jī)構(gòu)輸出。
[0029] 較佳地，所述內(nèi)回路控制單元具體包括：
[0030] 內(nèi)回路滾動(dòng)通道控制子單元，用于計(jì)算所述滾動(dòng)通道的角速度控制值與所述滾動(dòng) 通道的當(dāng)前角速度的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的內(nèi)回路滾動(dòng)通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn) 算后進(jìn)行輸出；
[0031] 內(nèi)回路偏航通道控制子單元，用于計(jì)算所述偏航通道的角速度控制值與所述偏航 通道的當(dāng)前角速度的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的內(nèi)回路偏航通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn) 算后進(jìn)行輸出；
[0032] 內(nèi)回路俯仰通道控制子單元，用于計(jì)算所述俯仰通道的角速度控制值與所述俯仰 通道的當(dāng)前角速度的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的內(nèi)回路俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn) 算后進(jìn)行輸出；
[0033] 控制分配子單元，用于根據(jù)所述內(nèi)回路滾動(dòng)通道控制子單元、內(nèi)回路偏航通道控 制子單元，以及內(nèi)回路俯仰通道控制子單元的輸出進(jìn)行控制分配，輸出相應(yīng)的舵面偏轉(zhuǎn)指 令。
[0034] 較佳地，所述內(nèi)回路滾動(dòng)、偏航、俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)是采用PID控制方法設(shè)計(jì) 的；或者
[0035] 所述內(nèi)回路滾動(dòng)、偏航、俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)是采用頻率域設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)的。
[0036] 較佳地，所述外回路控制單元具體包括：
[0037] 外回路滾動(dòng)通道控制子單元，用于計(jì)算所述滾動(dòng)通道的過載控制值與所述滾動(dòng)通 道的當(dāng)前過載的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的外回路滾動(dòng)通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn)算 后，作為所述滾動(dòng)通道的角速度控制值向所述內(nèi)回路滾動(dòng)通道控制子單元輸出；
[0038] 外回路偏航通道控制子單元，用于計(jì)算所述偏航通道的過載控制值與所述偏航通 道的當(dāng)前過載的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的外回路偏航通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn)算、 并與偏航通道上由交聯(lián)支路引起的偏航角速度相加后，作為所述偏航通道的角速度控制值 向所述內(nèi)回路偏航通道控制子單元輸出；
[0039] 外回路俯仰通道控制子單元，用于計(jì)算所述俯仰通道的過載控制值與所述俯仰通 道的當(dāng)前過載的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的外回路俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn)算、 并與俯仰通道上由交聯(lián)支路引起的俯仰角速度相加后，作為所述俯仰通道的角速度控制值 向所述內(nèi)回路俯仰通道控制子單元輸出。
[0040] 較佳地，所述外回路滾動(dòng)、偏航、俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)是采用PID控制方法設(shè)計(jì) 的；或者
[0041] 所述外回路滾動(dòng)、偏航、俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)是采用頻率域設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)的。
[0042] 本發(fā)明的技術(shù)方案中，解算單元輸出的滾動(dòng)、偏航、俯仰三個(gè)通道的反饋參數(shù)都包 含了飛行器實(shí)際飛行姿態(tài)的運(yùn)動(dòng)耦合以及非線性等因素；偏航、俯仰通道上由交聯(lián)支路引 起的偏航、俯仰角速度都包含了通道之間的運(yùn)動(dòng)耦合因素；根據(jù)三個(gè)通道的反饋參數(shù)、由交 聯(lián)支路引起的偏航和俯仰角速度對(duì)三個(gè)通道的角速度控制值進(jìn)行補(bǔ)償，可以使得多通道姿 態(tài)控制器獲得更強(qiáng)的通道解耦效果而更加穩(wěn)定地控制飛行器進(jìn)行飛行。
[0043] 而且，由內(nèi)、外回路控制單元分擔(dān)補(bǔ)償任務(wù)；有利于簡化多通道姿態(tài)控制器的結(jié) 構(gòu)，降低多通道姿態(tài)控制器的設(shè)計(jì)復(fù)雜度，便于對(duì)三個(gè)通道的角速度的控制。
[0044] 進(jìn)一步，控制分配子單元進(jìn)行的控制分配，可以使得內(nèi)回路三個(gè)通道增益控制網(wǎng) 絡(luò)根據(jù)近似線性、并解耦的飛行舵來設(shè)計(jì)；有利于增強(qiáng)內(nèi)回路控制單元的性能而更穩(wěn)定地 控制飛行器進(jìn)行飛行，并且進(jìn)一步降低多通道姿態(tài)控制器的設(shè)計(jì)復(fù)雜度。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0045] 圖1為本發(fā)明實(shí)施例的飛行器的多通道姿態(tài)控制器的內(nèi)部結(jié)構(gòu)的框架示意圖；
[0046] 圖2a為本發(fā)明實(shí)施例的內(nèi)回路控制單元的內(nèi)部結(jié)構(gòu)的框架示意圖；
[0047] 圖2b為本發(fā)明實(shí)施例的外回路控制單元的內(nèi)部結(jié)構(gòu)的框架示意圖。

【具體實(shí)施方式】
[0048] 為使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點(diǎn)更加清楚明白，以下參照附圖并舉出優(yōu)選實(shí) 施例，對(duì)本發(fā)明進(jìn)一步詳細(xì)說明。然而，需要說明的是，說明書中列出的許多細(xì)節(jié)僅僅是為 了使讀者對(duì)本發(fā)明的一個(gè)或多個(gè)方面有一個(gè)透徹的理解，即便沒有這些特定的細(xì)節(jié)也可以 實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的這些方面。
[0049] 本申請使用的"模塊"、"系統(tǒng)"等術(shù)語旨在包括與計(jì)算機(jī)相關(guān)的實(shí)體，例如但不限 于硬件、固件、軟硬件組合、軟件或者執(zhí)行中的軟件。例如，模塊可以是，但并不僅限于：處理 器上運(yùn)行的進(jìn)程、處理器、對(duì)象、可執(zhí)行程序、執(zhí)行的線程、程序和/或計(jì)算機(jī)。舉例來說，計(jì) 算設(shè)備上運(yùn)行的應(yīng)用程序和此計(jì)算設(shè)備都可以是模塊。一個(gè)或多個(gè)模塊可以位于執(zhí)行中的 一個(gè)進(jìn)程和/或線程內(nèi)。
[0050] 本發(fā)明的發(fā)明人考慮到，可以由一個(gè)多通道姿態(tài)控制器一并控制飛行器的滾動(dòng)通 道、偏航通道、俯仰通道的角速度，可以保證三個(gè)通道的角速度受控的同步性；并且，可以從 飛行器的包含運(yùn)動(dòng)耦合以及非線性等因素在內(nèi)的實(shí)際飛行姿態(tài)的測量信息中，獲取三個(gè)通 道的反饋參數(shù)的數(shù)值；可以根據(jù)飛行器的運(yùn)動(dòng)學(xué)交聯(lián)耦合機(jī)理引入通道之間的交聯(lián)支路， 確定出偏航、俯仰通道上各自由交聯(lián)支路引起的偏航、俯仰角速度；根據(jù)獲取的三個(gè)通道的 反饋參數(shù)的數(shù)值，以及由交聯(lián)支路引起的偏航、俯仰角速度，對(duì)由現(xiàn)有方法得到的三個(gè)通道 的角速度的控制值進(jìn)行補(bǔ)償后，輸出控制指令以控制飛行器的飛行姿態(tài)。對(duì)角速度的控制 值的補(bǔ)償，等效于在三個(gè)通道之間進(jìn)行解耦，從而使得多通道姿態(tài)控制器獲得更強(qiáng)的通道 解耦效果，可以更加穩(wěn)定地控制飛行器進(jìn)行飛行。
[0051] 而且，對(duì)角速度的控制值的補(bǔ)償可以分步進(jìn)行，有利于簡化多通道姿態(tài)控制器對(duì) 三個(gè)通道的角速度的控制，從而降低多通道姿態(tài)控制器的設(shè)計(jì)復(fù)雜度。
[0052] 下面結(jié)合附圖詳細(xì)說明本發(fā)明的技術(shù)方案。
[0053] 本發(fā)明實(shí)施例的安裝于飛行器中的多通道姿態(tài)控制器，其內(nèi)部結(jié)構(gòu)的框架示意 圖，如圖1所示，包括：執(zhí)行機(jī)構(gòu)101、慣性平臺(tái)102、解算單元103、外回路控制單元104、回 路控制單元105和飛行舵106。
[0054] 其中執(zhí)行機(jī)構(gòu)101的電路與內(nèi)回路控制單元105的輸出端相連，執(zhí)行機(jī)構(gòu)101的 機(jī)械與飛行舵106相連，具體用于根據(jù)內(nèi)回路控制單元105輸出的指令，控制飛行器的飛行 舵106進(jìn)行偏轉(zhuǎn)。執(zhí)行機(jī)構(gòu)101采用與現(xiàn)有的執(zhí)行機(jī)構(gòu)相同的結(jié)構(gòu)和功能，為本領(lǐng)域技術(shù) 人員所熟知，此處不再贅述。
[0055] 慣性平臺(tái)102具體是利用陀螺儀在慣性空間使得平臺(tái)的臺(tái)體保持方位不變的裝 置，又稱陀螺穩(wěn)定平臺(tái)，用于在飛行器上建立一個(gè)不受飛行器運(yùn)動(dòng)影響的參考坐標(biāo)系，以對(duì) 飛行器的實(shí)際的姿態(tài)角和加速度進(jìn)行測量，從而得到測量信息。慣性平臺(tái)102的具體結(jié)構(gòu) 和功能為本領(lǐng)域技術(shù)人員所熟知，此處不再贅述。
[0056] 解算單元103具體可以是機(jī)載計(jì)算機(jī)，其輸入端與慣性平臺(tái)102的輸出端相連，解 算單元103的一組三通道輸出端連接到外回路控制單元104,另一組三通道輸出端連接到 內(nèi)回路控制單元105。解算單元103用于獲取慣性平臺(tái)102對(duì)該飛行器的測量信息；根據(jù) 獲取的測量信息，計(jì)算出該飛行器滾動(dòng)通道（X通道）、偏航通道（y通道）俯仰通道（z通 道）的當(dāng)前角速度、當(dāng)前氣流角后，向外回路控制單元104反饋輸出滾動(dòng)通道的當(dāng)前氣流 角（fv )、偏航通道的當(dāng)前氣流角（聲）、俯仰通道的當(dāng)前氣流角)，向內(nèi)回路控制單元 105反饋輸出滾動(dòng)通道的當(dāng)前角速度（ < )、偏航通道的當(dāng)前角速度（<)、俯仰通道的當(dāng) 前角速度（? )。
[0057] 外回路控制單元104的輸出端與內(nèi)回路控制單元105的輸入端相連，用于根據(jù)解 算單元103反饋的滾動(dòng)、偏航、俯仰三個(gè)通道的當(dāng)前氣流角，以及本外回路控制單元104接 收的滾動(dòng)通道的氣流角控制值（Υ ν。)、偏航通道的氣流角控制值（β。)、俯仰通道的氣流角 控制值（α。)，計(jì)算出滾動(dòng)、偏航、俯仰三個(gè)通道的角速度調(diào)整值；并將計(jì)算出的偏航通道的 角速度調(diào)整值與偏航通道上由交聯(lián)支路引起的偏航角速度（)相加，得到偏航通道的角 速度控制值（《y。）；將計(jì)算出的俯仰通道的角速度調(diào)整值與俯仰通道上由交聯(lián)支路引起的 俯仰角速度（< ￡,)相加得到俯仰通道的角速度控制值（ωζ。）；之后，將滾動(dòng)通道的角速度 調(diào)整值作為計(jì)算出的滾動(dòng)通道的角速度控制值（ω χ。)、以及偏航、俯仰通道的角速度控制值 進(jìn)行輸出。偏航通道上由交聯(lián)支路引起的偏航角速度，以及俯仰通道上由交聯(lián)支路引起的 俯仰角速度都可以根據(jù)轉(zhuǎn)動(dòng)方程推導(dǎo)計(jì)算得到。具體地，偏航角速度（ω;)可以根據(jù)如下 公式1計(jì)算得到：
[0058]

【權(quán)利要求】
1. 一種飛行器的多通道姿態(tài)控制器，包括：執(zhí)行機(jī)構(gòu)和慣性平臺(tái)，其特征在于，還包 括： 解算單元，用于根據(jù)所述飛行器的慣性平臺(tái)的測量信息，計(jì)算出所述飛行器滾動(dòng)通道、 偏航通道、俯仰通道的當(dāng)前角速度、當(dāng)前氣流角進(jìn)行反饋輸出； 外回路控制單元，用于根據(jù)所述解算單元反饋的滾動(dòng)、偏航、俯仰通道的當(dāng)前氣流角， 以及接收的所述滾動(dòng)、偏航、俯仰通道的氣流角控制值，計(jì)算出所述滾動(dòng)、偏航、俯仰通道的 角速度調(diào)整值，并將計(jì)算出的所述偏航通道的角速度調(diào)整值與偏航通道上由交聯(lián)支路引起 的偏航角速度相加得到所述偏航通道的角速度控制值；將計(jì)算出的所述俯仰通道的角速度 調(diào)整值與俯仰通道上由交聯(lián)支路引起的俯仰角速度相加得到所述俯仰通道的角速度控制 值；之后，將所述滾動(dòng)通道的角速度調(diào)整值作為計(jì)算出的滾動(dòng)通道的角速度控制值、以及所 述偏航、俯仰通道的角速度控制值進(jìn)行輸出； 內(nèi)回路控制單元，用于根據(jù)所述解算單元反饋的所述三個(gè)通道的當(dāng)前角速度，以及從 所述外回路控制單元接收的三個(gè)通道的角速度控制值，生成舵面偏轉(zhuǎn)指令向所述執(zhí)行機(jī)構(gòu) 輸出。
2. 如權(quán)利要求1所述的控制器，其特征在于，所述內(nèi)回路控制單元具體包括： 內(nèi)回路滾動(dòng)通道控制子單元，用于計(jì)算所述滾動(dòng)通道的角速度控制值與所述滾動(dòng)通道 的當(dāng)前角速度的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的內(nèi)回路滾動(dòng)通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn)算后 進(jìn)行輸出； 內(nèi)回路偏航通道控制子單元，用于計(jì)算所述偏航通道的角速度控制值與所述偏航通道 的當(dāng)前角速度的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的內(nèi)回路偏航通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn)算后 進(jìn)行輸出； 內(nèi)回路俯仰通道控制子單元，用于計(jì)算所述俯仰通道的角速度控制值與所述俯仰通道 的當(dāng)前角速度的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的內(nèi)回路俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn)算后 進(jìn)行輸出； 控制分配子單元，用于根據(jù)所述內(nèi)回路滾動(dòng)通道控制子單元、內(nèi)回路偏航通道控制子 單元，以及內(nèi)回路俯仰通道控制子單元的輸出進(jìn)行控制分配，輸出相應(yīng)的舵面偏轉(zhuǎn)指令。
3. 如權(quán)利要求2所述的控制器，其特征在于，所述內(nèi)回路滾動(dòng)、偏航、俯仰通道增益控 制網(wǎng)絡(luò)是采用比例積分微分PID控制方法設(shè)計(jì)的；或者 所述內(nèi)回路滾動(dòng)、偏航、俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)是采用頻率域設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)的。
4. 如權(quán)利要求2所述的控制器，其特征在于，所述外回路控制單元具體包括： 外回路滾動(dòng)通道控制子單元，用于計(jì)算所述滾動(dòng)通道的氣流角控制值與所述滾動(dòng)通 道的當(dāng)前氣流角的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的外回路滾動(dòng)通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn)算 后，作為所述滾動(dòng)通道的角速度控制值向所述內(nèi)回路滾動(dòng)通道控制子單元輸出； 外回路偏航通道控制子單元，用于計(jì)算所述偏航通道的氣流角控制值與所述偏航通道 的當(dāng)前氣流角的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的外回路偏航通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn)算、 并與偏航通道上由交聯(lián)支路引起的偏航角速度相加后，作為所述偏航通道的角速度控制值 向所述內(nèi)回路偏航通道控制子單元輸出； 外回路俯仰通道控制子單元，用于計(jì)算所述俯仰通道的氣流角控制值與所述俯仰通道 的當(dāng)前氣流角的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的外回路俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn)算、 并與俯仰通道上由交聯(lián)支路引起的俯仰角速度相加后，作為所述俯仰通道的角速度控制值 向所述內(nèi)回路俯仰通道控制子單元輸出。
5. 如權(quán)利要求4所述的控制器，其特征在于，所述外回路滾動(dòng)、偏航、俯仰通道增益控 制網(wǎng)絡(luò)是采用PID控制方法設(shè)計(jì)的；或者 所述外回路滾動(dòng)、偏航、俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)是采用頻率域設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)的。
6. -種飛行器的多通道姿態(tài)控制器，包括：執(zhí)行機(jī)構(gòu)和慣性平臺(tái)，其特征在于，還包 括： 解算單元，用于根據(jù)所述飛行器的慣性平臺(tái)的測量信息，計(jì)算出所述飛行器滾動(dòng)通道、 偏航通道、俯仰通道的當(dāng)前角速度、當(dāng)前過載進(jìn)行反饋輸出； 外回路控制單元，用于根據(jù)所述解算單元反饋的滾動(dòng)、偏航、俯仰通道的當(dāng)前過載，以 及接收的所述滾動(dòng)、偏航、俯仰通道的過載控制值，計(jì)算出所述滾動(dòng)、偏航、俯仰通道的角速 度調(diào)整值，并將計(jì)算出的所述偏航通道的角速度調(diào)整值與偏航通道上由交聯(lián)支路引起的偏 航角速度相加得到所述偏航通道的角速度控制值；將計(jì)算出的所述俯仰通道的角速度調(diào)整 值與俯仰通道上由交聯(lián)支路引起的俯仰角速度相加得到所述俯仰通道的角速度控制值；之 后，將所述滾動(dòng)通道的角速度調(diào)整值，作為計(jì)算出的滾動(dòng)通道的角速度控制值、以及所述偏 航、俯仰通道的角速度控制值進(jìn)行輸出； 內(nèi)回路控制單元，用于根據(jù)所述解算單元反饋的所述三個(gè)通道的當(dāng)前角速度，以及從 所述外回路控制單元接收的三個(gè)通道的角速度控制值，生成舵面偏轉(zhuǎn)指令向所述執(zhí)行機(jī)構(gòu) 輸出。
7. 如權(quán)利要求6所述的控制器，其特征在于，所述內(nèi)回路控制單元具體包括： 內(nèi)回路滾動(dòng)通道控制子單元，用于計(jì)算所述滾動(dòng)通道的角速度控制值與所述滾動(dòng)通道 的當(dāng)前角速度的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的內(nèi)回路滾動(dòng)通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn)算后 進(jìn)行輸出； 內(nèi)回路偏航通道控制子單元，用于計(jì)算所述偏航通道的角速度控制值與所述偏航通道 的當(dāng)前角速度的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的內(nèi)回路偏航通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn)算后 進(jìn)行輸出； 內(nèi)回路俯仰通道控制子單元，用于計(jì)算所述俯仰通道的角速度控制值與所述俯仰通道 的當(dāng)前角速度的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的內(nèi)回路俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn)算后 進(jìn)行輸出； 控制分配子單元，用于根據(jù)所述內(nèi)回路滾動(dòng)通道控制子單元、內(nèi)回路偏航通道控制子 單元，以及內(nèi)回路俯仰通道控制子單元的輸出進(jìn)行控制分配，輸出相應(yīng)的舵面偏轉(zhuǎn)指令。
8. 如權(quán)利要求7所述的控制器，其特征在于，所述內(nèi)回路滾動(dòng)、偏航、俯仰通道增益控 制網(wǎng)絡(luò)是采用PID控制方法設(shè)計(jì)的；或者 所述內(nèi)回路滾動(dòng)、偏航、俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)是采用頻率域設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)的。
9. 如權(quán)利要求7所述的控制器，其特征在于，所述外回路控制單元具體包括： 外回路滾動(dòng)通道控制子單元，用于計(jì)算所述滾動(dòng)通道的過載控制值與所述滾動(dòng)通道的 當(dāng)前過載的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的外回路滾動(dòng)通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn)算后，作 為所述滾動(dòng)通道的角速度控制值向所述內(nèi)回路滾動(dòng)通道控制子單元輸出； 外回路偏航通道控制子單元，用于計(jì)算所述偏航通道的過載控制值與所述偏航通道的 當(dāng)前過載的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的外回路偏航通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn)算、并與 偏航通道上由交聯(lián)支路引起的偏航角速度相加后，作為所述偏航通道的角速度控制值向所 述內(nèi)回路偏航通道控制子單元輸出； 外回路俯仰通道控制子單元，用于計(jì)算所述俯仰通道的過載控制值與所述俯仰通道的 當(dāng)前過載的偏差，將計(jì)算出的偏差經(jīng)過預(yù)設(shè)的外回路俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)的運(yùn)算、并與 俯仰通道上由交聯(lián)支路引起的俯仰角速度相加后，作為所述俯仰通道的角速度控制值向所 述內(nèi)回路俯仰通道控制子單元輸出。
10.如權(quán)利要求9所述的控制器，其特征在于，所述外回路滾動(dòng)、偏航、俯仰通道增益控 制網(wǎng)絡(luò)是采用PID控制方法設(shè)計(jì)的；或者 所述外回路滾動(dòng)、偏航、俯仰通道增益控制網(wǎng)絡(luò)是采用頻率域設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)的。
【文檔編號(hào)】G05D1/08GK104155988SQ201410394876
【公開日】2014年11月19日 申請日期:2014年8月12日 優(yōu)先權(quán)日:2014年8月12日
【發(fā)明者】柳嘉潤, 黃萬偉, 包為民, 馬衛(wèi)華, 祁振強(qiáng), 唐海紅 申請人:北京航天自動(dòng)控制研究所