一种低速飞行器提高空速控制品质的补偿方法与装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种低速飞行器提高空速控制品质的补偿方法与装置，用以解决低速飞行器大姿态耦合下空速控制的问题。所述方法通过构建飞行器空速控制补偿支路，进行惯性测量装置数据采集及处理和导航模块数据处理，确定空速补偿指令发生器，将空速补偿指令引入空速控制阻尼回路，完成了提高空速控制品质的补偿方法。这种提高空速控制品质的补偿方法解决了低速飞行器大姿态耦合下空速控制的问题。速飞行器大姿态耦合下空速控制的问题。速飞行器大姿态耦合下空速控制的问题。

【技术实现步骤摘要】
一种低速飞行器提高空速控制品质的补偿方法与装置


[0001]本专利技术涉及低速飞行器提高空速控制品质领域，特别是一种低速飞行器提高空速控制品质的补偿方法与装置。

技术介绍

[0002]利用气动升力飞行的飞行器通常需要通过控制空速保证平稳飞行，对于这种类型的低速飞行器，由于其飞行速度较低，在进行轨迹控制的过程中需要利用姿态角变化产生需用气动升力，空速控制回路与飞行器姿态有较强耦合，当存在大姿态调节的情况下空速控制品质会有明显下降，尤其当存在风干扰时，低速飞行器空速控制品质下降容易发生失速现象，失速状态下飞行器姿态容易失稳，为了保持姿态稳定，就需要对空速进行调节，这就对大姿态耦合下的空速控制品质提出了要求。

技术实现思路

[0003]本专利技术提供一种低速飞行器提高空速控制品质的补偿方法与装置，用以解决低速飞行器大姿态耦合下空速控制的问题。
[0004]第一方面，提供一种低速飞行器提高空速控制品质的补偿方法，包括：
[0005]构建飞行器空速控制补偿支路，所述补偿支路包括惯性测量装置、导航模块以及飞行器空速补偿指令发生器；
[0006]根据所述惯性测量装置的输出数据，获取当前时刻飞行器的俯仰角、航向角、滚动角和飞行器x轴向加速度，以及导航基准坐标系到飞行器体坐标系的转换矩阵；
[0007]根据所述导航模块获取飞行器当前位置所受到的地球引力加速度在导航基准坐标系下的分量，并利用所述转换矩阵将其转换至飞行器体坐标系下；
[0008]所述飞行器空速补偿指令发生器根据飞行器体坐标系下的地球引力加速度提取补偿值，将所述补偿值引入空速控制阻尼回路，获得空速控制阻尼回路的反馈信号。
[0009]在一种实施方式中，所述补偿支路的输入端与飞行器和惯性测量装置输入端相连，补偿支路的输出端与空速控制阻尼回路相连，惯性测量装置的输出端与导航模块的输入端相连，导航模块的输出端与飞行器空速补偿指令发生器的输入端相连，空速补偿指令发生器的输出与补偿支路的输出端相连。
[0010]在一种实施方式中，根据所述惯性测量装置的输出数据，获取当前时刻飞行器的俯仰角、航向角、滚动角和飞行器x轴向加速度，以及导航基准坐标系到飞行器体坐标系的转换矩阵，具体包括：
[0011]根据飞行器惯性测量装置的输出数据，提取当前时刻飞行器的俯仰角θ、航向角ψ、滚动角γ，和飞行器x轴向加速度ax，计算导航基准坐标系到飞行器体坐标系的转换矩阵如下：
[0012][0013]在一种实施方式中，根据所述导航模块获取飞行器当前位置所受到的地球引力加速度在导航基准坐标系下的分量，并利用所述转换矩阵将其转换至飞行器体坐标系下，具体包括：
[0014]导航模块提供飞行器当前位置所受到的地球引力加速度在导航基准坐标系下的分量gF＝[gF
x gF
y gF
z
]T
，并将其转换至飞行器体坐标系下：
[0015][0016]在一种实施方式中，所述飞行器空速补偿指令发生器根据飞行器体坐标系下地球引力加速度，提取补偿值ΔU＝g1
x
，并将其引入空速控制结构中的阻尼回路，形成阻尼回路的反馈信号U
z
＝kz
·
(ax+ΔU)，其中kz是阻尼回路的控制参数。
[0017]第二方面，提供一种低速飞行器提高空速控制品质的补偿装置，包括：
[0018]构建单元，用于构建飞行器空速控制补偿支路，所述补偿支路包括惯性测量装置、导航模块以及飞行器空速补偿指令发生器；
[0019]采集单元，用于根据所述惯性测量装置的输出数据，获取当前时刻飞行器的俯仰角、航向角、滚动角和飞行器x轴向加速度，以及导航基准坐标系到飞行器体坐标系的转换矩阵；
[0020]转换单元，用于根据所述导航模块获取飞行器当前位置所受到的地球引力加速度在导航基准坐标系下的分量，并利用所述转换矩阵将其转换至飞行器体坐标系下；
[0021]补偿单元，用于驱动所述飞行器空速补偿指令发生器根据飞行器体坐标系下的地球引力加速度提取补偿值，将所述补偿值引入空速控制阻尼回路，获得空速控制阻尼回路的反馈信号。
[0022]在一种实施方式中，所述采集单元，具体用于根据飞行器惯性测量装置的输出数据，提取当前时刻飞行器的俯仰角θ、航向角ψ、滚动角γ，和飞行器x轴向加速度ax，计算导航基准坐标系到飞行器体坐标系的转换矩阵如下：
[0023][0024]在一种实施方式中，所述转换单元，具体用于将导航模块提供的飞行器当前位置所受到的地球引力加速度在导航基准坐标系下的分量gF＝[gF
x gF
y gF
z
]T
，并将其转换至飞行器体坐标系下：
[0025][0026]在一种实施方式中，所述补偿单元，具体用于驱动飞行器空速补偿指令发生器根据飞行器体坐标系下地球引力加速度，提取补偿值ΔU＝g1
x
，并将其引入空速控制结构中的阻尼回路，形成阻尼回路的反馈信号U
z
＝kz
·
(ax+ΔU)，其中kz是阻尼回路的控制参数。
[0027]第三方面，提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算
机可执行指令，所述计算机可执行指令用于使计算机执行上述第一方面所述方法的任一步骤。
[0028]本发实施例提供的低速飞行器提高空速控制品质的补偿方法、装置和存储介质，能够提高低速飞行器大姿态耦合下的空速控制品质，进一步提高了低速飞行器的抗风飞行稳定性，解决低速飞行器大姿态耦合下空速控制的问题。
附图说明
[0029]图1为根据本专利技术实施方式的一种低速飞行器提高空速控制品质的补偿方法结构框图；
[0030]图2为根据本专利技术实施方式的一种低速飞行器提高空速控制品质的补偿装置结构示意图。
[0031]1.飞行器 2.惯性测量装置 3.导航模块
[0032]4.飞行器空速补偿指令发生器 5.空速控制阻尼回路
具体实施方式
[0033]为了解决低速飞行器大姿态耦合下空速控制的问题，本专利技术实施例提供了一种低速飞行器提高空速控制品质的补偿方法与装置。
[0034]本专利技术实施例中的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的实施例能够以除了在这里图示或描述的内容以外的顺序实施。
[0035]在本文中提及的“多个或者若干个”是指两个或两个以上。“和/或”，描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。字符“/”一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。
[0036]以下结合说明书附图对本专利技术的优选实施例进行说明，应当理解，此处描述的优选实施例仅用于说明和解释本专利技术，并不用于限定本专利技术，并且在不冲本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种低速飞行器提高空速控制品质的补偿方法，其特征在于，包括：构建飞行器空速控制补偿支路，所述补偿支路包括惯性测量装置、导航模块以及飞行器空速补偿指令发生器；根据所述惯性测量装置的输出数据，获取当前时刻飞行器的俯仰角、航向角、滚动角和飞行器x轴向加速度，以及导航基准坐标系到飞行器体坐标系的转换矩阵；根据所述导航模块获取飞行器当前位置所受到的地球引力加速度在导航基准坐标系下的分量，并利用所述转换矩阵将其转换至飞行器体坐标系下；所述飞行器空速补偿指令发生器根据飞行器体坐标系下的地球引力加速度提取补偿值，将所述补偿值引入空速控制阻尼回路，获得空速控制阻尼回路的反馈信号。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述补偿支路的输入端与飞行器和惯性测量装置输入端相连，补偿支路的输出端与空速控制阻尼回路相连，惯性测量装置的输出端与导航模块的输入端相连，导航模块的输出端与飞行器空速补偿指令发生器的输入端相连，空速补偿指令发生器的输出与补偿支路的输出端相连。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，根据所述惯性测量装置的输出数据，获取当前时刻飞行器的俯仰角、航向角、滚动角和飞行器x轴向加速度，以及导航基准坐标系到飞行器体坐标系的转换矩阵，具体包括：根据飞行器惯性测量装置的输出数据，提取当前时刻飞行器的俯仰角θ、航向角ψ、滚动角γ，和飞行器x轴向加速度ax，计算导航基准坐标系到飞行器体坐标系的转换矩阵如下：4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，根据所述导航模块获取飞行器当前位置所受到的地球引力加速度在导航基准坐标系下的分量，并利用所述转换矩阵将其转换至飞行器体坐标系下，具体包括：导航模块提供飞行器当前位置所受到的地球引力加速度在导航基准坐标系下的分量gF＝[gF
x gF
y gF
z
]
T
，并将其转换至飞行器体坐标系下：5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述飞行器空速补偿指令发生器根据飞行器体坐标系下的地球引力加速度提取补偿值，将所述补偿值引入空速控制阻尼回路，获得空速控制阻尼回路的反馈信号，具体包括：所述飞行器空速补偿指令发生器根据飞行器体坐标系下地球引力加速度，提取补偿值ΔU＝...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴天泽，姚焱熠，郑勇斌，吕杰，姚雨晗，王蒙一，曹廷旭，
申请(专利权)人：北京电子工程总体研究所，
类型：发明
国别省市：