飞行器姿态运动通道间运动耦合特性的交联影响评估方法.pdf

本发明公开了一种飞行器姿态运动通道间运动耦合特性的交联影响评估方法，所述方法包括：确定飞行器的俯仰、偏航通道的气流角，以及滚动通道的角速度；根据确定出的气流角、角速度，计算出交联等效角速度，作为评估出的滚动通道的角速度对俯仰通道的气流角的耦合特性的交联影响。本发明的技术方案中，对于飞行器的俯仰通道，将偏航、滚动通道的角速度、气流角对该通道的运动耦合特性的交联影响，量化为该通道的各交联等效角速度；可以评估出综合因素对该通道的气流角的运动耦合特性的交联影响，更准确地获悉通道间基于运动耦合特性的交联影响。从而可以有助于根据量化的交联影响对飞行器进行补偿控制后，使得对飞行器的控制更为准确、可靠。

1.  一种飞行器姿态运动通道间运动耦合特性的交联影响评估方法，其特征在于，包括：
确定所述飞行器的俯仰、偏航通道的气流角，以及所述滚动通道的角速度；
根据确定出的气流角、角速度，计算出交联等效角速度，作为评估出的所述滚动通道的角速度对所述俯仰通道的气流角的耦合特性的交联影响。

2.  如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据确定出的气流角、角速度，计算出交联等效角速度具体为：
根据如下公式2，计算出
α~·c1=-cosαtanβωx1]]>.............................(公式2)
其中，α、β分别表示所述飞行器的俯仰、偏航通道的气流角；ω_x1表示所述飞行器的滚动通道的角速度。

3.  如权利要求2所述的方法，其特征在于，还包括：
将根据如下公式3计算出的交联等效角速度作为评估出的所述偏航通道的角速度对所述俯仰通道的气流角的耦合特性的交联影响；
α~·c2=sinαtanβωy1]]>................................(公式3)
其中，ω_y1表示飞行器的偏航通道的角速度。

4.  如权利要求3所述的方法，其特征在于，还包括：
根据计算出的评估出综合因素对所述俯仰通道的气流角的耦合特性的交联影响。

5.  一种飞行器姿态运动通道间运动耦合特性的交联影响评估方法，其特征在于，包括：
确定所述飞行器的俯仰通道的气流角，以及所述滚动通道的角速度；
根据确定出的气流角、角速度，计算出交联等效角速度作为评估出的所述滚动通道的角速度对所述偏航通道的气流角的耦合特性的交联影响。

6.  如权利要求5所述的方法，其特征在于，所述根据确定出的气流角、 角速度，计算出交联等效角速度具体包括：
根据如下公式6，计算出
β~·c1=sinαωx1]]>...................................(公式6)
其中，α表示所述飞行器的俯仰通道的气流角；ω_x1表示所述飞行器的滚动通道的角速度。

7.  一种飞行器姿态运动通道间运动耦合特性的交联影响评估方法，其特征在于，包括：
确定所述飞行器的俯仰、偏航通道的气流角，以及所述偏航通道的角速度；
根据确定出的气流角、角速度，计算出交联等效角速度作为评估出的所述偏航通道的角速度对所述滚动通道的气流角的耦合特性的交联影响。

8.  如权利要求7所述的方法，其特征在于，所述根据确定出的气流角、角速度，计算出交联等效角速度具体包括：
根据如下公式9，计算出
γ~·v,c1=-sinαsecβωy1]]>.............................(公式9)
其中，α、β分别表示所述飞行器的俯仰、偏航通道的气流角；ω_y1表示所述飞行器的偏航通道的角速度。

9.  如权利要求8所述的方法，其特征在于，还包括：
将根据如下公式10计算出的作为评估出的所述偏航通道的角速度的法向力对所述滚动通道的气流角的耦合特性的交联影响；
γ~·v,c2=Fyvtanβ/(mV)]]>.............................(公式10)
其中，F_yv表示所述飞行器的偏航通道的角速度的法向力；m、V分别表示所述飞行器的质量、速率。

10.  如权利要求9所述的方法，其特征在于，还包括：
根据计算出的评估出综合因素对所述滚动通道的气流角的耦合特性的交联影响。

飞行器姿态运动通道间运动耦合特性的交联影响评估方法
技术领域
本发明涉及航空航天领域，尤其涉及一种飞行器姿态运动通道间运动耦合特性的交联影响评估方法。
背景技术
飞行器在飞行过程中，其飞行姿态通常可以划分为滚动、偏航和俯仰三个姿态运动通道的运动。对于轴对称飞行器，其三个通道之间的耦合很弱，因而可以将耦合对于轴对称飞行器的飞行姿态的影响作为随机小扰动，构建轴对称飞行器的小扰动气动力模型。目前，通常根据小扰动气动力模型，在轴对称飞行器内设置三个独立的姿态控制器，分别用于控制该飞行器俯仰通道、偏航通道和滚动通道的角速度。
然而，轴对称飞行器只是面对称飞行器的一个特例。飞行速度较高(例如超过5马赫)的飞行器通常采用面对称的气动布局，即为面对称飞行器，在其飞行过程中，其滚动、偏航和俯仰三个通道之间的耦合较强。通常通道间的耦合特性可以包括惯性耦合、运动耦合和气动耦合；目前，对于面对称飞行器的三个通道之间的运动耦合特性往往只进行定性分析；缺乏对通道间的运动耦合特性的交联影响的较为准确的量化分析。而基于更准确的通道间基于运动耦合特性的交联影响的量化分析，可以有助于根据量化的交联影响对飞行器进行补偿控制后，使得对飞行器的控制更为准确、可靠。
因此，有必要提供一种飞行器姿态运动通道间运动耦合特性的交联影响评估方法，以更为准确地获悉通道间基于运动耦合特性的交联影响。
发明内容
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姿态运动通道间运动耦合特性的交联影响评估方法，以更为准确地获悉通道间基于运动耦合特性的交联影响。
本发明技术方案根据一个方面，提供了一种飞行器姿态运动通道间运动耦合特性的交联影响评估方法，包括：
确定所述飞行器的俯仰、偏航通道的气流角，以及所述滚动通道的角速度；
根据确定出的气流角、角速度，计算出交联等效角速度作为评估出 的所述滚动通道的角速度对所述俯仰通道的气流角的耦合特性的交联影响。
较佳地，所述根据确定出的气流角、角速度，计算出交联等效角速度具体为：
根据如下公式2，计算出
α~·c1=-cosαtanβωx1]]>.............................(公式2)
其中，α、β分别表示所述飞行器的俯仰、偏航通道的气流角；ω_x1表示所述飞行器的滚动通道的角速度。
进一步，所述飞行器姿态运动通道间运动耦合特性的交联影响评估方法，还包括：
将根据如下公式3计算出的交联等效角速度作为评估出的所述偏航通道的角速度对所述俯仰通道的气流角的耦合特性的交联影响；
α~·c2=sinαtanβωy1]]>................................(公式3)
其中，ω_y1表示飞行器的偏航通道的角速度。
进一步，所述飞行器姿态运动通道间运动耦合特性的交联影响评估方法，还包括：
根据计算出的评估出综合因素对所述俯仰通道的气流角的耦合特性的交联影响。
本发明技术方案根据另一个方面，提供了一种飞行器姿态运动通道间运动耦合特性的交联影响评估方法，包括：
确定所述飞行器的俯仰通道的气流角，以及所述滚动通道的角速度；
根据确定出的气流角、角速度，计算出交联等效角速度，作为评估出的所述滚动通道的角速度对所述偏航通道的气流角的耦合特性的交联影响。
较佳地，所述根据确定出的气流角、角速度，计算出交联等效角速度，具体包括：
根据如下公式6，计算出
β~·c1=sinαωx1]]>...................................(公式6)
其中，α表示所述飞行器的俯仰通道的气流角；ω_x1表示所述飞行器的滚动通道的角速度。
本发明技术方案根据另一个方面，提供了一种飞行器姿态运动通道间运动耦合特性的交联影响评估方法，包括：
确定所述飞行器的俯仰、偏航通道的气流角，以及所述偏航通道的角速度；
根据确定出的气流角、角速度，计算出交联等效角速度作为评估出的所述偏航通道的角速度对所述滚动通道的气流角的耦合特性的交联影响。
较佳地，所述根据确定出的气流角、角速度，计算出交联等效角速度具体包括：
根据如下公式9，计算出
γ~·v,c1=-sinαsecβωy1]]>.............................(公式9)
其中，α、β分别表示所述飞行器的俯仰、偏航通道的气流角；ω_y1表示所述飞行器的偏航通道的角速度。
进一步，所述飞行器姿态运动通道间运动耦合特性的交联影响评估方法，还包括：
将根据如下公式10计算出的作为评估出的所述偏航通道的角速度的法向力对所述滚动通道的气流角的耦合特性的交联影响；
γ~·v,c2=Fyvtanβ/(mV)]]>.............................(公式10)
其中，F_yv表示所述飞行器的偏航通道的角速度的法向力；m、V分别表示所述飞行器的质量、速率。
进一步，所述飞行器姿态运动通道间运动耦合特性的交联影响评估方法，还包括：
根据计算出的评估出综合因素对所述滚动通道的气流角的耦合特性的交联影响。
本发明的技术方案中，对于飞行器的一个姿态运动通道，可以将其它通道的角速度、气流角对该通道的运动耦合特性的交联影响，量化为该通道的各交联等效角速度；可以计算得到各通道的等效角速度随时间变化的曲线，可以将同一通道的交联等效角速度与主轴等效角速度进行对比，可以在交联等效角速度之间进行对比；从而可以评估出综合因素对该通道的气流角的运动耦合特性的交联影响，更为准确地获悉通道间基于运动耦合特性的交联影响。从而可以有助于根据量化的交联影响对飞行器进行补偿控制后，使得对飞行器的控制更为准确、可靠。
附图说明
图1为本发明实施例的飞行器俯仰通道的气流角的运动耦合特性的交联影响评估方法的流程示意图；
图2为本发明实施例的飞行器偏航通道的气流角的运动耦合特性的交联影响评估方法的流程示意图；
图3为本发明实施例的飞行器滚动通道的气流角的运动耦合特性的交联影响评估方法的流程示意图。
具体实施方式
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。
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。
本发明的发明人考虑到，假设飞行器关于纵向平面对称，即关于机体坐标系中的平面X₁OY₁对称；其中，坐标原点O为飞行器的质心，滚动通道(x通道)主轴X₁轴在飞行器对称面内并平行于飞行器的设计轴线指向飞行器头部；俯仰通道(z通道)主轴Z₁轴垂直于飞行器对称面指向飞行器的右方；偏航通道(y通道)主轴Y₁轴在飞行器对称面内，与X1轴垂直并指向飞行器下方。该面对称飞行器的俯仰、偏航、滚动三个通道的耦合的气流角的微分方程可由如下公式(1)表示：
α·=-cosαtanβωx1+sinαtanβωy1+ωz1-Fyv/(mVcosβ)β·=sinαωx1+cosαωy1+Fzv/(mV)γ·v=cosαsecβωx1-sinαsecβωy1+Fyvtanβ/(mV)]]>..........(公式1)
公式1中，α、β分别表示飞行器的俯仰、偏航通道的气流角；ω_x1、ω_y1、ω_z1分别表示飞行器的滚动、偏航、俯仰三个通道的角速度；F_yv、F_zv分别表示飞行器的偏航、俯仰通道的角速度的法向力；m、V分别表示飞行器的质量、速率。
由公式1可得，飞行器的一个姿态运动通道的气流角的变化，受到其它通道的角速度、以及角速度的法向力的交联影响。
因此，本发明的发明人考虑到，对于飞行器的一个姿态运动通道，可以量化出其它通道的角速度、以及角速度的法向力对该通道的运动耦合特性的交联影响，更为准确地获悉通道间基于运动耦合特性的交联影响。从而可以 有助于根据量化的交联影响对飞行器进行补偿控制后，使得对飞行器的控制更为准确、可靠。
下面结合附图详细说明本发明的技术方案。
本发明实施例的飞行器姿态运动通道间运动耦合特性的交联影响评估方法包括：飞行器俯仰、偏航和滚动三个姿态运动通道的气流角的运动耦合特性的交联影响评估方法。
其中，飞行器俯仰通道的气流角的运动耦合特性的交联影响评估方法，其流程示意图如图1所示，包括如下步骤：
S101：确定飞行器的俯仰、偏航通道的气流角，以及滚动通道的角速度。
具体地，技术人员根据飞行器的惯性平台的测量数据，确定出飞行器的俯仰、偏航通道的气流角α、β，以及滚动通道的角速度ω_x1。
S102：根据步骤S101确定出的气流角、角速度，计算出交联等效角速度作为评估出的滚动通道的角速度对俯仰通道的气流角的耦合特性的交联影响。
具体地，技术人员根据步骤S101确定出的飞行器的俯仰、偏航通道的气流角α、β，和滚动通道的角速度ω_x1，以及如下公式2计算出飞行器的俯仰通道的交联等效角速度
α~·c1=-cosαtanβωx1]]>.............................(公式2)
公式2中的交联等效角速度中的下标c表示运动交联。
公式2中的体现了，飞行器的滚动通道的角速度对俯仰通道的气流角的运动耦合特性的交联影响，具体是由俯仰、偏航通道的气流角α、β共同引起的。当偏航通道的气流角β为0时，交联等效角速度为0。通过对飞行器的俯仰通道的运动耦合特性的交联影响的量化，得到交联等效角速度可以对飞行器在不同飞行条件和飞行阶段下的进行对比，有利于飞行器姿态控制器的设计与研究。
事实上，技术人员还可以根据飞行器的惯性平台的测量数据，确定出飞行器的偏航通道的角速度ω_y1；根据确定出的ω_y1、上述步骤S101确定出的气流角和角速度，以及如下公式3，计算出交联等效角速度作为评估出的偏航通道的角速度对俯仰通道的气流角的耦合特性的交联影响：
α~·c2=sinαtanβωy1]]>................................(公式3)
公式3中的交联等效角速度体现了，偏航通道的角速度对俯仰通道的气流角的运动耦合特性的交联影响具体是由俯仰、偏航通道的气流角α、β共 同引起的。当偏航通道的气流角β为0时，交联等效角速度为0。
此外，技术人员还可以根据飞行器的惯性平台的测量数据，确定出飞行器的质量m、速率V、俯仰通道的角速度ω_z1、偏航通道的角速度的法向力F_yv；并根据确定出的m、V、ω_z1、F_yv，步骤S101中确定出的气流角，以及如下公式4，计算出飞行器的俯仰通道的主轴等效角速度
α~·=ωz1-Fyv/(mVcosβ)]]>................................(公式4)
公式4中的主轴等效角速度体现了，飞行器的俯仰通道的角速度、偏航通道的角速度的法向力，对俯仰通道的气流角的影响。
在实际操作中，技术人员还可以根据计算出的评估出综合因素对飞行的俯仰通道的气流角的耦合特性的交联影响。具体地，飞行器的俯仰通道的耦合的气流角可由如下公式(5)表示：
α·=α~·c1+α~·c2+α~·]]>................................(公式5)
公式5体现出综合因素对飞行器的俯仰通道的气流角的运动耦合特性的交联影响。例如，根据公式5，技术人员可以量化出其它通道的角速度、气流角对俯仰通道的气流角的交联影响的大小；可以计算得到飞行器的俯仰通道的各交联等效角速度随时间变化的曲线，可以将俯仰通道的交联等效角速度与主轴等效角速度进行对比，可以在俯仰通道不同的交联等效角速度之间进行对比等等。从而有利于实现对该飞行器在不同飞行条件和飞行阶段下的运动耦合特性进行综合量化对比，有利于飞行器姿态控制器的设计与研究。
本发明实施例中，飞行器偏航通道的气流角的运动耦合特性的交联影响评估方法，其流程示意图如图2所示，包括如下步骤：
S201：确定飞行器的俯仰通道的气流角，以及滚动通道的角速度。
具体地，技术人员根据飞行器的惯性平台的测量数据，确定出飞行器的俯仰通道的气流角α，以及滚动通道的角速度ω_x1。
S202：根据步骤S201确定出的气流角、角速度，计算出交联等效角速度作为评估出的滚动通道的角速度对偏航通道的气流角的耦合特性的交联影响。
具体地，技术人员根据步骤S201中确定出的气流角α和角速度ω_x1，以及如下公式6，计算出的计算出交联等效角速度作为评估出的滚动通道的角速度对偏航通道的气流角的耦合特性的交联影响：
β~·c1=sinαωx1]]>...................................(公式6)
公式6中的交联等效角速度体现出，飞行器的滚动通道的角速度对偏航通道的气流角的运动耦合特性的交联影响，具体是由俯仰通道的气流角α引起的。当俯仰通道的气流角α为0时，交联等效角速度为0。
此外，技术人员还可以根据飞行器的惯性平台的测量数据，确定出飞行器的质量m、速率V、偏航通道的角速度ω_y1、俯仰通道的角速度的法向力F_zv；并根据确定出的m、V、ω_y1、F_zv，步骤S201中确定出的气流角，以及如下公式7，计算出飞行器的偏航通道的主轴等效角速度
β~·=cosαωy1+Fzv/(mV)]]>.............................(公式7)
公式7中的主轴等效角速度体现了，飞行器的偏航通道的角速度、俯仰通道的角速度的法向力，对偏航通道的气流角的影响。
在实际操作中，技术人员还可以根据计算出的评估出综合因素对飞行的偏航通道的气流角的耦合特性的交联影响。具体地，飞行器的偏航通道的耦合的气流角可由如下公式(8)表示：
β·=β~·c1+β~·]]>................................(公式8)
公式8体现出综合因素对飞行器的偏航通道的气流角的运动耦合特性的交联影响。
本发明实施例中，飞行器滚动通道的气流角的运动耦合特性的交联影响评估方法，其流程示意图如图3所示，包括如下步骤：
S301：确定飞行器的俯仰、偏航通道的气流角，以及偏航通道的角速度。
具体地，技术人员根据飞行器的惯性平台的测量数据，确定出飞行器的俯仰、偏航通道的气流角α、β，以及偏航通道的角速度ω_y1。
S302：根据步骤S301确定出的气流角、角速度，计算出交联等效角速度作为评估出的偏航通道的角速度对滚动通道的气流角的耦合特性的交联影响。
具体地，技术人员根据步骤S101确定出的飞行器的俯仰、偏航通道的气流角α、β，和偏航通道的角速度ω_y1，以及如下公式9计算出飞行器的滚动通道的交联等效角速度
γ~·v,c1=-sinαsecβωy1]]>.............................(公式9)
之后，将计算出的交联等效角速度作为评估出的偏航通道的角速度对滚动通道的气流角的耦合特性的交联影响。
公式9中的体现了，飞行器的偏航通道的角速度对滚动通道的气流角的运动耦合特性的交联影响，具体是由俯仰、偏航通道的气流角α、β共同引起的。当俯仰通道的气流角α为0时，交联等效角速度为0。
事实上，技术人员还可以根据飞行器的惯性平台的测量数据，确定出飞行器的质量m、速率V、偏航通道的角速度的法向力F_yv；并根据确定出的m、V、F_yv，步骤S301中确定出的气流角，以及如下公式10，计算出飞行器的滚动通道的交联等效角速度
γ~·v,c2=Fyvtanβ/(mV)]]>.............................(公式10)
之后，技术人员将计算出的交联等效角速度作为评估出的偏航通道的角速度的法向力对滚动通道的气流角的耦合特性的交联影响。
公式10中的交联等效角速度体现了，飞行器的偏航通道的角速度的法向力对滚动通道的气流角的运动耦合特性的交联影响具体是由偏航通道的气流角β引起的。当偏航通道的气流角β为0时，交联等效角速度为0。
此外，技术人员还可以根据飞行器的惯性平台的测量数据，确定出飞行器的滚动通道的角速度ω_x1，并根据确定出的ω_x1、步骤S301中确定出的气流角，以及如下公式11计算出飞行器的滚动通道的主轴等效角速度
γ~·v=cosαsecβωx1]]>................................(公式11)
公式11中的主轴等效角速度体现了，飞行器的滚动通道的加速度，对滚动通道的气流角的影响。
在实际操作中，技术人员还可以根据上述计算出的评估出综合因素对飞行器的滚动通道的气流角的耦合特性的交联影响。具体地，飞行器的滚动通道的耦合的气流角可由如下公式(12)表示：
γ·v=γ~·v+γ~·v,c1+γ~·v,c2]]>................................(公式12)
公式12体现出综合因素对飞行器的滚动通道的气流角的运动耦合特性的交联影响。
本发明的技术方案中，对于飞行器的一个姿态运动通道，可以将其它通道的角速度、气流角对该通道的运动耦合特性的交联影响，量化为该通道的各交联等效角速度；可以计算得到各通道的等效角速度随时间变化的曲线，可以将同一通道的交联等效角速度与主轴等效角速度进行对比，可以在交联等效角速度之间进行对比；从而可以评估出综合因素对该通道的气流角的运 动耦合特性的交联影响，更为准确地获悉通道间基于运动耦合特性的交联影响。从而可以有助于根据量化的交联影响对飞行器进行补偿控制后，使得对飞行器的控制更为准确、可靠。
例如，对某一飞行器，评估出该飞行器的俯仰、偏航通道的角速度和气流角对滚动通道的气流角的交联影响较小；而滚动通道的角速度和气流角对俯仰、偏航通道的气流角具有显著的交联影响；因此该飞行器的姿态控制器需要根据这些显著的交联影响，对飞行器进行补偿控制。
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件来完成，该程序可以存储于计算机可读取存储介质中，如：ROM/RAM、磁碟、光盘等。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。