CN101723096B - 迭代制导下减少大姿态扰动的控制方法 - Google Patents

Abstract

迭代制导下减小大姿态扰动的控制方法，通过数据采集、计算视速度增量、对轴向视加速度

平滑处理、将平滑后的完全燃烧时间τ_i ⁿ代入飞行器迭代制导公式中，得到平滑后的迭代程序角

ψ_cx ⁿ、最后对当前时刻的迭代程序角增量

Δψ_cx进行限幅处理，得到稳定的当前时刻的迭代程序角输出值。本发明在迭代程序角生成的全过程中采取平滑、限幅措施，以减小大姿态扰动，确保后续迭代计算采用的输入量和迭代程序角输出平滑过渡，不会发生跳变，从而保证姿态控制系统的输入不发生跳变，对提高飞行器控制系统的可靠性及减小飞行中的干扰影响大有益处；采用本方法减少迭代制导下的大姿态扰动，不需要提高硬件的采样分辨率，即不需对飞行器硬件作出修改，简单、便捷，减少姿态扰动的效果明显。

Description

迭代制导下减少大姿态扰动的控制方法

技术领域

本发明涉及一种基于平滑技术在迭代制导下减少姿态扰动的方法，属于制导技术领域，可应用于采用迭代制导作为制导方式的各类飞行器，以减小迭代制导下飞行器的大姿态扰动。

背景技术

迭代制导是在现代最优控制原理和计算机应用技术基础上发展起来的最优制导方法，它对制导律提出一定的性能指标要求，并根据初值和终端约束条件进行实时计算，形成适应任务要求的控制指令。由于常规液体发动机推力大小的调节难以实现，因此制导的控制手段主要是改变推力矢量的方向和控制发动机的关机时间。迭代制导就是充分利用这两个控制手段，用最优制导律求得最佳导引角及适当的关机时间，从而确保精确满足所要求的终端性能指标。

目前飞行器常用的制导方法主要是摄动制导方法，制导系统采用的是发射前预先装定的弹道程序角，这部分弹道程序角设计时已通过设计考虑了姿态角平滑变化的需求。而在采用迭代制导后，每一迭代周期都将重新产生一套程序角，新产生的程序角与上一拍程序角间可能会有角度的跳跃，这会引起系统不稳定，为了避免这种情况，必须考虑对迭代程序角的在线处理问题，以确保减小大姿态扰动。需在迭代程序角生成的全过程中采取相关措施，以减小大姿态扰动。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种针对迭代程序角生成的全过程中所使用的不同变量采用不同的方式(平滑、限幅等)，确保迭代计算采用的输入量和迭代程序角输出均平滑过渡，不发生跳变的减少大姿态扰动的控制方法。

本发明的技术解决方案是：迭代制导下减小大姿态扰动的控制方法，通过以下步骤实现：

第一步，通过飞行器惯性测量设备的加速度表测得第j个采样周期内飞行器体坐标系O₁X₁Y₁Z₁下正负通道的脉冲值，P_x+ ^j，P_x- ^j，P_y+ ^j，P_y- ^j，P_z+ ^j，P_z- ^j，其中X₁轴从飞行器质心指向头部方向为正向，Y₁轴与X₁轴垂直，在其纵向对称面X₁O₁Y₁内从飞行器质心指向上方为正向，Z₁轴与纵向对称面X₁O₁Y₁垂直，从飞行器质心指向右为正向，O₁为飞行器质心，j是自然数；

第二步，根据公式组(1)计算得到飞行器体坐标系O₁X₁Y₁Z₁下X₁、Y₁和Z₁三个方向的第j个采样周期内，飞行器惯性测量设备的加速度表采样周期Δt的视速度增量δw_x1 ^j、δw_y1 ^j、δw_z1 ^j，

$\mathrm{\δ}{\stackrel{\‾}{w}}_{x1}^j=K_{x+}\·P_{x+}^j-K_{x-}\·P_{x-}^j-K_{0x}\·\mathrm{\Δt}$

$\mathrm{\δ}{\stackrel{\‾}{w}}_{y1}^j=K_{y+}\·P_{y+}^j-K_{y-}\·P_{y-}^j-K_{0y}\·\mathrm{\Δt}---\left(1\right)$

$\mathrm{\δ}{\stackrel{\‾}{w}}_{z1}^j=K_{z+}\·P_{z+}^j-K_{z-}\·P_{z-}^j-K_{0z}\·\mathrm{\Δt}$

其中，K_x+、K_x-、K_y+、K_y-、K_z+、K_z-是加速度表标定得到的当量系数，K_0x、K_0y、K_0z是加速度表的零次项系数；

第三步，当j＜N时，计算

其中 为第1采样周期内到第j个采样周期δw_x1 ^j、δw_y1 ^j、δw_z1 ^j的滚动累加值，N为滚动周期数，当j≥N时继续第四步；

第四步，通过公式(2)计算，得到平滑后的轴向视加速度

${\widehat{\stackrel{.}{W}}}_{x1}^j=\frac{{({\left(\underset{1}{\overset{N}{\mathrm{\Σ}}}\mathrm{\δ}{\stackrel{\‾}{w}}_{x1}^j\right)}^2+{\left(\underset{1}{\overset{N}{\mathrm{\Σ}}}\mathrm{\δ}{\stackrel{\‾}{w}}_{y1}^j\right)}^2+{\left(\underset{1}{\overset{N}{\mathrm{\Σ}}}\mathrm{\δ}{\stackrel{\‾}{w}}_{z1}^j\right)}^2)}^{1/2}}{\mathrm{\Δtp}}---\left(2\right)$

其中，Δtp一个滚动周期时间；

第五步，利用第四步得到的轴向视加速度

根据公式(3)得到平滑后第n个采样周期飞行器总质量的完全燃烧时间τ_i ⁿ，

${\mathrm{\τ}}_i^n=U_i/{\widehat{\stackrel{.}{w}}}_{x1}^j---\left(3\right)$

其中，i代表飞行器不同飞行阶段，Ui为飞行器第i个飞行阶段的等效比冲，n＝j-N；

第六步，将第五步得到的平滑后的第n个采样周期飞行器总质量的完全燃烧时间τ_i ⁿ利用飞行器迭代制导公式，得到平滑后的第n个采样周期迭代程序角

ψ_cx ⁿ，其中

是第n个采样周期的迭代俯仰程序角输出值，ψ_cx ⁿ是第n个采样周期的迭代偏航程序角输出值；

第七步，通过公式组(4)计算当前时刻的迭代程序角增量

Δψ_cx，

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{cx}}={\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{cx}}^n-{\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{cx}}^{n-1}---\left(4\right)$

其中，

ψ_cx ^n-1是第n-1个采样周期的迭代俯仰程序角、偏航程序角输出值；

第八步，将第七步得到的当前时刻的迭代程序角增量

Δψ_cx的绝对值与预设的角增量限幅值

Δψ_max进行比较，Δψ_max为正值，

当

|Δψ_cx|≤Δψ_max时，直接输出Δψ_cx作为当前的迭代程序角，当

|Δψ_cx|＞Δψ_max时，则进行第九步；

第九步，当时，根据公式

输出当前时刻的迭代俯仰程序角

当

时，根据公式

输出当前时刻的迭代俯仰程序角

当Δψ_cx＞Δψ_max时，根据公式

输出当前时刻的迭代偏航程序角ψ_cx(t)，当时，根据公式

输出当前时刻的迭代偏航程序角ψ_cx(t)。

所述第三步滚动周期数N为5～100的整数。

所述第四步中滚动周期时间Δtp＝N×Δt，N为滚动周期数，Δt为飞行器惯性测量设备的加速度表采样周期。

所述第八步的预设角增量限幅值

Δψ_max取值范围为3°/s-5°/s。

本发明与现有技术相比有益效果为：

(1)本发明在迭代程序角生成的全过程中采取平滑、限幅措施，以减小大姿态扰动，确保后续迭代计算采用的输入量和迭代程序角输出平滑过渡，不会发生跳变，从而保证姿态控制系统的输入不发生跳变，对提高飞行器控制系统的可靠性及减小飞行中的干扰影响大有益处；

(2)本发明采取平滑处理，平滑处理后的参数代入迭代制导公式运算后，明显抑制了原始数据的抖动对迭代制导算法输出结果的影响，使控制指令连续平滑，避免频繁抖动而引起姿态失稳；

(3)本发明采取限幅处理，通过限幅，避免程序角增量的大幅跳跃，防止程序角增量超出姿态控制系统的控制能力而引起姿态失稳；

(4)采用本方法减少迭代制导下的大姿态扰动，不需要提高硬件的采样分辨率，即不需对飞行器硬件作出修改，简单、便捷，减少姿态扰动的效果明显。

附图说明

图1为本发明滚动累加示意图(以5周期滚动累加为例，弧线1所框住的5个数据点累加和是第1个累加周期内的累加和，弧线2所框住的5个数据点累加和是第2个累加周期内的累加和，如此类推)；

图2为本发明每个采样周期计算得到视加速度模值图；

图3为俯仰方向迭代程序角

经过本发明及未经过本发明平滑处理对比图(锯齿状输出对应未经过本发明平滑处理的俯仰方向迭代程序角，平滑状输出对应经过本发明平滑处理的俯仰方向迭代程序角)；

图4为偏航方向迭代程序角ψ_cx ⁿ，经过本发明及未经过本发明平滑处理对比图(锯齿状输出对应未经过本发明平滑处理的偏航方向迭代程序角，平滑状输出对应经过本发明平滑处理的偏航方向迭代程序角)；

图5为经过本发明限幅处理的迭代俯仰程序角增量输出值

图6为经过本发明限幅处理的迭代偏航程序角增量输出值Δψ_cx。

具体实施方式

以5周期滚动累加为例，具体阐述本发明的减少姿态扰动的过程。

1、采集数据

通过飞行器惯性测量设备的加速度表测得第j个采样周期内飞行器体坐标系O₁X₁Y₁Z₁下正负通道的脉冲值，P_x+ ^j，P_x- ^j，P_y+ ^j，P_y- ^j，P_z+ ^j，P_z- ^j，其中X₁从飞行器质心指向头部方向为正向，Y₁与X₁垂直，在其纵向对称面内从飞行器质心指向上方为正向，Z₁与纵向对称面X₁O₁Y₁垂直，从飞行器质心指向右为正向，O₁为飞行器质心，j是自然数。

2、计算视速度增量δw_x1 ^j、δw_y1 ^j、δw_z1 ^j

根据公式组(1)计算得到飞行器体坐标系O₁X₁Y₁Z₁下X₁、Y₁和Z₁三个方向的第j个飞行器惯性测量设备的加速度表采样周期Δt的视速度增量δw_x1 ^j、δw_y1 ^j、δw_z1 ^j，

$\mathrm{\δ}{\stackrel{\‾}{w}}_{x1}^j=K_{x+}\·P_{x+}^j-K_{x-}\·P_{x-}^j-K_{0x}\·\mathrm{\Δt}$

$\mathrm{\δ}{\stackrel{\‾}{w}}_{y1}^j=K_{y+}\·P_{y+}^j-K_{y-}\·P_{y-}^j-K_{0y}\·\mathrm{\Δt}---\left(1\right)$

$\mathrm{\δ}{\stackrel{\‾}{w}}_{z1}^j=K_{z+}\·P_{z+}^j-K_{z-}\·P_{z-}^j-K_{0z}\·\mathrm{\Δt}$

其中，K_x+、K_x-、K_y+、K_y-、K_z+、K_z-是加速度表标定得到的当量系数，K_0x、K_0y、K_0z是加速度表的零次项系数。

3、计算每个采样周期得到视加速度模值

本步骤并非必须，在此仅用作效果比对。利用公式

得到视加速度模值的数值如图2所示，若以此未经平滑处理的参数代入迭代制导公式运算中，则会引起如图3和图4中所示的锯齿形周期性抖动。

4、平滑处理

以5次滚动累加，即滚动周期数N＝5为例，当j＜5时，由于数据不足，只能计算累加值，不能进行如图1所示的滚动替换，计算

其中

为第1采样周期内到第j个采样周期δw_x1 ^j、δw_y1 ^j、δw_z1 ^j的滚动累加值，再通过公式

计算轴向视加速度

滚动周期数N＝Δtp/Δt取5～100的整数，Δtp一个滚动周期时间，Δt为飞行器惯性测量设备的加速度表采样周期，当N＜5时，由于数据不足，无需进行如图1所示的滚动替换。

当j≥5时，如图1所示进行滚动替换。弧线1所框住的5个数据点累加和是第1个累加周期内的累加和，弧线2所框住的5个数据点累加和是第2个累加周期内的累加和，如此类推，新数据替换旧数据，滚动累加和不断更新并输出。

通过公式(2)计算，得到平滑后的轴向视加速度

${\widehat{\stackrel{.}{W}}}_{x1}^j=\frac{{({\left(\underset{1}{\overset{N}{\mathrm{\Σ}}}\mathrm{\δ}{\stackrel{\‾}{w}}_{x1}^j\right)}^2+{\left(\underset{1}{\overset{N}{\mathrm{\Σ}}}\mathrm{\δ}{\stackrel{\‾}{w}}_{y1}^j\right)}^2+{\left(\underset{1}{\overset{N}{\mathrm{\Σ}}}\mathrm{\δ}{\stackrel{\‾}{w}}_{z1}^j\right)}^2)}^{1/2}}{\mathrm{\Δtp}}---\left(2\right)$

其中，一个滚动周期时间Δtp＝5Δt。

5、平滑后第n个采样周期飞行器总质量的完全燃烧时间τ_i ⁿ

令n＝j-N，即n＝j-5，根据公式(3)得到平滑后第n个采样周期飞行器总质量的完全燃烧时间τ_i ⁿ，

${\mathrm{\τ}}_i^n=U_i/{\widehat{\stackrel{.}{w}}}_{x1}^j---\left(3\right)$

其中，i代表飞行器不同飞行阶段，U_i为飞行器第i个飞行阶段的等效比冲。

6、利用飞行器迭代制导公式计算

ψ_cx ⁿ

平滑后的第n个采样周期飞行器总质量的完全燃烧时间τ_i ⁿ代入公知的飞行器迭代制导算法中，(宇航学报，2003年9月，第24卷第5期，迭代制导在运载火箭上的运用研究，陈新民、余梦伦著)得到平滑后的第n个采样周期迭代程序角

ψ_cx ⁿ，其中

是第n个采样周期的迭代俯仰程序角输出值，ψ_cx ⁿ是第n个采样周期的迭代偏航程序角输出值。将经平滑处理的参数代入迭代制导公式运算中，得到如图3和图4中所示的平滑状输出，经平滑处理的参数代入迭代制导公式运算后，明显抑制了原始数据的抖动对迭代制导算法输出结果的影响，使控制指令连续平滑，避免频繁抖动而引起姿态失稳。

7、计算当前时刻的迭代程序角增量

Δψ_cx

通过公式组(4)计算当前时刻的迭代程序角增量

Δψ_cx

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{cx}}={\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{cx}}^n-{\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{cx}}^{n-1}---\left(4\right)$

8、限幅处理

将公式组(4)计算得到的当前时刻的迭代程序角增量Δψ_cx的绝对值与预设的角增量限幅值

Δψ_max进行比较，

Δψ_max设置为正值，根据飞行器姿态调整的方式和能力确定，需对发动机配置、推力、最大摆角、发动机推力作用点到质心距离等飞行器总体数据及飞行器姿态调整的方式和能力得到具体计算值，一般为3°/s-5°/s。

1)当|Δψ_cx|≤Δψ_max时，直接输出

Δψ_cx作为当前的迭代程序角。

2)当

|Δψ_cx|＞Δψ_max时，则对比ψ_cx ⁿ与预设的角增量限幅值

Δψ_max的大小。

(1)当

时，当前时刻的迭代俯仰程序角输出值

当

时，当前时刻的迭代俯仰程序角输出值

(2)当Δψ_cx＞Δψ_max时，当前时刻的迭代偏航程序角输出值

当Δψ_cx＜-Δψ_max时，当前时刻的迭代偏航程序角输出值

根据限幅处理后，当前时刻的迭代俯仰程序角、偏航程序角增量输出值如图5、图6所示，通过限幅，防止程序角增量超出姿态控制系统的控制能力而引起姿态失稳。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (3)

1.迭代制导下减小大姿态扰动的控制方法，其特征在于通过以下步骤实现：

第一步，通过飞行器惯性测量设备的加速度表测得第j个采样周期内飞行器体坐标系O₁X₁Y₁Z₁下正负通道的脉冲值，

其中X₁轴从飞行器质心指向头部方向为正向，Y₁轴与X₁轴垂直，在其纵向对称面X₁O₁Y₁内从飞行器质心指向上方为正向，Z₁轴与纵向对称面X₁O₁Y₁垂直，从飞行器质心指向右为正向，O₁为飞行器质心，j是自然数；

第二步，根据公式组(1)计算得到飞行器体坐标系O₁X₁Y₁Z₁下X₁、Y₁和Z₁三个方向的第j个采样周期内，飞行器惯性测量设备的加速度表采样周期Δt的视速度增量

$\mathrm{\δ}{\stackrel{\‾}{w}}_{x1}^j=K_{x+}\·P_{x+}^j-K_{x-}\·P_{x-}^j-K_{0x}\·\mathrm{\Δt}$

$\mathrm{\δ}{\stackrel{\‾}{w}}_{y1}^j=K_{y+}\·P_{y+}^j-K_{y-}\·P_{y-}^j-K_{0y}\·\mathrm{\Δt}---\left(1\right)$

$\mathrm{\δ}{\stackrel{\‾}{w}}_{z1}^j=K_{z+}\·P_{z+}^j-K_{z-}\·P_{z-}^j-K_{0z}\·\mathrm{\Δt}$

其中，K_x+、K_x-、K_y+、K_y-、K_z+、K_z-是加速度表标定得到的当量系数，K_0x、K_0y、K_0z是加速度表的零次项系数；

第三步，当j＜N时，计算

其中

为第1采样周期内到第j个采样周期的滚动累加值，N为滚动周期数，当j≥N时继续第四步；

第四步，通过公式(2)计算，得到平滑后的轴向视加速度

${\stackrel{\widehat{\·}}{W}}_{x1}^j=\frac{{({\left(\underset{1}{\overset{N}{\mathrm{\Σ}}}\mathrm{\δ}{\stackrel{\‾}{w}}_{x1}^j\right)}^2+{\left(\underset{1}{\overset{N}{\mathrm{\Σ}}}\mathrm{\δ}{\stackrel{\‾}{w}}_{y1}^j\right)}^2+{\left(\underset{1}{\overset{N}{\mathrm{\Σ}}}\mathrm{\δ}{\stackrel{\‾}{w}}_{z1}^j\right)}^2)}^{1/2}}{\mathrm{\Δtp}}---\left(2\right)$

其中，Δtp一个滚动周期时间；

第五步，利用第四步得到的轴向视加速度

根据公式(3)得到平滑后第n个采样周期飞行器总质量的完全燃烧时间

${\mathrm{\τ}}_i^n=U_i/{\stackrel{\widehat{\·}}{W}}_{x1}^j---\left(3\right)$

其中，i代表飞行器不同飞行阶段，U_i为飞行器第i个飞行阶段的等效比冲，n＝j-N；

第六步，将第五步得到的平滑后的第n个采样周期飞行器总质量的完全燃烧时间

利用飞行器迭代制导公式，得到平滑后的第n个采样周期迭代程序角

其中是第n个采样周期的迭代俯仰程序角输出值，是第n个采样周期的迭代偏航程序角输出值；

第七步，通过公式组(4)计算当前时刻的迭代程序角增量

Δψ_cx，

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{cx}}={\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{cx}}^n-{\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{cx}}^{n-1};---\left(4\right)$

其中，

是第n-1个采样周期的迭代俯仰程序角、偏航程序角输出值；

第八步，将第七步得到的当前时刻的迭代程序角增量

Δψ_cx的绝对值与预设的角增量限幅值Δψ_max进行比较，

Δψ_max为正值，

当

|Δψ_cx|≤Δψ_max时，直接输出

Δψ_cx作为当前的迭代程序角，当

|Δψ_cx|＞Δψ_max时，则进行第九步；

第九步，当

时，根据公式

输出当前时刻的迭代俯仰程序角

当

时，根据公式

输出当前时刻的迭代俯仰程序角

当Δψ_cx＞Δψ_max时，根据公式

输出当前时刻的迭代偏航程序角ψ_cx(t)，当

时，根据公式

输出当前时刻的迭代偏航程序角ψ_cx(t)。

2.根据权利要求1所述的迭代制导下减小大姿态扰动的控制方法，其特征在于：所述第三步滚动周期数N为5～100的整数。

3.根据权利要求1所述的迭代制导下减小大姿态扰动的控制方法，其特征在于：所述第四步中滚动周期时间Δtp＝N×Δt，N为滚动周期数，Δt为飞行器惯性测量设备的加速度表采样周期。

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