本發(fā)明屬于飛行器導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制，特別涉及一種基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法。

背景技術(shù)：

1、高速飛行器具有速度快、反應(yīng)時間短等特點，其一般采用氣動面、變質(zhì)心、rcs等作為姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)。但氣動面存在高溫?zé)g、控制效率不高等問題。變質(zhì)心控制雖不存在燒蝕問題，但對氣動力依賴較強(qiáng)，且僅靠質(zhì)量滑塊的運動不能使飛行器產(chǎn)生較大的姿態(tài)機(jī)動，且姿態(tài)控制器設(shè)計較為復(fù)雜。反作用力控制系統(tǒng)(rejection?control?system，rcs)可彌補氣動面控制效率低的不足，且可提供恒定控制力矩，還具有響應(yīng)速度快的優(yōu)點。但rcs需要消耗燃料，這會占用較大的飛行器內(nèi)部空間，并且rcs一般采用開關(guān)型噴管，難以實現(xiàn)精確的姿態(tài)控制，另外rcs的噴流會對飛行器的表面流場造成干擾。

2、針對高速飛行器執(zhí)行機(jī)構(gòu)需承受長時耐高溫、偏航/滾動通道控制力矩不足、占用較大飛行器內(nèi)部空間或難以實現(xiàn)精確的姿態(tài)控制問題，有必要提供新的飛行器姿態(tài)控制方法。單框架控制力矩陀螺(sgcmg，single?gimbal?control?moment?gyroscope)可以直接輸出力矩控制飛行器姿態(tài)，不需要和空氣舵一樣與外界高晗流體接觸，所以極大降低了耐高溫設(shè)計的需求；當(dāng)飛行器進(jìn)入大氣層外空間時，可以繼續(xù)控制飛行器姿態(tài)，無空氣舵失效的問題。此外，sgcmg可以布置在飛行器任意位置，為飛行器重量配平提供了便利。然而，目前高速武器類飛行器尚未應(yīng)用到單框架控制力矩陀螺伺服作為控制類單機(jī)產(chǎn)品，因此亟需開展基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法研究。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、為了克服現(xiàn)有技術(shù)中的不足，本發(fā)明人進(jìn)行了銳意研究，提供了一種基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法，采用單框架控制力矩陀螺sgcmg作為內(nèi)部執(zhí)行機(jī)構(gòu)，對飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計，以實現(xiàn)高機(jī)動飛行器姿態(tài)穩(wěn)定與姿態(tài)機(jī)動。

2、本發(fā)明提供的技術(shù)方案如下：

3、第一方面，一種基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法，包括：

4、設(shè)計單框架控制力矩陀螺sgcmg操縱率，根據(jù)力矩指令得到框架角速率；

5、根據(jù)力矩指令和框架角速率，得到單框架控制力矩陀螺作用在飛行器上的力矩；

6、根據(jù)力矩指令得到框架角速率和單框架控制力矩陀螺作用在飛行器上的力矩，構(gòu)建飛行器姿態(tài)動力學(xué)模型和姿態(tài)運動學(xué)方程模型；

7、根據(jù)飛行器姿態(tài)動力學(xué)模型和姿態(tài)運動學(xué)方程模型，設(shè)計控制律參數(shù)并得到姿態(tài)控制律方程。

8、第二方面，一種基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制裝置，包括：

9、一個或多個處理器；

10、存儲裝置，用于存儲一個或多個程序，

11、當(dāng)所述一個或多個程序被所述一個或多個處理器執(zhí)行，使得所述一個或多個處理器實施第一方面所述的基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法。

12、第三方面，一種可讀存儲介質(zhì)，其上存儲有計算機(jī)程序，該程序被處理器執(zhí)行時實施第一方面所述的基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法。

13、第四方面，一種計算機(jī)程序產(chǎn)品，所述計算機(jī)程序產(chǎn)品包括：計算機(jī)程序(也可以稱為代碼，或指令)，當(dāng)所述計算機(jī)程序被運行時，執(zhí)行第一方面所述的基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法。

14、根據(jù)本發(fā)明提供的一種基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法，具有以下有益效果：

15、(1)本發(fā)明提供的一種基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法，首次提出了一種使用控制力矩陀螺作為三軸姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)的方案，該方案具有控制力矩大、不存在燒蝕問題、相應(yīng)速度快的優(yōu)點，同時工作效率高、動態(tài)特性好，更適于高機(jī)動飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定與控制；

16、(2)本發(fā)明提供的一種基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法，建立了考慮控制力矩陀螺特性的飛行器動力學(xué)模型，為姿態(tài)控制技術(shù)在基于控制力矩陀螺的高速飛行器中的應(yīng)用奠定基礎(chǔ)；

17、(3)本發(fā)明提供的一種基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法，提出了基于控制力矩陀螺的姿態(tài)控制方案，解決了單純依靠空氣舵偏航/滾動通道控制力矩不足的缺點，數(shù)學(xué)仿真結(jié)果表明，在存在初始條件誤差、外界干擾力矩的情況下，飛行器能夠良好的跟蹤指令，誤差較小，理論方法可應(yīng)用于實際工程中。

技術(shù)特征：

1.一種基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法，其特征在于，包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法，其特征在于，所述設(shè)計單框架控制力矩陀螺sgcmg操縱率，根據(jù)力矩指令得到框架角速率的步驟中，框架角速率通過如下公式確定：

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法，其特征在于，所述根據(jù)力矩指令和框架角速率，得到單框架控制力矩陀螺作用在飛行器上的力矩的步驟中，

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法，其特征在于，所述根據(jù)力矩指令得到框架角速率和單框架控制力矩陀螺作用在飛行器上的力矩，構(gòu)建飛行器姿態(tài)動力學(xué)模型和姿態(tài)運動學(xué)方程模型的步驟中，飛行器姿態(tài)動力學(xué)方程如下：

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法，其特征在于，所述根據(jù)力矩指令得到框架角速率和單框架控制力矩陀螺作用在飛行器上的力矩，構(gòu)建飛行器姿態(tài)動力學(xué)模型和姿態(tài)運動學(xué)方程模型的步驟中，飛行器姿態(tài)運動學(xué)方程如下

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法，其特征在于，所述根據(jù)飛行器姿態(tài)動力學(xué)模型和姿態(tài)運動學(xué)方程模型，設(shè)計控制律參數(shù)并得到姿態(tài)控制律方程的步驟中，所述姿態(tài)控制律方程如下：

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法，其特征在于，所述三通道姿態(tài)控制網(wǎng)絡(luò)的形式如下：

8.一種基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制裝置，其特征在于，包括：

9.一種可讀存儲介質(zhì)，其特征在于，其上存儲有計算機(jī)程序，該程序被處理器執(zhí)行時實施權(quán)利要求1至7之一所述的基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法。

10.一種計算機(jī)程序產(chǎn)品，其特征在于，所述計算機(jī)程序產(chǎn)品包括：計算機(jī)程序，當(dāng)所述計算機(jī)程序被運行時，執(zhí)行權(quán)利要求1至7之一所述的基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明提供了一種基于單框架控制力矩陀螺伺服的飛行器姿態(tài)控制方法，包括：設(shè)計單框架控制力矩陀螺SGCMG操縱率，根據(jù)力矩指令得到框架角速率；根據(jù)力矩指令和框架角速率，得到單框架控制力矩陀螺作用在飛行器上的力矩；根據(jù)力矩指令得到框架角速率和單框架控制力矩陀螺作用在飛行器上的力矩，構(gòu)建飛行器姿態(tài)動力學(xué)模型和姿態(tài)運動學(xué)方程模型；根據(jù)飛行器姿態(tài)動力學(xué)模型和姿態(tài)運動學(xué)方程模型，設(shè)計控制律參數(shù)并得到姿態(tài)控制律方程。本發(fā)明針對高速飛行器執(zhí)行機(jī)構(gòu)需承受長時耐高溫、偏航/滾動通道控制力矩不足的問題，采用單框架控制力矩陀螺SGCMG作為內(nèi)部執(zhí)行機(jī)構(gòu)，對飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計，實現(xiàn)了高機(jī)動飛行器姿態(tài)穩(wěn)定與姿態(tài)機(jī)動。

技術(shù)研發(fā)人員：董鵬程,路坤鋒,王昭磊,魏澤宇,林平,馮路明,劉曉東
受保護(hù)的技術(shù)使用者：北京航天自動控制研究所
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/5/15