基于滚转角速率输入的飞行器横侧向飞行状态求解方法

技术领域

本发明涉及飞行器模型设计领域，具体涉及一种基于滚转角速率输入的飞行器横侧向飞行状态求解方法。

背景技术

飞行器三自由度质点运动模型描述了飞行器的平动自由度运动，忽略了转动自由度，即飞行器的角运动和力矩作用，是对刚体运动模型的简化。同时，该飞行器三自由度质点运动模型通常假设飞行器不受侧力和侧滑角的影响。实际上，三自由度模型作为轨迹与制导设计的基础，对独立验证轨迹及制导技术有着重要的意义。

目前，国内外飞行器三自由度质点横侧向运动模型普遍采用以倾侧角为输入的质点运动学方程。以倾侧角为输入的横侧向质点运动模型是在速度坐标系上建立的，它能较好的反映速度坐标系下角度和角速率的变化情况，但是得到的飞行状态不直观，同时没有考虑舵面控制能力的约束，结果不可靠，需要在三自由度质点运动方程中体现控制能力的约束。

专利号为CN202011072038.1、名称为一种基于俯仰角速率输入的飞行器质点运动模型设计方法的一件专利申请，对纵向质点运动方程进行了改写，将纵向运动方程的输入由原来的迎角变为俯仰角速率，充分考虑了升降舵的控制能力，但是并未对横侧向的质点运动模型建立方法进行研究，无法求解出可靠的飞行器全状态，可靠性不强。

发明内容

发明目的：本发明目的是提供一种直观性强、可靠性强的基于滚转角速率输入的飞行器横侧向飞行状态求解方法。

技术方案：本发明所述的基于滚转角速率输入的飞行器横侧向飞行状态求解方法，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，

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；

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；

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，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。

进一步的，所述当前时刻的横侧向状态量还包括滚转角φ、偏航角ψ、北向距离P

进一步的，其特征在于，所述俯仰角速率Q、机体系x轴的速度U、机体系z轴的速度W、俯仰角θ、高度H、输入量升降舵δ

进一步的，步骤S2中，所述副翼控制约束为，基于角动力学计算滚转角加速度的最大值和最小值作为滚转角加速度的边界值，具体如下：

式中，δ

进一步的，步骤S2中，所述方向舵控制约束为，基于横侧向角动力学方程计算偏航角加速度的最大值和最小值作为偏航角加速度的边界值，具体如下：

式中，δ

进一步的，步骤S3中，所述滚转角加速度基于滚转角速率控制等效模型计算，所述滚转角速率控制等效模型具体如下：

式中，s为传递函数的一个自变量。

进一步的，步骤S4中，基于协调转弯约束求解偏航角速率，所述协调转弯约束为飞行器进行无侧滑协调转弯飞行，协调转弯约束具体如下：

V＝0

式中，V为机体系y轴的速度；

进一步的，步骤S5中，重新计算滚转角加速度

式中，

进一步的，步骤S5中，所述质点运动方程的微分方程形式为：

其中，x为当前时刻飞行状态；

进一步的，步骤S6中，所述任一时刻t

式中，飞行状态量包括任意时刻的滚转角速率

有益效果：本发明具有如下显著效果：1、直观性强：本发明对传统的六自由度刚体运动方程进行了改进，将原方程横侧向的输入由原来的副翼和方向舵变为滚转角速率，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，在机体坐标系下直接描述飞行器的欧拉角、角速率、过载等状态量变化情况；2、可靠性强：本发明将滚转角加速度和偏航角加速度约束在副翼、方向舵控制能力约束和协调转弯约束中，与基于倾侧角为输入的质点运动方程相比，本发明在模型中直接融入姿态变化和控制能力的约束，可以更好的将飞行器状态约束在舵面控制能力之内。

附图说明

图1为本发明为飞行器运动状态求解方法流程图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式，进一步阐明本发明。

请参阅图1所示，本发明公开了一种基于滚转角速率输入的飞行器横侧向飞行状态求解方法，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。其中，当前时刻的横侧向状态量包括滚转角速率P、滚转角φ、偏航角ψ、北向距离P

S2、获取飞行器的副翼偏转角范围、方向舵偏转角范围。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。其中，副翼偏转角范围为δ

S3、基于滚转角速率控制等效模型由所述滚转角速率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，公式如下：

其中，滚转角速率控制等效模型采用一阶系统描述滚转角速率的动态特性，考虑滚转角速率控制律，为以滚转角速率指令P

式中，s为传递函数的一个自变量；

S4、由于滚转角速率P和偏航角速率R相互关联耦合，利用横侧向线动力学方程和协调转弯条件，可以通过滚转角速率求解出偏航角速率R。因此，基于协调转弯约束求解偏航角速率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，求解过程如下式：

式中，R为当前时刻偏航角速率；

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；

具体的，步骤S5中，所述质点运动方程的微分方程形式为：

其中，x为当前时刻飞行状态；

x＝[P φ ψ P

u＝[P

S6、求解飞行器状态：通过所述质点运动方程，计算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。任一时刻t

式中，飞行状态量包括任意时刻的滚转角速率

下面对该飞行器运动状态求解方法进行具体说明。

步骤S2中，所述副翼控制约束为，基于角动力学计算滚转角加速度的最大值和最小值作为滚转角加速度的边界值，具体如下：

式中，δ

其中，副翼最大负舵偏产生的滚转力矩和偏航力矩、副翼最大正舵偏产生的滚转力矩和偏航力矩，计算公式如下式所示：

式中，S为机翼参考面积；b

步骤S2中，所述方向舵控制约束为，基于横侧向角动力学方程计算偏航角加速度的最大值和最小值作为偏航角加速度的边界值，具体如下：

式中，

其中，方向舵最大负舵偏所产生的偏航力矩和滚转力矩，方向舵最大正舵偏所产生的偏航力矩和滚转力矩的计算公式如下式所示：

步骤S4中计算得到满足协调转弯和方向舵控制约束的偏航角加速度。重新计算滚转角加速度

式中，

步骤S4中，所述协调转弯约束为飞行器进行无侧滑协调转弯飞行，协调转弯约束具体如下：

V＝0

式中，V为机体系y轴的速度；