[发明专利]基于惯导/飞控系统信息融合的飞行控制方法

权利要求书

1.一种基于惯导/飞控系统信息融合的飞行控制方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：飞机的六自由度非线性动力学模型

其中，x₁＝[φ θ ψ x_g y_g h]^T和x₂＝[U V W P Q R]^T表示系统状态量；u＝[T δ_e δ_a δ_r]^T表示控制输入；θ、φ和ψ分别表示俯仰角、滚转角和偏航角；x_g、y_g和h分别表示飞机质心在地面坐标轴系下的位移；U、V和W分别表示飞行速度在机体坐标轴系各轴上的分量；P、Q和R分别表示滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度；T表示推力；δ_e、δ_a和δ_r分别表示升降舵偏转角、副翼偏转角和方向舵偏转角；g₀(x₁,x₂)∈R^6×1和f₀(x₁,x₂,u)∈R^6×1表示关于x₁、x₂和u的函数矩阵

其中，m和g分别表示飞机质量和重力加速度；c_i，i＝1,…,9表示力矩方程系数；F_x、F_y和F_z分别表示气动力和推力在机体坐标轴上的分量；M和N分别表示合外力矩在机体坐标轴上的分量；相关气动力和力矩的定义如下

D＝C_DQ_bS_w,Y＝C_YQ_bS_w,L＝C_LQ_bS_w,M＝C_MQ_bS_wc_A,N＝C_NQ_bS_wb，F_y＝Ycosβ-Dsinβ，F_x＝T+Lsinα-Ycosαsinβ-Dcosαcosβ,F_z＝-Lcosα-Ysinαsinβ-Dsinαcosβ；

其中，S_w表示机翼面积；c_A表示平均气动弦长；b表示机翼展长；D、Y和L是气动力，分别表示阻力、侧力和升力；C_D、C_Y和C_L分别表示阻力系数、侧力系数和升力系数；C_M和C_N分别表示滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数；α、β和V_t分别表示迎角、侧滑角和真空速；C_D0、C_Dα、C_L0、C_Lα、C_Yβ、C_M0、C_Mα、C_Mq、C_Nβ、C_NP和C_NR表示气动导数，可插值获得；

步骤2：选取X＝[θ φ P Q R α β V_t]^T为滤波状态量，建立系统状态方程

其中，

G_xa＝mg(-cosαcosβsinθ+sinβsinφcosθ+sinαcosβcosφcosθ)，

G_ya＝mg(cosαsinβsinθ+cosβsinφcosθ-sinαsinβcosφcosθ)，

G_za＝mg(sinαsinθ+cosαcosφcosθ)；

考虑迎角α、侧滑角β和真空速V_t不可测，引入惯导信息作为量测信息，建立量测方程

Z(t)＝h(X(t),u(t),t)+v(t) (3)

其中，表示惯导量测的俯仰角、滚转角、滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度以及加速度在机体坐标轴上的分量；v(t)∈R^8×1表示由惯性测量器件引起的量测噪声，满足E(v_k)＝0，h(X(t),u(t),t)是关于状态量的非线性函数

构建扩展卡尔曼滤波器

其中，表示一步预测值；表示k时刻的状态估计值；P_k/k-1∈R^8×8表示一步预测协方差；P_k-1∈R^8×8表示k-1时刻的状态估计协方差；Z_k∈R^8×1表示k时刻的惯导量测值；K_k∈R^8×8表示滤波增益；Φ_k,k-1＝I+F(t_k-1)Δt∈R^8×8表示系统转移矩阵，其中Δt表示滤波采样时间；G_k-1＝Δt(I+(F(t_k-1)/2！)Δt)G(t_k-1)∈R^8×9表示系统噪声驱动矩阵，表示状态方程的雅克比矩阵；表示量测方程的雅克比矩阵；

步骤3：将动力学模型(1)写成以下严格反馈形式

其中，g₁(x₁)∈R^6×6、f₂(x₁,x₂)∈R^6×6和g₂(x₁,x₂)∈R^6×4表示如下

定义跟踪误差其中表示x₁的测量值，z_d表示指令信号，设计虚拟控制量为

其中，参数k₁＞0由设计者给定；

定义误差其中表示测量值，设计实际控制量u为

其中，参数k₂＞0由设计者给定；

步骤4：根据得到的控制器u，返回到飞行器动力学模型(1)中，对飞行器进行跟踪控制。

2.根据权利要求1所述的一种基于惯导/飞控系统信息融合的飞行控制方法，其特征在于步骤2中所述的Δt＝0.01s。