CN102645933A - 飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法 - Google Patents

飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法 Download PDF

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CN102645933A CN2012101312798A CN201210131279A CN102645933A CN 102645933 A CN102645933 A CN 102645933A CN 2012101312798 A CN2012101312798 A CN 2012101312798A CN 201210131279 A CN201210131279 A CN 201210131279A CN 102645933 A CN102645933 A CN 102645933A
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Abstract

本发明公开了一种飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法，采用惯导的线加速度计和角速度计的组合量作为控制量，通过数学方程的重构，解决了过载控制非最小相位系统的技术难点，完全实现了飞行全程攻角和侧滑角的渐近稳定，适用于超音速飞行器实现大空域变轨、小空域非平面机动的飞行控制，本发明的组合过载控制方法结构直观，设计简单，完全满足工程应用。

Description

飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法
技术领域
本发明涉及一种飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法，属于超音速飞行器控制技术领域，适用于飞行器实现大空域（高度0-25千米，侧向                                                
Figure 487760DEST_PATH_IMAGE001
千米）变轨、小空域非平面机动（螺旋、摆式、蛇行及其各种组合的机动）的飞行控制。该发明结构简单，仅使用惯导和高度表两种传感器就可完成任务。为适应发动机的工作要求，其攻角和侧滑角可根据需要控制在6°以内不同的范围。
背景技术
纯过载控制不能应用于飞行器的控制，因为它是一个非最小相位系统，也就是不能解决姿态角稳定问题。经典内外环式的过载控制方法已经大量的应用于地空和空空导弹，但它是一种临界非最小相位系统，仅能应用于某一个空域，不适用于大空域机动的导弹控制。
例如，现有的过载控制方法包括有以下几种类型：
Figure 30736DEST_PATH_IMAGE002
过载控制方法、
Figure 388424DEST_PATH_IMAGE003
过载控制方法、过载控制方法、过载控制方法，这几种控制方法存在的缺陷是：
经典
Figure 778320DEST_PATH_IMAGE002
过载控制方法不能适合于大空域变轨，另外，过载对其指令的响应速度比角速度对其指令的响应速度慢得多，因此该控制方法具有响应速度慢的缺点；
Figure 885953DEST_PATH_IMAGE003
过载控制方法需要对攻角进行测量，就要安装攻角传感器，增加了控制系统的制造成本。许多飞行器由于受条件的限制无法安装攻角传感器，而且在有风干扰时，计算得出的攻角不能反应真实的攻角，即计算不准确，所以，测量攻角的处理方法在工程应用中存在较大的缺陷；
Figure 343479DEST_PATH_IMAGE004
过载控制方法，角加速度
Figure 954589DEST_PATH_IMAGE006
是姿态角的二阶导数，要准确测量该信号则要求角加速度计灵敏度很高；角加速度计很容易受到干扰信号的影响，当干扰信号大或导弹进行大机动飞行时角加速度信号测量很不准确；所以说，
Figure 104948DEST_PATH_IMAGE004
过载控制方法在工程应用中也存在局限性；
Figure 431368DEST_PATH_IMAGE005
过载控制方法需要测量角加速度信号，而角加速度信号的测量很不准确，在工程应用中也存在局限性；另外，该方法需要的测量装置数量多，提高了飞行器控制系统的制造成本。
发明内容
本发明的目的是提供一种飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法，该方法是一种无角加速度计的过载控制技术，只要应用惯导系统提供的线加速度信号和角速度信号的组合量，就可完成大空域、小攻角和小侧滑角的三维空间机动飞行。
本发明技术方案包括以下步骤： 
步骤1：组合过载控制的设计条件，即本发明技术方案的组合过载控制原理：
应用组合量解决过载控制的非最小相位系统，并由此推出控制系统的设计条件。以俯仰通道为例，已知俯仰动力学模型是：
Figure 427006DEST_PATH_IMAGE007
                                                    
Figure 158202DEST_PATH_IMAGE008
 （1）
和舵机方程：
   
Figure 479462DEST_PATH_IMAGE009
                                                                    （2）
式中，
Figure 30529DEST_PATH_IMAGE010
为攻角，
Figure 33120DEST_PATH_IMAGE011
为俯仰角速度，
Figure 618822DEST_PATH_IMAGE012
为俯仰舵偏角，为舵系统的带宽，
Figure 149346DEST_PATH_IMAGE014
为控制输入信号，
Figure 755296DEST_PATH_IMAGE015
为法向过载，
Figure 195504DEST_PATH_IMAGE016
为飞行速度，
Figure 858567DEST_PATH_IMAGE017
为重力加速度，、
Figure 728620DEST_PATH_IMAGE019
、
Figure 288914DEST_PATH_IMAGE020
、
Figure 857299DEST_PATH_IMAGE021
和
Figure 135833DEST_PATH_IMAGE022
为导弹的动力系数。
上述（1）式与（2）式表示的系统具有不稳定的零动态，表明采用过载量
Figure 80656DEST_PATH_IMAGE015
控制系统，其攻角为不稳定输出。本发明采用飞行器惯导系统提供的角速度信号和线加速度信号组成一个误差组合输出量：
   
Figure 492527DEST_PATH_IMAGE023
                                                                   （3）
把（1）、（2）方程重构为：
   
Figure 231813DEST_PATH_IMAGE024
                                                            （4）
该重构模型的阶次是
Figure 732064DEST_PATH_IMAGE025
，对输出
Figure 480577DEST_PATH_IMAGE026
的相对度为
Figure 749885DEST_PATH_IMAGE027
，则第1式为精确线性化部分，而第2式为零动态部分，设计的
Figure 925651DEST_PATH_IMAGE028
，保证了零动态为Hurwitz方程。因此只要保证精确线性化部分渐近稳定，即组合输出量
Figure 913199DEST_PATH_IMAGE029
，则第2式零动态方程中的
Figure 137506DEST_PATH_IMAGE010
为渐近稳定，从而解决了非最小相位系统问题。在重构过程中，得到的（3）、（4）式中的各个符号计算公式是：
   
Figure 526900DEST_PATH_IMAGE030
                                                                         （5）
      
Figure 876497DEST_PATH_IMAGE031
                                                                 （6）
                                                                      （7）
      
Figure 176077DEST_PATH_IMAGE033
                                                       （8）
      
Figure 419977DEST_PATH_IMAGE034
                                                               （9）
  (10)
解决了非最小相位系统问题后，整个系统就变成精确线性部分的渐近稳定设计问题，本发明采用滑模变结构方法来解决
Figure 899685DEST_PATH_IMAGE036
的稳定设计：
取切换函数为：
Figure 528113DEST_PATH_IMAGE037
                    （11）
设计变结构控制律：
                                                                 （12）
其中：
Figure 312060DEST_PATH_IMAGE039
为符号函数，柔化系数为：
   
Figure 495916DEST_PATH_IMAGE040
                                                                      （13）
其中：和
Figure 146526DEST_PATH_IMAGE042
为两个待设计的正常数，
Figure 5898DEST_PATH_IMAGE043
为变结构滑模控制的设计参数，必须满足滑模可达条件：
   
Figure 614734DEST_PATH_IMAGE044
                                                      （14）
和滑模存在条件：
   
Figure 584964DEST_PATH_IMAGE045
                                              （15） 。
步骤2：俯仰通道和航向通道稳定回路的控制设计：
俯仰通道和航向通道的组合过载控制的原理完全一致。以俯仰通道为例，步骤1提供的原理可以由附图1所示的飞行器组合过载稳定回路结构原理图来表示。图中由惯导系统中的线加速度传感器和角速度传感器测量弹体的法向加速度和角速度信号，送入控制器，根据方程（11）、（12）形成控制信号送给舵机，产生舵偏角信号
Figure 753482DEST_PATH_IMAGE012
，控制弹体作相应的运动；其中，六个稳定回路设计参数，，
Figure 878935DEST_PATH_IMAGE049
，，和
Figure 37887DEST_PATH_IMAGE042
可以应用(3）-(15)式分别确定，但只能确定一个范围，精确的设计只能在步骤3中完成。
步骤3：俯仰通道和航向通道稳定回路的参数设计：
在飞行器飞行轨迹的全程选取10－12个特征点，对每个特征点进行时域分析和频域分析，使由步骤2设计的六个稳定回路设计参数完全满足期望的时域和频域性能指标。
步骤4：俯仰通道和航向通道控制回路的控制设计：
俯仰通道控制回路又称高度控制回路。航向通道控制回路又称航向控制回路，其原理基本一致，只是其中的高度表测量高度信号H改变为惯导测量横向位移信号。以俯仰通道控制回路为例，其控制原理图见附图2所示，由高度表测量高度信号H，经过PD控制环节和校正滤波器后分别产生高空平飞指令和低空平飞指令。当发出平飞指令1时将高空平飞指令接通送入步骤2的稳定回路；当发出平飞指令2时将低空平飞指令接通送入步骤2的稳定回路。由惯导系统测量飞行器运动参数，通过虚拟目标比例导引计算得到爬升或降高时的控制信号，当发出爬升或降高指令时将控制信号接通送入步骤2的稳定回路，以实现任意高度之间的变轨，保证飞行器完成各阶段飞行任务。
其中，图中四个控制回路参数
Figure 478061DEST_PATH_IMAGE051
和两个校正滤波器
Figure 345523DEST_PATH_IMAGE052
和
Figure 461246DEST_PATH_IMAGE053
，由各个特征点时域仿真分析确定。
采用虚拟目标比例导引方法对爬升/降高弹道进行设计,使指战员能根据作战现场战术确定高度上任一点到另外任一点的变轨机动，它突破了程序弹道的从固定点到另一固定点的机动方式。
步骤5：俯仰通道和航向通道制导回路的控制设计：
在上述俯仰通道控制回路基础上加入导引头、导引规律和末端机动一体化模型算法，即组成了俯仰通道制导回路。
本设计采用双制导雷达体制，即俯仰和航向都采用导引头；这时，俯仰通道和航向通道制导回路基本一样。以俯仰通道为例，俯仰通道制导回路的结构原理图见附图3所示。由惯导系统测量飞行器的位置和速度参数，通过末端机动一体化模型计算得到末端机动控制信号，当发出末端机动指令时接通末端机动控制信号，送入步骤4的控制回路，作为变轨过载控制指令；飞行器先机动后导引，位置和速度参数送入导引头，同时导引头测量目标运动参数，通过导引规律计算得到导引信号，飞行器进行末端机动后发出末制导雷达指令，接通导引信号，送入步骤4的控制回路，作为变轨过载控制指令。采用常规的时域分析方法完成俯仰通道制导回路设计，确定一体化模型和导引规律的各项参数。
步骤6：滚动通道控制系统的控制设计：
滚动通道利用惯导测量的滚动角，实现滚动角的稳定作用，因此滚动通道控制系统设计实际上是稳定回路的设计，可以按照常规方法设计。飞行全程选取10－12个特征点，对每个特征点进行时域分析和频域分析，以确定滚动通道的设计参数。
步骤7：飞行器全弹道飞行的控制设计： 
在上述步骤2至步骤6中的三个通道设计的基础上，设计飞行器全弹道飞行的控制指令，完成飞行器全弹道飞行的数学仿真分析。在完成各种干扰和鲁棒性分析中，对从步骤4至步骤6设计的设计参数进行最后的确定。应该注意的是稳定回路的设计参数，在它后续的设计步骤中不允许随意作任何的变化。
下面结合附图及具体实施例对本发明的控制方法进行详细描述。
附图说明
附图1-本发明组合过载控制的俯仰通道稳定回路结构原理图；
附图2-本发明组合过载控制的俯仰通道控制回路结构原理图；
附图3-本发明组合过载控制的俯仰通道制导回路结构原理图。
    具体实施方式
由附图1可知，整个俯仰通道稳定回路的设计参数有6个：
Figure 363343DEST_PATH_IMAGE047
，
Figure 906320DEST_PATH_IMAGE048
，
Figure 526657DEST_PATH_IMAGE049
，
Figure 180492DEST_PATH_IMAGE043
，
Figure 140358DEST_PATH_IMAGE041
和
Figure 854236DEST_PATH_IMAGE042
。飞行器飞行全程可取10－12个特征点，对每个特征点，设计公式参见上述（1）式至（15）式，计算顺序如下。
根据（5）式求出
Figure 699220DEST_PATH_IMAGE047
，
Figure 156746DEST_PATH_IMAGE048
，而
Figure 33435DEST_PATH_IMAGE049
的选择只要保证
Figure 918215DEST_PATH_IMAGE054
尽快趋近于零，其中的（5）式保证了，即保证重构后的零动态为渐近稳定的，又保证了导弹平飞时具有一个渐近稳定的正攻角；
根据（6）和（7）式，计算
Figure 508782DEST_PATH_IMAGE055
和
Figure 239978DEST_PATH_IMAGE056
；
分别按（8）、（9）和（10）式计算重构模型参数
Figure 295658DEST_PATH_IMAGE057
，，
Figure 174283DEST_PATH_IMAGE059
，
Figure 697668DEST_PATH_IMAGE060
，和
Figure 228192DEST_PATH_IMAGE062
；
根据（14）和（15）式计算
Figure 831212DEST_PATH_IMAGE043
。
以上计算中，只能给出参数
Figure 271421DEST_PATH_IMAGE047
，
Figure 934483DEST_PATH_IMAGE048
，
Figure 460142DEST_PATH_IMAGE049
，
Figure 869783DEST_PATH_IMAGE043
的选择范围，需要在时域分析和频域分析中反复试凑析，才能取得一组合适的设计参数。在15米到15000米飞行高度范围内，要保证一套参数（
Figure 164498DEST_PATH_IMAGE047
，
Figure 998462DEST_PATH_IMAGE048
，
Figure 11417DEST_PATH_IMAGE049
，
Figure 956239DEST_PATH_IMAGE043
，
Figure 371040DEST_PATH_IMAGE063
）不变而具有优良的性能是很困难的。在一般情况下，在高度10000米左右的特征点上，要对这一套参数进行指令控制下的变参数，才能保证稳定回路在整个飞行中具有良好的性能。
柔化系数
Figure 375905DEST_PATH_IMAGE063
采用试凑法，在特征点设计阶段确定。
时域分析的内容包括：
（1）过载跟踪能力检查：在期望攻角限制下的最大过载时域响应；
（2）单位阶跃函数作用下的响应，主要包括：
(a)切换函数
Figure 876157DEST_PATH_IMAGE054
的时域响应； 
(b)角速度的时域响应；
(c)攻角的时域响应；
（3）气动参数拉偏情况下的鲁棒性检验。
航向通道稳定回路的设计与纵向通道的设计基本一致。
由附图2可知，俯仰通道控制回路是以稳定回路为基础，再加上三个高度控制过载量部分（高平飞；低平飞；爬升或降高）所组成。由高度表测量高度信号H，经过PD控制环节和校正滤波器后分别产生高空平飞指令和低空平飞指令。当发出平飞指令1时将高空平飞指令接通送入的稳定回路的过载量输入端，控制导弹完成高空平飞弹道；当发出平飞指令2时将低空平飞指令接通送入稳定回路的过载量输入端，控制导弹完成低空平飞弹道。由惯导系统测量弹体运动参数，通过虚拟目标比例导引计算得到爬升或降高时的控制信号，当发出爬升指令或者降高指令时分别将控制信号接通送入稳定回路的过载量输入端，控制导弹完成爬升过程和降高过程，从而保证导弹完成各阶段的飞行任务。
在控制回路设计中，针对10-12个特征点采用时域分析法，确定高度控制过载量部分的设计参数和两个校正滤波器
Figure 891047DEST_PATH_IMAGE052
和
Figure 66814DEST_PATH_IMAGE053
。
航向通道控制回路的设计与俯仰通道的设计相类似，只是高度表测量的高度信号由惯导测量的横向质心位移信号所代替。
由附图3可知，俯仰通道制导回路是在控制回路的基础上，再加上末端机动一体化模型、导引头和导引规律所组成。由惯导系统测量导弹的位置和速度参数，通过末端机动一体化模型计算得到末端机动控制信号，当发出末端机动指令时接通末端机动控制信号，送入控制回路作为变轨过载控制指令。导弹先进行末端机动后进行导引，位置和速度参数送入导引头，同时导引头测量目标运动参数，通过导引规律计算得到导引信号，导弹进行末端机动后发出末制导雷达指令，接通导引信号，送入控制回路作为变轨过载控制指令，控制导弹最终命中目标。
采用常规的时域分析方法进行导弹全弹道飞行的数学仿真分析，根据最大过载量限制选取末端机动一体化模型参数，通过仿真试凑方法确定导引规律参数，保证导弹进行末端机动后能够最终命中目标。
本发明技术方案的有益效果：
1、近空间飞行器采用过载控制体制将比姿态控制具有更好的控制策略；
在近空间，飞行器的（过载控制基于的）重力场非常稳定，但（姿态控制基于的）空气密度变化非常大。下述表1提供了临近空间气压、密度和重力加速度随高度的变化情况。从表上可知空气的密度随高度的变化非常激烈，但重力加速度在50千米以下只有小数后两位的变化，50千米以上才出现小数后一位的变化。因此，姿态控制对飞行的高度非常敏感，而基于重力加速度的过载控制将能显得非常稳定。例如同一个飞行器作水平直线飞行，在100米高度上需要俯仰舵上偏1度的话，在10000米高度上就需要俯仰舵上偏4到5度才行。但从过载控制来看，只要期望向上过载控制为一个重力加速度，就可实现水平飞行，不管高度是100米，还是50千米。因此在控制策略上，过载控制要远比姿态控制简单得多。
 
Figure 54361DEST_PATH_IMAGE065
 2、本发明解决了过载控制非最小相位系统的技术难点；
过载控制应用的技术难点是非最小相位系统问题，也就是一般的控制过载不能实现攻角（侧滑角）的稳定。本发明采用角速度/线加速度的组合信号，通过控制方程的重构，解决了这个难点，在本质上能保证攻角（侧滑角）的渐近稳定，这为过载控制的应用扫除了障碍。
3、本发明组合仅使用惯导提供的角速度/线加速度信号，不需要攻角（侧滑角）的测量；
目前的过载控制方法，除了惯导以外，还必须应用攻角（侧滑角）的测量、或者应用角加速度的测量，成本高，增加了体积和工艺难度。本发明仅仅用惯导的角速度/线加速度信号就可以完成，因此结构简单，使用方便。
4、本发明的控制原理清楚，结构简易；
本发明回避了复杂的非最小相位系统问题的理论推导和证明，通过附图1至附图3提供的各控制原理图能完全表达出独特的设计思想，其中，本发明的步骤2和步骤3完成了附图1的稳定回路设计，它是组合过载控制的核心；本发明的步骤4完成了附图2的控制回路设计，既能保证飞行器在巡航段实现变轨，又能控制攻角和侧滑角限制在一个允许的稳定范围；本发明的步骤5完成了附图3的制导回路设计，能保证飞行器在末端飞行段实现各种非平面机动飞行，例如蛇行、摆式和螺旋以及它们的组合机动。完成了这三个控制原理的设计分析步骤，即完成了本发明的全部设计。

Claims (1)

1.一种飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法，其特征是包括以下步骤：
步骤1：组合过载控制的设计条件
已知俯仰动力学模型是：
Figure 476305DEST_PATH_IMAGE001
                                                                     
Figure 475485DEST_PATH_IMAGE002
 （1）
和舵机方程：
 
Figure 697519DEST_PATH_IMAGE003
                                                                                       （2）
式中，
Figure 47729DEST_PATH_IMAGE004
为攻角，
Figure 13411DEST_PATH_IMAGE005
为俯仰角速度，
Figure 132677DEST_PATH_IMAGE006
为俯仰舵偏角，
Figure 322349DEST_PATH_IMAGE007
为舵系统的带宽，
Figure 159855DEST_PATH_IMAGE008
为控制输入信号，为法向过载，
Figure 900071DEST_PATH_IMAGE010
为飞行速度，
Figure 198328DEST_PATH_IMAGE011
为重力加速度，
Figure 585447DEST_PATH_IMAGE012
、、
Figure 721210DEST_PATH_IMAGE014
、和
Figure 2467DEST_PATH_IMAGE016
为导弹的动力系数，
采用飞行器的惯导提供的角速度信号和线加速度信号组成一个误差组合输出量：
Figure 175960DEST_PATH_IMAGE017
                                                                                        （3）
把方程（1）、（2）重构为：
Figure 124324DEST_PATH_IMAGE018
                                                                                （4）
该重构模型的阶次是
Figure 27033DEST_PATH_IMAGE019
，对输出
Figure 60849DEST_PATH_IMAGE020
的相对度为
Figure 710136DEST_PATH_IMAGE021
，则第1式为精确线性化部分，而第2式为零动态部分，设计的，在重构过程中，得到的方程（3）、（4）中的各个符号计算公式是：
 
Figure 651864DEST_PATH_IMAGE023
                                                                                               （5）
Figure 172975DEST_PATH_IMAGE024
                                                                                      （6）
Figure 360374DEST_PATH_IMAGE025
                                                                                     （7）
Figure 283331DEST_PATH_IMAGE026
                                                                            （8）
Figure 530772DEST_PATH_IMAGE027
                                                                                       （9）
Figure 536250DEST_PATH_IMAGE028
    (10)
再采用滑模变结构方法进行的稳定设计：
取切换函数为：
Figure 304803DEST_PATH_IMAGE030
                             （11）
设计变结构控制律：
 
Figure 723146DEST_PATH_IMAGE031
                                                                                （12）
其中：为符号函数，柔化系数为：
Figure 810368DEST_PATH_IMAGE033
                                                                                           （13）
其中：和
Figure 31582DEST_PATH_IMAGE035
为两个待设计的正常数，
Figure 14581DEST_PATH_IMAGE036
为滑模变结构控制的设计参数，必须满足滑模可达条件：
                                                                        （14）
和滑模存在条件：
                                                             （15）
步骤2：俯仰通道和航向通道稳定回路的控制设计：
由惯导系统中的线加速度传感器和角速度传感器测量弹体的法向加速度和角速度信号，送入控制器，根据方程（11）、（12）形成控制信号
Figure 856745DEST_PATH_IMAGE039
送给舵机，产生舵偏角信号
Figure 999144DEST_PATH_IMAGE006
，控制弹体作相应的运动；
其中，六个稳定回路设计参数
Figure 135727DEST_PATH_IMAGE040
，
Figure 476710DEST_PATH_IMAGE041
，，
Figure 427666DEST_PATH_IMAGE036
，
Figure 122868DEST_PATH_IMAGE034
和
Figure 583937DEST_PATH_IMAGE035
可以应用步骤1中的(3）-(15)式分别初步确定；
步骤3：俯仰通道和航向通道稳定回路的参数设计：
在飞行器飞行轨迹的全程选取10－12个特征点，对每个特征点进行时域分析和频域分析，使由步骤2设计的六个稳定回路设计参数完全满足期望的时域和频域性能指标；
步骤4：俯仰通道和航向通道控制回路的控制设计：
由高度表测量高度信号H，经过PD控制环节和校正滤波器后分别产生高空平飞指令和低空平飞指令，当发出平飞指令1时将高空平飞指令接通送入步骤2的稳定回路，当发出平飞指令2时将低空平飞指令接通送入步骤2的稳定回路，由惯导系统测量飞行器运动参数
Figure 951464DEST_PATH_IMAGE043
，通过虚拟目标比例导引计算得到爬升或降高时的控制信号，当发出爬升或降高指令时将控制信号接通送入步骤2的稳定回路；
其中，四个控制回路参数
Figure 865193DEST_PATH_IMAGE044
和两个校正滤波器和
Figure 987050DEST_PATH_IMAGE046
，由各个特征点的时域仿真分析确定；
步骤5：俯仰通道和航向通道制导回路的控制设计：
由惯导系统测量飞行器的位置和速度参数，通过末端机动一体化模型计算得到末端机动控制信号，当发出末端机动指令时接通末端机动控制信号，送入步骤4的控制回路，作为变轨过载控制指令；飞行器先机动后导引，位置和速度参数送入导引头，同时导引头测量目标运动参数，通过导引规律计算得到导引信号，当发出末制导雷达指令时接通导引信号，送入步骤4的控制回路，作为变轨过载控制指令；采用时域仿真分析方法完成制导回路的控制设计；
步骤6：滚动通道控制系统的控制设计：
滚动通道控制系统的控制设计按照常规的设计方法进行；
步骤7：飞行器全弹道飞行的控制设计：
在上述步骤2至步骤6中的三个通道设计的基础上，设计飞行器全弹道飞行的控制指令，完成飞行器全弹道飞行的数学仿真分析。
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