飞行器的多通道姿态控制器的制造方法
【专利摘要】本发明公开了一种飞行器的多通道姿态控制器，所述控制器包括执行机构和惯性平台，还包括：解算单元用于根据惯性平台的测量信息计算出飞行器滚动、偏航、俯仰三个通道的当前角速度、当前气流角后反馈输出；外回路控制单元用于根据三个通道的当前气流角、接收的气流角控制值，计算出三个通道的角速度调整值；对于偏航(俯仰)通道，将其角速度调整值与由交联支路引起的偏航(俯仰)角速度相加得其角速度控制值，并将滚动通道的角速度调整值作为该通道的角速度控制值；内回路控制单元用于根据三个通道的当前角速度和角速度控制值生成舵面偏转指令向执行机构输出。本发明通过补偿三个通道的角速度控制值使多通道姿态控制器获得更强的通道解耦效果。
【专利说明】飞行器的多通道姿态控制器
【技术领域】
[0001] 本发明涉及航空航天领域，尤其涉及一种飞行器的多通道姿态控制器。
【背景技术】
[0002] 飞行器通常由其内部的姿态控制器控制其飞行姿态，例如俯仰角、偏航角和滚动 角。
[0003] 飞行器在飞行过程中通常存在运动耦合的现象，例如，飞行器偏航会引起其滚动， 飞行器的滚动也会引起其偏航；导致飞行器的改变飞行姿态时，飞行姿态的变化具有非线 性和不确定性的特点，大大增加控制飞行器的飞行姿态的难度。
[0004] 当飞行器的飞行姿态的变化较为缓慢并幅度较小（例如民航客机调整航向）时， 可以将运动耦合对飞行器的飞行姿态的影响作为随机的小扰动，对飞行器的飞行姿态进行 线性化处理，得到飞行器的小扰动气动力模型。目前，通常根据飞行器的小扰动气动力模 型，在飞行器内设置三个独立的姿态控制器，分别用于控制飞行器俯仰通道、偏航通道和滚 动通道的角速度。
[0005] 随着对飞行器机动性能要求的提升，现有的姿态控制器通常通过增大飞行器的仰 角以产生足够的气动升力，从而可以提高飞行器的机动性能。然而，飞行器在大仰角下，当 改变俯仰通道、偏航通道或滚动通道的角速度时，三个通道之间出现严重的运动耦合的现 象，并且三个通道的角速度的变化呈现明显的非线性。而现有的三个单通道姿态控制器仍 分别独立、线性地对三个通道的角速度进行控制，导致控制与飞行器的实际飞行姿态失配， 很容易导致飞行器飞行不稳定或者失控坠毁。
[0006] 因此，有必要提供一种飞行器的多通道姿态控制器，以降低应用多个单通道姿态 控制器的设计复杂度，并且获得更强的通道解耦效果而更稳定地控制飞行器的飞行姿态。
【发明内容】
[0007] 针对上述现有技术存在的缺陷，本发明实施例提供了一种飞行器的多通道姿态控 制器，以降低应用多个单通道姿态控制器的设计复杂度，并且获得更强的通道解耦效果而 更稳定地控制飞行器的飞行姿态。
[0008] 本发明实施例提供了一种飞行器的多通道姿态控制器，包括：执行机构和惯性平 台，其还包括：
[0009] 解算单元，用于根据所述飞行器的惯性平台的测量信息，计算出所述飞行器滚动 通道、偏航通道、俯仰通道的当前角速度、当前气流角进行反馈输出；
[0010] 外回路控制单元，用于根据所述解算单元反馈的滚动、偏航、俯仰通道的当前气流 角，以及接收的所述滚动、偏航、俯仰通道的气流角控制值，计算出所述滚动、偏航、俯仰通 道的角速度调整值，并将计算出的所述偏航通道的角速度调整值与偏航通道上由交联支路 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；将计算出的所述俯仰通道的角 速度调整值与俯仰通道上由交联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，将所述滚动通道的角速度调整值作为计算出的滚动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进行输出；
[0011] 内回路控制单元，用于根据所述解算单元反馈的所述三个通道的当前角速度，以 及从所述外回路控制单元接收的三个通道的角速度控制值，生成舵面偏转指令向所述执行 机构输出。
[0012] 较佳地，所述内回路控制单元具体包括：
[0013] 内回路滚动通道控制子单元，用于计算所述滚动通道的角速度控制值与所述滚动 通道的当前角速度的偏差，将计算出的偏差经过预设的内回路滚动通道增益控制网络的运 算后进行输出；
[0014] 内回路偏航通道控制子单元，用于计算所述偏航通道的角速度控制值与所述偏航 通道的当前角速度的偏差，将计算出的偏差经过预设的内回路偏航通道增益控制网络的运 算后进行输出；
[0015] 内回路俯仰通道控制子单元，用于计算所述俯仰通道的角速度控制值与所述俯仰 通道的当前角速度的偏差，将计算出的偏差经过预设的内回路俯仰通道增益控制网络的运 算后进行输出；
[0016] 控制分配子单元，用于根据所述内回路滚动通道控制子单元、内回路偏航通道控 制子单元，以及内回路俯仰通道控制子单元的输出进行控制分配，输出相应的舵面偏转指 令。
[0017] 较佳地，所述内回路滚动、偏航、俯仰通道增益控制网络是采用比例积分微分PID 控制方法设计的；或者
[0018] 所述内回路滚动、偏航、俯仰通道增益控制网络是采用频率域设计方法设计的。
[0019] 较佳地，所述外回路控制单元具体包括：
[0020] 外回路滚动通道控制子单元，用于计算所述滚动通道的气流角控制值与所述滚动 通道的当前气流角的偏差，将计算出的偏差经过预设的外回路滚动通道增益控制网络的运 算后，作为所述滚动通道的角速度控制值向所述内回路滚动通道控制子单元输出；
[0021] 外回路偏航通道控制子单元，用于计算所述偏航通道的气流角控制值与所述偏航 通道的当前气流角的偏差，将计算出的偏差经过预设的外回路偏航通道增益控制网络的运 算、并与偏航通道上由交联支路引起的偏航角速度相加后，作为所述偏航通道的角速度控 制值向所述内回路偏航通道控制子单元输出；
[0022] 外回路俯仰通道控制子单元，用于计算所述俯仰通道的气流角控制值与所述俯仰 通道的当前气流角的偏差，将计算出的偏差经过预设的外回路俯仰通道增益控制网络的运 算、并与俯仰通道上由交联支路引起的俯仰角速度相加后，作为所述俯仰通道的角速度控 制值向所述内回路俯仰通道控制子单元输出。
[0023] 较佳地，所述外回路滚动、偏航、俯仰通道增益控制网络是采用PID控制方法设计 的；或者
[0024] 所述外回路滚动、偏航、俯仰通道增益控制网络是采用频率域设计方法设计的。
[0025] 本发明实施例还提供了一种飞行器的多通道姿态控制器，包括：执行机构和惯性 平台，其还包括：
[0026] 解算单元，用于根据所述飞行器的惯性平台的测量信息，计算出所述飞行器滚动 通道、偏航通道、俯仰通道的当前角速度、当前过载进行反馈输出；
[0027] 外回路控制单元，用于根据所述解算单元反馈的滚动、偏航、俯仰通道的当前过 载，以及接收的所述滚动、偏航、俯仰通道的过载控制值，计算出所述滚动、偏航、俯仰通道 的角速度调整值，并将计算出的所述偏航通道的角速度调整值与偏航通道上由交联支路引 起的偏航角速度相加得到所述偏航通道的角速度控制值；将计算出的所述俯仰通道的角速 度调整值与俯仰通道上由交联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，将所述滚动通道的角速度调整值，作为计算出的滚动通道的角速度控制值、以 及所述偏航、俯仰通道的最终角速度控制值进行输出；
[0028] 内回路控制单元，用于根据所述解算单元反馈的所述三个通道的当前角速度，以 及从所述外回路控制单元接收的三个通道的角速度控制值，生成舵面偏转指令向所述执行 机构输出。
[0029] 较佳地，所述内回路控制单元具体包括：
[0030] 内回路滚动通道控制子单元，用于计算所述滚动通道的角速度控制值与所述滚动 通道的当前角速度的偏差，将计算出的偏差经过预设的内回路滚动通道增益控制网络的运 算后进行输出；
[0031] 内回路偏航通道控制子单元，用于计算所述偏航通道的角速度控制值与所述偏航 通道的当前角速度的偏差，将计算出的偏差经过预设的内回路偏航通道增益控制网络的运 算后进行输出；
[0032] 内回路俯仰通道控制子单元，用于计算所述俯仰通道的角速度控制值与所述俯仰 通道的当前角速度的偏差，将计算出的偏差经过预设的内回路俯仰通道增益控制网络的运 算后进行输出；
[0033] 控制分配子单元，用于根据所述内回路滚动通道控制子单元、内回路偏航通道控 制子单元，以及内回路俯仰通道控制子单元的输出进行控制分配，输出相应的舵面偏转指 令。
[0034] 较佳地，所述内回路滚动、偏航、俯仰通道增益控制网络是采用PID控制方法设计 的；或者
[0035] 所述内回路滚动、偏航、俯仰通道增益控制网络是采用频率域设计方法设计的。
[0036] 较佳地，所述外回路控制单元具体包括：
[0037] 外回路滚动通道控制子单元，用于计算所述滚动通道的过载控制值与所述滚动通 道的当前过载的偏差，将计算出的偏差经过预设的外回路滚动通道增益控制网络的运算 后，作为所述滚动通道的角速度控制值向所述内回路滚动通道控制子单元输出；
[0038] 外回路偏航通道控制子单元，用于计算所述偏航通道的过载控制值与所述偏航通 道的当前过载的偏差，将计算出的偏差经过预设的外回路偏航通道增益控制网络的运算、 并与偏航通道上由交联支路引起的偏航角速度相加后，作为所述偏航通道的角速度控制值 向所述内回路偏航通道控制子单元输出；
[0039] 外回路俯仰通道控制子单元，用于计算所述俯仰通道的过载控制值与所述俯仰通 道的当前过载的偏差，将计算出的偏差经过预设的外回路俯仰通道增益控制网络的运算、 并与俯仰通道上由交联支路引起的俯仰角速度相加后，作为所述俯仰通道的角速度控制值 向所述内回路俯仰通道控制子单元输出。
[0040] 较佳地，所述外回路滚动、偏航、俯仰通道增益控制网络是采用PID控制方法设计 的；或者
[0041] 所述外回路滚动、偏航、俯仰通道增益控制网络是采用频率域设计方法设计的。
[0042] 本发明的技术方案中，解算单元输出的滚动、偏航、俯仰三个通道的反馈参数都包 含了飞行器实际飞行姿态的运动耦合以及非线性等因素；偏航、俯仰通道上由交联支路引 起的偏航、俯仰角速度都包含了通道之间的运动耦合因素；根据三个通道的反馈参数、由交 联支路引起的偏航和俯仰角速度对三个通道的角速度控制值进行补偿，可以使得多通道姿 态控制器获得更强的通道解耦效果而更加稳定地控制飞行器进行飞行。
[0043] 而且，由内、外回路控制单元分担补偿任务；有利于简化多通道姿态控制器的结 构，降低多通道姿态控制器的设计复杂度，便于对三个通道的角速度的控制。
[0044] 进一步，控制分配子单元进行的控制分配，可以使得内回路三个通道增益控制网 络根据近似线性、并解耦的飞行舵来设计；有利于增强内回路控制单元的性能而更稳定地 控制飞行器进行飞行，并且进一步降低多通道姿态控制器的设计复杂度。
【专利附图】
【附图说明】
[0045] 图1为本发明实施例的飞行器的多通道姿态控制器的内部结构的框架示意图；
[0046] 图2a为本发明实施例的内回路控制单元的内部结构的框架示意图；
[0047] 图2b为本发明实施例的外回路控制单元的内部结构的框架示意图。
【具体实施方式】
[0048] 为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举出优选实 施例，对本发明进一步详细说明。然而，需要说明的是，说明书中列出的许多细节仅仅是为 了使读者对本发明的一个或多个方面有一个透彻的理解，即便没有这些特定的细节也可以 实现本发明的这些方面。
[0049] 本申请使用的"模块"、"系统"等术语旨在包括与计算机相关的实体，例如但不限 于硬件、固件、软硬件组合、软件或者执行中的软件。例如，模块可以是，但并不仅限于：处理 器上运行的进程、处理器、对象、可执行程序、执行的线程、程序和/或计算机。举例来说，计 算设备上运行的应用程序和此计算设备都可以是模块。一个或多个模块可以位于执行中的 一个进程和/或线程内。
[0050] 本发明的发明人考虑到，可以由一个多通道姿态控制器一并控制飞行器的滚动通 道、偏航通道、俯仰通道的角速度，可以保证三个通道的角速度受控的同步性；并且，可以从 飞行器的包含运动耦合以及非线性等因素在内的实际飞行姿态的测量信息中，获取三个通 道的反馈参数的数值；可以根据飞行器的运动学交联耦合机理引入通道之间的交联支路， 确定出偏航、俯仰通道上各自由交联支路引起的偏航、俯仰角速度；根据获取的三个通道的 反馈参数的数值，以及由交联支路引起的偏航、俯仰角速度，对由现有方法得到的三个通道 的角速度的控制值进行补偿后，输出控制指令以控制飞行器的飞行姿态。对角速度的控制 值的补偿，等效于在三个通道之间进行解耦，从而使得多通道姿态控制器获得更强的通道 解耦效果，可以更加稳定地控制飞行器进行飞行。
[0051] 而且，对角速度的控制值的补偿可以分步进行，有利于简化多通道姿态控制器对 三个通道的角速度的控制，从而降低多通道姿态控制器的设计复杂度。
[0052] 下面结合附图详细说明本发明的技术方案。
[0053] 本发明实施例的安装于飞行器中的多通道姿态控制器，其内部结构的框架示意 图，如图1所示，包括：执行机构101、惯性平台102、解算单元103、外回路控制单元104、回 路控制单元105和飞行舵106。
[0054] 其中执行机构101的电路与内回路控制单元105的输出端相连，执行机构101的 机械与飞行舵106相连，具体用于根据内回路控制单元105输出的指令，控制飞行器的飞行 舵106进行偏转。执行机构101采用与现有的执行机构相同的结构和功能，为本领域技术 人员所熟知，此处不再赘述。
[0055] 惯性平台102具体是利用陀螺仪在惯性空间使得平台的台体保持方位不变的装 置，又称陀螺稳定平台，用于在飞行器上建立一个不受飞行器运动影响的参考坐标系，以对 飞行器的实际的姿态角和加速度进行测量，从而得到测量信息。惯性平台102的具体结构 和功能为本领域技术人员所熟知，此处不再赘述。
[0056] 解算单元103具体可以是机载计算机，其输入端与惯性平台102的输出端相连，解 算单元103的一组三通道输出端连接到外回路控制单元104,另一组三通道输出端连接到 内回路控制单元105。解算单元103用于获取惯性平台102对该飞行器的测量信息；根据 获取的测量信息，计算出该飞行器滚动通道（X通道）、偏航通道（y通道）俯仰通道（z通 道）的当前角速度、当前气流角后，向外回路控制单元104反馈输出滚动通道的当前气流 角（fv )、偏航通道的当前气流角（声）、俯仰通道的当前气流角)，向内回路控制单元 105反馈输出滚动通道的当前角速度（ < )、偏航通道的当前角速度（<)、俯仰通道的当 前角速度（? )。
[0057] 外回路控制单元104的输出端与内回路控制单元105的输入端相连，用于根据解 算单元103反馈的滚动、偏航、俯仰三个通道的当前气流角，以及本外回路控制单元104接 收的滚动通道的气流角控制值（Υ ν。)、偏航通道的气流角控制值（β。)、俯仰通道的气流角 控制值（α。)，计算出滚动、偏航、俯仰三个通道的角速度调整值；并将计算出的偏航通道的 角速度调整值与偏航通道上由交联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。）；将计算出的俯仰通道的角速度调整值与俯仰通道上由交联支路引起的 俯仰角速度（< ￡,)相加得到俯仰通道的角速度控制值（ωζ。）；之后，将滚动通道的角速度 调整值作为计算出的滚动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 进行输出。偏航通道上由交联支路引起的偏航角速度，以及俯仰通道上由交联支路引起的 俯仰角速度都可以根据转动方程推导计算得到。具体地，偏航角速度（ω;)可以根据如下 公式1计算得到：
[0058]
【权利要求】
1. 一种飞行器的多通道姿态控制器，包括：执行机构和惯性平台，其特征在于，还包 括： 解算单元，用于根据所述飞行器的惯性平台的测量信息，计算出所述飞行器滚动通道、 偏航通道、俯仰通道的当前角速度、当前气流角进行反馈输出； 外回路控制单元，用于根据所述解算单元反馈的滚动、偏航、俯仰通道的当前气流角， 以及接收的所述滚动、偏航、俯仰通道的气流角控制值，计算出所述滚动、偏航、俯仰通道的 角速度调整值，并将计算出的所述偏航通道的角速度调整值与偏航通道上由交联支路引起 的偏航角速度相加得到所述偏航通道的角速度控制值；将计算出的所述俯仰通道的角速度 调整值与俯仰通道上由交联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，将所述滚动通道的角速度调整值作为计算出的滚动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进行输出； 内回路控制单元，用于根据所述解算单元反馈的所述三个通道的当前角速度，以及从 所述外回路控制单元接收的三个通道的角速度控制值，生成舵面偏转指令向所述执行机构 输出。
2. 如权利要求1所述的控制器，其特征在于，所述内回路控制单元具体包括： 内回路滚动通道控制子单元，用于计算所述滚动通道的角速度控制值与所述滚动通道 的当前角速度的偏差，将计算出的偏差经过预设的内回路滚动通道增益控制网络的运算后 进行输出； 内回路偏航通道控制子单元，用于计算所述偏航通道的角速度控制值与所述偏航通道 的当前角速度的偏差，将计算出的偏差经过预设的内回路偏航通道增益控制网络的运算后 进行输出； 内回路俯仰通道控制子单元，用于计算所述俯仰通道的角速度控制值与所述俯仰通道 的当前角速度的偏差，将计算出的偏差经过预设的内回路俯仰通道增益控制网络的运算后 进行输出； 控制分配子单元，用于根据所述内回路滚动通道控制子单元、内回路偏航通道控制子 单元，以及内回路俯仰通道控制子单元的输出进行控制分配，输出相应的舵面偏转指令。
3. 如权利要求2所述的控制器，其特征在于，所述内回路滚动、偏航、俯仰通道增益控 制网络是采用比例积分微分PID控制方法设计的；或者 所述内回路滚动、偏航、俯仰通道增益控制网络是采用频率域设计方法设计的。
4. 如权利要求2所述的控制器，其特征在于，所述外回路控制单元具体包括： 外回路滚动通道控制子单元，用于计算所述滚动通道的气流角控制值与所述滚动通 道的当前气流角的偏差，将计算出的偏差经过预设的外回路滚动通道增益控制网络的运算 后，作为所述滚动通道的角速度控制值向所述内回路滚动通道控制子单元输出； 外回路偏航通道控制子单元，用于计算所述偏航通道的气流角控制值与所述偏航通道 的当前气流角的偏差，将计算出的偏差经过预设的外回路偏航通道增益控制网络的运算、 并与偏航通道上由交联支路引起的偏航角速度相加后，作为所述偏航通道的角速度控制值 向所述内回路偏航通道控制子单元输出； 外回路俯仰通道控制子单元，用于计算所述俯仰通道的气流角控制值与所述俯仰通道 的当前气流角的偏差，将计算出的偏差经过预设的外回路俯仰通道增益控制网络的运算、 并与俯仰通道上由交联支路引起的俯仰角速度相加后，作为所述俯仰通道的角速度控制值 向所述内回路俯仰通道控制子单元输出。
5. 如权利要求4所述的控制器，其特征在于，所述外回路滚动、偏航、俯仰通道增益控 制网络是采用PID控制方法设计的；或者 所述外回路滚动、偏航、俯仰通道增益控制网络是采用频率域设计方法设计的。
6. -种飞行器的多通道姿态控制器，包括：执行机构和惯性平台，其特征在于，还包 括： 解算单元，用于根据所述飞行器的惯性平台的测量信息，计算出所述飞行器滚动通道、 偏航通道、俯仰通道的当前角速度、当前过载进行反馈输出； 外回路控制单元，用于根据所述解算单元反馈的滚动、偏航、俯仰通道的当前过载，以 及接收的所述滚动、偏航、俯仰通道的过载控制值，计算出所述滚动、偏航、俯仰通道的角速 度调整值，并将计算出的所述偏航通道的角速度调整值与偏航通道上由交联支路引起的偏 航角速度相加得到所述偏航通道的角速度控制值；将计算出的所述俯仰通道的角速度调整 值与俯仰通道上由交联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，将所述滚动通道的角速度调整值，作为计算出的滚动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进行输出； 内回路控制单元，用于根据所述解算单元反馈的所述三个通道的当前角速度，以及从 所述外回路控制单元接收的三个通道的角速度控制值，生成舵面偏转指令向所述执行机构 输出。
7. 如权利要求6所述的控制器，其特征在于，所述内回路控制单元具体包括： 内回路滚动通道控制子单元，用于计算所述滚动通道的角速度控制值与所述滚动通道 的当前角速度的偏差，将计算出的偏差经过预设的内回路滚动通道增益控制网络的运算后 进行输出； 内回路偏航通道控制子单元，用于计算所述偏航通道的角速度控制值与所述偏航通道 的当前角速度的偏差，将计算出的偏差经过预设的内回路偏航通道增益控制网络的运算后 进行输出； 内回路俯仰通道控制子单元，用于计算所述俯仰通道的角速度控制值与所述俯仰通道 的当前角速度的偏差，将计算出的偏差经过预设的内回路俯仰通道增益控制网络的运算后 进行输出； 控制分配子单元，用于根据所述内回路滚动通道控制子单元、内回路偏航通道控制子 单元，以及内回路俯仰通道控制子单元的输出进行控制分配，输出相应的舵面偏转指令。
8. 如权利要求7所述的控制器，其特征在于，所述内回路滚动、偏航、俯仰通道增益控 制网络是采用PID控制方法设计的；或者 所述内回路滚动、偏航、俯仰通道增益控制网络是采用频率域设计方法设计的。
9. 如权利要求7所述的控制器，其特征在于，所述外回路控制单元具体包括： 外回路滚动通道控制子单元，用于计算所述滚动通道的过载控制值与所述滚动通道的 当前过载的偏差，将计算出的偏差经过预设的外回路滚动通道增益控制网络的运算后，作 为所述滚动通道的角速度控制值向所述内回路滚动通道控制子单元输出； 外回路偏航通道控制子单元，用于计算所述偏航通道的过载控制值与所述偏航通道的 当前过载的偏差，将计算出的偏差经过预设的外回路偏航通道增益控制网络的运算、并与 偏航通道上由交联支路引起的偏航角速度相加后，作为所述偏航通道的角速度控制值向所 述内回路偏航通道控制子单元输出； 外回路俯仰通道控制子单元，用于计算所述俯仰通道的过载控制值与所述俯仰通道的 当前过载的偏差，将计算出的偏差经过预设的外回路俯仰通道增益控制网络的运算、并与 俯仰通道上由交联支路引起的俯仰角速度相加后，作为所述俯仰通道的角速度控制值向所 述内回路俯仰通道控制子单元输出。
10.如权利要求9所述的控制器，其特征在于，所述外回路滚动、偏航、俯仰通道增益控 制网络是采用PID控制方法设计的；或者 所述外回路滚动、偏航、俯仰通道增益控制网络是采用频率域设计方法设计的。
【文档编号】G05D1/08GK104155988SQ201410394876
【公开日】2014年11月19日 申请日期:2014年8月12日 优先权日:2014年8月12日
【发明者】柳嘉润, 黄万伟, 包为民, 马卫华, 祁振强, 唐海红 申请人:北京航天自动控制研究所