申请/专利权人：南京航空航天大学

申请日：2023-10-23

公开（公告）日：2024-01-30

公开（公告）号：CN117473211A

主分类号：G06F17/13

分类号：G06F17/13

优先权：

专利状态码：在审-实质审查的生效

法律状态：2024.02.20#实质审查的生效;2024.01.30#公开

摘要：本发明公开了基于滚转角速率输入的飞行器横侧向飞行状态求解方法，对传统的三自由度质点运动模型以及横侧向输入进行了改进，将滚转角速率作为输入，基于滚转角速率间接计算得到偏航角加速度以及滚转角加速度，对于给定的滚转角速率指令，可以在充分考虑副翼和方向舵的控制能力的同时，直接计算得到飞行器的角度和位置信息。与基于倾侧角为输入的质点运动方程相比，以滚转角速率为输入可以更好的将飞行器状态约束在舵面控制能力之内。相较于现有技术，本发明基于滚转角速率输入的飞行器横侧向飞行状态求解方法具有直观性强、可靠性强的特点。

主权项：1.基于滚转角速率输入的飞行器横侧向飞行状态求解方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：S1、获取飞行器滚转角速率指令、当前时刻的横侧向状态量、纵向状态量，所述横侧向状态量包括滚转角速率P；S2、获取副翼偏转角范围、方向舵偏转角范围，并在所述副翼偏转角范围内建立副翼控制约束；在所述方向舵偏转角范围内建立方向舵控制约束；S3、由所述滚转角速率P和滚转角速率指令计算滚转角加速度，并基于所述副翼控制约束约束滚转角加速度； 式中，为滚转角加速度；为满足副翼控制约束的滚转角加速度；为滚转角最大加速度；为滚转角最小加速度；mid为取中值函数；Pc为滚转角速率指令；K为滚转角速率反馈到副翼的增益，为滚转力矩对副翼的偏导数，为闭环后滚转力矩对滚转角速率的偏导数；S4、由所述滚转角速率求解偏航角速率，进而计算偏航角加速度，并基于所述方向舵控制约束约束偏航角加速度，过程如下式： 式中，R为当前时刻偏航角速率；为偏航角加速度；为满足方向舵控制约束的偏航角加速度；为偏航角最大加速度；为偏航角最小加速度；g为重力加速度；为下一时刻偏航角速率状态值；ΔT为模型运算周期；W为机体系z轴的速度；U为机体系x轴的速度；θ为俯仰角；φ为滚转角；S5、建立满足所述方向舵控制约束和副翼控制约束的飞行器质点运动方程，所述质点运动方程如下： 式中，Q为俯仰角速率；ψ为偏航角；为滚转角速率变化率；为滚转角变化率；为偏航角变化率；为北向距离变化率；为东向距离变化率；为下一时刻的俯仰角；为下一时刻的滚转角；为下一时刻的机体系x轴的速度；S6、求解飞行状态值，将所述满足副翼控制约束的滚转角加速度、满足方向舵控制约束的偏航角加速度、纵向状态量根据所述质点运动方程处理，输出任一时刻满足副翼控制约束和方向舵控制约束的飞行状态值。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 南京航空航天大学 基于滚转角速率输入的飞行器横侧向飞行状态求解方法

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