一种基于姿态测量的飞行器侧滑滚转复合转弯控制方法与流程

本发明涉及飞行器稳定与转弯控制领域，具体而言，涉及一种基于姿态测量的飞行器侧滑滚转复合转弯控制方法。

背景技术：

飞行器的侧向质心运动目前主流的方法有侧滑转弯与倾斜转弯两种，其中倾斜转弯又称滚转转弯，利用飞行器滚转过程中的升力方向改变提供向心力，使得飞行器转弯过程比传统的侧滑转弯更快。但传统侧滑转弯的思想是使得滚转通道基本不动，利用侧滑角提供转弯的动力；倾斜转弯为了消除偏航通道的耦合，一般是在偏航通道处于稳定状态。因此这两种方法为了保证系统的稳定性，而完全采用了两通道的飞离设计思想，并没有利用偏航与侧滑之间的非线性耦合效应。而我们知道告诉运动的物体在滚转与侧滑时，具有耦合的物理天性，基于上述背景原因，我们提出了一种采用姿态测量与姿态稳定为基石，同时通过偏航角与滚转角的协调控制，实现了侧滑滚转协同一体化的飞行器转弯控制方法，使得转弯过程具有很好的快速性，也使得该方法具有很高的工程应用价值。

需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种基于姿态测量的飞行器侧滑滚转复合转弯控制方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的飞行器转弯偏航滚转通道无法协调匹配控制的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种基于姿态测量的飞行器侧滑滚转复合转弯控制方法，包括以下步骤：

步骤s10，在飞行器上安装yin600-r惯性组合导航系统，测量飞行器的侧向加速度、偏航角与滚转角；

步骤s20，根据yin600-r惯性组合导航系统测量得到的侧向加速度信号，进行两次积分分别得到侧向速度信号与侧向位置信号，并与侧向位置指令信号进行对比，得到侧向位置误差信号；

步骤s30，根据所述的侧向位置误差信号，设计非线性低通积分校正器并进行线性积分，得到侧向位置滤波积分信号；

步骤s40，根据所述的侧向速度信号，设计非线性低通滤波校正器，得到滤波速度信号，为系统提供阻尼信号；

步骤s50，根据所述的侧向位置误差信号、侧向位置滤波积分信号与滤波速度信号，进行线性组合与叠加，分别设计偏航角期望信号与滚转角期望信号；

步骤s60，根据yin600-r惯性组合导航系统测量得到的偏航角信号与所述的偏航角期望信号进行对比，得到偏航角误差信号，然后设计非线性高通微分校正器，得到偏航角误差滤波微分信号，再叠加误差非线性积分信号，组成偏航通道控制信号；

步骤s70，根据yin600-r惯性组合导航系统测量得到的滚转角信号与所述的滚转角期望信号进行对比，得到滚转角误差信号，然后设计非线性高通微分校正器，得到滚转角误差滤波微分信号，再叠加误差非线性积分信号，组成滚转通道控制信号，与偏航通道同时控制实现飞行器的侧滑滚转协同转弯。

在本发明的一种示例实施例中，在飞行器上安装yin600-r惯性组合导航系统测量飞行器的偏航角、滚转角与侧向加速度，然后测量飞行器的偏航角并进行两次积分分别得到侧向速度信号与侧向位置信号，并与侧向位置指令信号进行对比，得到侧向位置误差信号包括；

vz＝∫azdt；

z＝∫vzdt；

ez＝z-zd；

其中az为采用yin600-r惯性组合导航系统测量得到的飞行器的侧向加速度，az(n)表示侧向加速度的在时间t＝n*δt时刻的数据，其中n＝1,2,3…，δt为数据采样周期。vz为侧向速度信号，dt表示对时间信号进行积分。z为侧向位置信号，zd为根据飞行器的侧向任务设定侧向期望位置信号，ez为侧向位置误差信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的侧向位置误差信号，设计非线性低通积分校正器并进行线性积分，得到侧向位置滤波积分信号包括：

ez1(n+1)＝ez1(n)+da*ta；

s1＝∫ez1dt；

其中ez为所述的侧向位置误差信号，ez1为低通校正信号，ta表示数据的时间间隔，k1、k2与ε1为常值参数，其详细设计见后文案例实施。dt表示对时间信号的积分，s1为最终的侧向位置滤波积分信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的侧向速度信号，设计非线性低通滤波校正器，得到滤波速度信号包括：

vz1(n+1)＝vz1(n)+db*ta；

其中vz为所述的侧向速度信号，vz1为滤波速度信号，k3、k2与ε1为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的侧向位置误差信号、侧向位置滤波积分信号与滤波速度信号，进行线性组合与叠加，分别设计偏航角期望信号与滚转角期望信号包括：

其中ez为所述的侧向位置误差信号，s1为侧向位置滤波积分信号，vz1为滤波速度信号，ψd为偏航角期望信号，γd为滚转角期望信号，c11、c12、c13、c14、ε11、c21、c22、c23、c24、ε21为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

在本发明的一种示例实施例中，根据yin600-r惯性组合导航系统测量得到的偏航角信号与所述的偏航角期望信号进行对比，得到偏航角误差信号，然后设计非线性高通微分校正器，得到偏航角误差滤波微分信号，再叠加误差非线性积分信号，组成偏航通道控制信号包括：

eψ＝ψ-ψd；

d1＝d1(eψ(n+1)-eψ(n))+d2sin(eψ(n+1)-eψ(n))；

d2(n+1)＝d2(n)+dψ*ta1；

其中ψ为偏航角测量信号，eψ为偏航角误差信号，εψ为常值参数，其详细设计见后文案例实施，dt表示对时间信号的积分。dψ为偏航角误差的微分校正信号，ta1为数据采样的时间间隔，d1、d2、d3、d4、εk1为常值参数，其详细选取见后文实施。up为偏航通道控制信号，l1,l2,l3,l4,εl为常值控制参数，其详细设计见后文案例实施。

在本发明的一种示例实施例中，根据yin600-r惯性组合导航系统测量得到的滚转角信号与所述的滚转角期望信号进行对比，得到滚转角误差信号，然后设计非线性高通微分校正器，得到滚转角误差滤波微分信号，再叠加误差非线性积分信号，组成滚转通道控制信号包括：

eγ＝γ-γd；

d3＝d5(eγ(n+1)-eγ(n))+d6sin(eγ(n+1)-eγ(n))；

d4(n+1)＝d4(n)+dγ*ta1；

其中γ为滚转角测量信号，eγ为滚转角误差信号，εγ为常值参数，其详细设计见后文案例实施，dt表示对时间信号的积分。s3为滚转角误差非线性积分信号，dγ为滚转角误差的微分校正信号，ta1为数据采样的时间间隔，d5、d6、d7、d8、εk2为常值参数，其详细选取见后文实施。ug为滚转通道控制信号，l5,l6,l7,l8,εg为常值控制参数，其详细设计见后文案例实施。

最终将所得到的偏航通道控制量uh输送给偏航舵系统，实现对偏航角期望值的跟踪。将所得到的滚转通道控制量ug输送给滚转舵系统，实现对滚转角期望值的跟踪。从而在所述滚转通道与偏航通道的共同作用下，实现飞行器侧滑滚转协调转弯。

有益效果

本发明提供的一种基于姿态测量的飞行器侧滑滚转复合转弯控制方法，其优点在于实现了侧滑转弯与滚转转弯的协同控制，从而使得偏航通道与滚转通道的耦合效应得到了有效的利用。也使得飞行器在边滚转的同时进行侧滑运动，从而使得转弯的快速性得到了有效的提升，也使得飞行器的机动性得到了加强。尤其是通过对称的偏航角与滚转角期望信号设计，通过姿态测量与姿态稳定又保证了整个飞行器转弯过程的稳定性，从而使得整个方法具有很高的工程应用价值。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。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的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明提供的一种基于姿态测量的飞行器侧滑滚转复合转弯控制方法的流程图；

图2是本发明实施例所提供方法的yin600-r惯性组合导航系统实物图；

图3是本发明实施例所提供方法的飞行器侧向加速度曲线(单位：米每秒方)；

图4是本发明实施例所提供方法的飞行器偏航角曲线(单位：度)；

图5是本发明实施例所提供方法的飞行器滚转角曲线(单位：度)；

图6是本发明实施例所提供方法的飞行器侧向速度曲线(单位：米每秒)；

图7是本发明实施例所提供方法的飞行器侧向位置曲线(单位：米)；

图8是本发明实施例所提供方法的飞行器侧向位置误差曲线(单位：米)；

图9是本发明实施例所提供方法的飞行器侧向位置滤波积分信号曲线(无单位)；

图10是本发明实施例所提供方法的飞行器滤波速度信号曲线(无单位)；

图11是本发明实施例所提供方法的偏航角期望信号曲线(单位：度)；

图12是本发明实施例所提供方法的滚转角期望信号曲线(单位：度)；

图13是本发明实施例所提供方法的偏航通道控制信号曲线(无单位)；

图14是本发明实施例所提供方法的滚转通道控制信号曲线(无单位)。

图15是本发明实施例所提供方法的侧滑角信号曲线(单位：度)。

具体实施方式

现在将参考附图基础上更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本发明将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本发明的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本发明的技术方案而省略所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知技术方案以避免喧宾夺主而使得本发明的各方面变得模糊。

本发明提供了一种基于姿态测量的飞行器侧滑滚转复合转弯控制方法，其通过测量飞行器的偏航角与滚转角，同时对偏航角与滚转角进行稳定与跟踪。然后通过测量飞行器的侧向加速度并积分与侧向质心控制任务指令信号进行对比得到侧向误差，同时通过速度滤波与误差积分得到偏航角与俯仰角的期望信号，通过同时在偏航与滚转通道进行期望姿态角的跟踪，实现侧向质心控制，从而使得滚转与偏航两通道能够完成协调与协同合作，大大提高转弯的快速性，同时对称性的姿态指令信号与姿态稳定系统设计，又使得两通道的稳定性得到保证，从而使得该方法的快速性与稳定性都能得到改善与提高。

下面，将结合附图对本发明的一种基于姿态测量的飞行器侧滑滚转复合转弯控制方法进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该一种基于姿态测量的飞行器侧滑滚转复合转弯控制方法包括以下步骤：

步骤s10，在飞行器上安装yin600-r惯性组合导航系统，测量飞行器的侧向加速度、偏航角与滚转角。

具体的，首先在飞行器上安装yin600-r惯性组合导航系统，其实物图片如图2所示，其性能指标如下：重量150g，尺寸59*45*23.8mm，加速度测量范围-16g至16g，姿态精度0.1度，带宽80hz，功耗1150mw，输出速率200hz，速度精度为0.05米每秒，定位精度为0.1米。输出方式是rs232，rs485，rs422电平接口标准可选，工作温度-40～+85℃。

其次，采用yin600-r惯性组合导航系统对飞行器的偏航角进行测量，计作ψ，ψ(n)表示偏航角的在时间t＝n*δt时刻的数据，其中n＝1,2,3…，δt为数据采样周期，其详细设计见后文案例实施。同时采用该惯导系统测量飞行器的侧向加速度，计作az，az(n)表示侧向加速度的在时间t＝n*δt时刻的数据，其中n＝1,2,3…，δt为数据采样周期，其详细设计可选取与偏航角测量相同。

最后，采用yin600-r惯性组合导航系统对飞行器的滚转角进行测量，计作γ，γ(n)表示滚转角的在时间t＝n*δt时刻的数据，其中n＝1,2,3…，δt为数据采样周期，其详细设计见后文案例实施。

步骤s20，根据yin600-r惯性组合导航系统测量得到的侧向加速度信号，进行两次积分分别得到侧向速度信号与侧向位置信号，并与侧向位置指令信号进行对比，得到侧向位置误差信号；

具体的，首先，根据所述的侧向加速度测量信号az，进行积分，得到侧向速度信号，计作vz，其积分方式如下：

vz＝∫azdt；

其中dt表示对时间信号进行积分。

再次，对侧向速度测量信号az进行线性积分，得到侧向位置信号，计作z，其积分方式如下：

z＝∫vzdt；

其中dt表示对时间信号进行积分。

最后，根据飞行器的侧向任务设定侧向期望位置信号，记作zd。然后与所述的侧向位置信号进行对比，得到侧向位置误差信号，记作ez，其比较方式如下：

ez＝z-zd；

步骤s30，根据所述的侧向位置误差信号，设计非线性低通积分校正器并进行线性积分，得到侧向位置滤波积分信号。

具体的，首先针对所述的侧向位置误差信号ez进行如下非线性低通校正，得到低通校正信号计作ez1，其计算方式如下：

ez1(n+1)＝ez1(n)+da*ta；

其中ta表示数据的时间间隔，k1、k2与ε1为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

其次，对上述的低通校正信号进行积分，得到最终的侧向位置滤波积分信号，记作s1，其计算方式如下：

s1＝∫ez1dt

其中dt表示对时间信号的积分。

步骤s40，根据所述的侧向速度信号，设计非线性低通滤波校正器，得到滤波速度信号，为系统提供阻尼信号；

具体的，针对所述的侧向速度信号vz，进行如下非线性低通滤波校正，得到滤波速度信号，记作vz1，其计算方式如下：

vz1(n+1)＝vz1(n)+db*ta；

其中k3、k2与ε1为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤s50，根据所述的侧向位置误差信号、侧向位置滤波积分信号与滤波速度信号，进行线性组合与叠加，分别设计偏航角期望信号与滚转角期望信号。

具体的，首先根据所述的侧向位置误差信号ez，侧向位置滤波积分信号s1与滤波速度信号vz1，进行线性组合与叠加，设计偏航角期望信号，记作ψd，其计算方式如下：

其中c11、c12、c13、c14、ε11为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

其次，采用对称的方式，根据所述的侧向位置误差信号ez，侧向位置滤波积分信号s1与滤波速度信号vz1，进行线性组合与叠加，设计滚转角期望信号，记作γd，其计算方式如下：

其中c21、c22、c23、c24、ε21为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤s60，根据yin600-r惯性组合导航系统测量得到的偏航角信号与所述的偏航角期望信号进行对比，得到偏航角误差信号，然后设计非线性高通微分校正器，得到偏航角误差滤波微分信号，再叠加误差非线性积分信号，组成偏航通道控制信号。

具体的，首先对所述的偏航角测量信号与偏航角期望信号进行对比，得到偏航角误差信号，记作记作eψ，其比较方式如下：

eψ＝ψ-ψd；

其次，根据偏航角误差信号，进行非线性线性积分，得到偏航角误差非线性积分信号，记作s2，其积分方式如下：

其中εψ为常值参数，其详细设计见后文案例实施，dt表示对时间信号的积分。

然后，根据偏航角误差信号构造如下的非线性高通微分校正器，得到偏航角误差的微分校正信号，计作dψ，其计算方式如下：

d1＝d1(eψ(n+1)-eψ(n))+d2sin(eψ(n+1)-eψ(n))；

d2(n+1)＝d2(n)+dψ*ta1；

其中ta1为数据采样的时间间隔，d1、d2、d3、d4、εk1为常值参数，其详细选取见后文实施。

最后，针对所述的飞行器偏航角误差信号eψ以及偏航角误差非线性积分信号s2、偏航角误差的微分校正信号dψ进行线性组合，得到最终的偏航通道控制信号，记作up，其计算方式如下：

其中l1,l2,l3,l4,εl为常值控制参数，其详细设计见后文案例实施。

最终将所得到的偏航通道控制量uh输送给偏航舵系统，实现对偏航角期望值的跟踪。

步骤s70，根据yin600-r惯性组合导航系统测量得到的滚转角信号与所述的滚转角期望信号进行对比，得到滚转角误差信号，然后设计非线性高通微分校正器，得到滚转角误差滤波微分信号，再叠加误差非线性积分信号，组成滚转通道控制信号，与偏航通道同时控制实现飞行器的侧滑滚转协同转弯。

具体的，首先对所述的滚转角测量信号与滚转角期望信号进行对比，得到滚转角误差信号，记作记作eγ，其比较方式如下：

eγ＝γ-γd；

其次，根据滚转角误差信号，进行非线性线性积分，得到滚转角误差非线性积分信号，记作s3，其积分方式如下：

其中εγ为常值参数，其详细设计见后文案例实施，dt表示对时间信号的积分。然后，根据滚转角误差信号构造如下的非线性高通微分校正器，得到滚转角误差的微分校正信号，计作dγ，其计算方式如下：

d3＝d5(eγ(n+1)-eγ(n))+d6sin(eγ(n+1)-eγ(n))；

d4(n+1)＝d4(n)+dγ*ta1；

其中ta1为数据采样的时间间隔，d5、d6、d7、d8、εk2为常值参数，其详细选取见后文实施。

最后，针对所述的飞行器滚转角误差信号eγ以及滚转角误差非线性积分信号s3、滚转角误差的微分校正信号dγ进行线性组合，得到最终的滚转通道控制信号，记作ug，其计算方式如下：

其中l5,l6,l7,l8,εg为常值控制参数，其详细设计见后文案例实施。

最终将所得到的滚转通道控制量ug输送给滚转舵系统，实现对滚转角期望值的跟踪。从而在所述滚转通道与偏航通道的共同作用下，实现飞行器侧滑滚转协调转弯。

案例实施与模拟实验结果分析

在步骤s10中，在飞行器上安装yin600-r惯性组合导航系统，测量飞行器的侧向加速度如图3所示，测量偏航角如图4所示，测量滚转角如图5所示。

在步骤s20中，根据yin600-r惯性组合导航系统测量得到的侧向加速度信号，进行两次积分分别得到侧向速度信号与侧向位置信号如图6与图7所示，得到侧向位置误差信号如图8所示。

在步骤s30中，选取ta＝0.001，k1＝10、k2＝5与ε1＝0.2，得到侧向位置滤波积分信号如图9所示。

在步骤s40中，选取k3＝10、k4＝6与ε1＝0.5，得到滤波速度信号如图10所示。

在步骤s50中，选取c11＝0.1、c12＝0.05、c13＝0.1、c14＝3、ε11＝0.8，得到偏航角期望信号如图11所示，选取c21＝0.2、c22＝0.1、c23＝0.2、c24＝8、ε21＝0.4；滚转角期望信号如图12所示。

在步骤s60中，选取d1＝1000、d2＝500、d3＝20、d4＝8、εk1＝2、ta1＝0.001，εψ＝0.7、l1＝2,l2＝0.2,l3＝0.4,l4＝5,εl＝4，得到偏航通道控制信号如图13所示。

在步骤s70中，选取d5＝1000、d6＝700、d7＝10、d8＝8、εk2＝4、ta1＝0.001、εγ＝.07，l5＝2,l6＝0.1,l7＝0.3,l8＝7,εg＝6，得到滚转通道控制信号如图14所示。其与偏航通道同时控制实现飞行器的侧滑滚转协同转弯，转弯过程中的侧滑角如图15所示。

由图4可以看出，偏航角最大达到了6度，由图5可以看出，滚转角最大达到了20度，而由图6可以看出，侧向速度最大达到了14米每秒，由图7可以看出，飞行器在5s左右即完成了大机动转弯。由图15可以看出，侧滑角最大达到了4.2度，而由图13与图14可以看出，偏航通道控制信号不超过8度，滚转通道控制信号不超过6度，也就意味着偏航舵与滚转舵均不超过8度，从而满足工程应用的限制要求。由上述案例可以看出，滚转侧滑一体化的转弯策略，使得飞行器转弯过程十分迅速而且耦合更利于转弯动作的完成，从而使得本发明具有很好的工程实用价值。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这类的发明后，将容易想到本发明的其他实施例。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未指明的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由权利要求指出。