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

Info

Publication number
CN102645933A
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
Authority
CN
China
Prior art keywords
design
control
aircraft
loop
signal
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN2012101312798A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102645933B (zh
Inventor
顾文锦
赵红超
雷军委
陈洁
杨智勇
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Naval Aeronautical Engineering Institute of PLA
Original Assignee
Naval Aeronautical Engineering Institute of PLA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Naval Aeronautical Engineering Institute of PLA filed Critical Naval Aeronautical Engineering Institute of PLA
Priority to CN201210131279.8A priority Critical patent/CN102645933B/zh
Publication of CN102645933A publication Critical patent/CN102645933A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102645933B publication Critical patent/CN102645933B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Landscapes

  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

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
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:
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
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
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
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
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
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
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
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:
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
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
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。
CN201210131279.8A 2012-05-02 2012-05-02 飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法 Expired - Fee Related CN102645933B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201210131279.8A CN102645933B (zh) 2012-05-02 2012-05-02 飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201210131279.8A CN102645933B (zh) 2012-05-02 2012-05-02 飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102645933A true CN102645933A (zh) 2012-08-22
CN102645933B CN102645933B (zh) 2014-03-05

Family

ID=46658796

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201210131279.8A Expired - Fee Related CN102645933B (zh) 2012-05-02 2012-05-02 飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN102645933B (zh)

Cited By (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102927851A (zh) * 2012-11-20 2013-02-13 北京理工大学 一种基于轨迹在线规划的末制导方法
CN103760767A (zh) * 2014-02-11 2014-04-30 哈尔滨工程大学 一种适用于离散系统的组合滑平面控制方法
CN103994698A (zh) * 2014-05-23 2014-08-20 中国人民解放军海军航空工程学院 基于过载与角速度测量的导弹俯仰通道简单滑模控制方法
CN103994699A (zh) * 2014-05-23 2014-08-20 中国人民解放军海军航空工程学院 一种超声速导弹爬升弹道过载指令自动生成的方法
CN104298246A (zh) * 2014-09-05 2015-01-21 湖北航天技术研究院总体设计所 一种盘旋飞行轨迹的导引律设计方法及系统
CN105005311A (zh) * 2015-07-29 2015-10-28 中国人民解放军海军航空工程学院 一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法
CN105204512A (zh) * 2015-09-14 2015-12-30 北京航空航天大学 一种基于简化模型机器博弈的六自由度无人作战飞机近距格斗方法
CN106444807A (zh) * 2016-09-29 2017-02-22 湖北航天技术研究院总体设计所 一种栅格舵与侧喷流的复合姿态控制方法
CN106814626A (zh) * 2017-03-21 2017-06-09 中国人民解放军海军航空工程学院 基于模糊变结构的超声速飞行器过载指令快速跟踪方法
CN108536163A (zh) * 2018-03-15 2018-09-14 南京航空航天大学 一种单面结构环境下的动力学模型/激光雷达组合导航方法
CN109085554A (zh) * 2018-08-30 2018-12-25 衡阳市衡山科学城科技创新研究院有限公司 一种主动雷达导引头视线角零位误差估计方法及装置
CN109407690A (zh) * 2018-12-27 2019-03-01 湖北航天飞行器研究所 一种飞行器稳定控制方法
RU2711040C1 (ru) * 2019-03-29 2020-01-14 Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") Ограничитель предельных режимов полета маневренного самолета по перегрузке
CN110989648A (zh) * 2019-12-25 2020-04-10 中国人民解放军海军航空大学 一种采用校正网络代替角加速度计的飞行器过载跟踪方法
CN111045437A (zh) * 2018-10-12 2020-04-21 北京理工大学 抗高过载的一体化制导控制系统
CN111142371A (zh) * 2019-12-25 2020-05-12 中国人民解放军海军航空大学 一种采用角加速度提供阻尼的飞行器过载回路设计方法
CN112034886A (zh) * 2020-09-08 2020-12-04 中国人民解放军海军航空大学 一种采用非最小相位校正器的无人飞行器倾斜转弯方法
CN112129284A (zh) * 2020-09-10 2020-12-25 中国人民解放军海军航空大学 一种仅测量角速率的简单过载控制方法
CN113448339A (zh) * 2020-03-25 2021-09-28 中国人民解放军海军工程大学 一种基于虚拟反演的飞行器攻角跟踪控制方法
CN113759954A (zh) * 2020-06-03 2021-12-07 北京理工大学 一种针对机动目标的复合制导方法
CN113917852A (zh) * 2021-09-30 2022-01-11 北京星网宇达科技股份有限公司 一种靶机的模拟控制方法、装置、设备及存储介质
CN114200826A (zh) * 2021-11-09 2022-03-18 西北工业大学 一种超音速大机动靶标持续大过载机动高度稳定控制方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
倪少波 等: "大气层内无动力低速飞行器过载控制技术研究", 《航天控制》 *
张友安 等: "应用动态逆和三时标分离的飞航导弹过载控制离散化设计", 《吉林大学学报(工学版)》 *
顾文锦 等: "基于积分滑模的导弹过载控制稳定性研究", 《飞行力学》 *
顾文锦 等: "实现大空域机动的过载控制", 《战术导弹控制技术》 *

Cited By (37)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102927851B (zh) * 2012-11-20 2014-08-20 北京理工大学 一种基于轨迹在线规划的末制导方法
CN102927851A (zh) * 2012-11-20 2013-02-13 北京理工大学 一种基于轨迹在线规划的末制导方法
CN103760767A (zh) * 2014-02-11 2014-04-30 哈尔滨工程大学 一种适用于离散系统的组合滑平面控制方法
CN103994698A (zh) * 2014-05-23 2014-08-20 中国人民解放军海军航空工程学院 基于过载与角速度测量的导弹俯仰通道简单滑模控制方法
CN103994699A (zh) * 2014-05-23 2014-08-20 中国人民解放军海军航空工程学院 一种超声速导弹爬升弹道过载指令自动生成的方法
CN103994699B (zh) * 2014-05-23 2016-01-13 中国人民解放军海军航空工程学院 一种超声速导弹爬升弹道过载指令自动生成的方法
CN103994698B (zh) * 2014-05-23 2016-10-19 中国人民解放军海军航空工程学院 基于过载与角速度测量的导弹俯仰通道简单滑模控制方法
CN104298246A (zh) * 2014-09-05 2015-01-21 湖北航天技术研究院总体设计所 一种盘旋飞行轨迹的导引律设计方法及系统
CN105005311A (zh) * 2015-07-29 2015-10-28 中国人民解放军海军航空工程学院 一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法
CN105005311B (zh) * 2015-07-29 2018-01-30 中国人民解放军海军航空工程学院 一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法
CN105204512B (zh) * 2015-09-14 2017-10-31 北京航空航天大学 一种基于简化模型机器博弈的六自由度无人作战飞机近距格斗方法
CN105204512A (zh) * 2015-09-14 2015-12-30 北京航空航天大学 一种基于简化模型机器博弈的六自由度无人作战飞机近距格斗方法
CN106444807A (zh) * 2016-09-29 2017-02-22 湖北航天技术研究院总体设计所 一种栅格舵与侧喷流的复合姿态控制方法
CN106444807B (zh) * 2016-09-29 2019-04-12 湖北航天技术研究院总体设计所 一种栅格舵与侧喷流的复合姿态控制方法
CN106814626A (zh) * 2017-03-21 2017-06-09 中国人民解放军海军航空工程学院 基于模糊变结构的超声速飞行器过载指令快速跟踪方法
CN108536163A (zh) * 2018-03-15 2018-09-14 南京航空航天大学 一种单面结构环境下的动力学模型/激光雷达组合导航方法
CN108536163B (zh) * 2018-03-15 2021-04-16 南京航空航天大学 一种单面结构环境下的动力学模型/激光雷达组合导航方法
CN109085554A (zh) * 2018-08-30 2018-12-25 衡阳市衡山科学城科技创新研究院有限公司 一种主动雷达导引头视线角零位误差估计方法及装置
CN109085554B (zh) * 2018-08-30 2021-03-30 衡阳市衡山科学城科技创新研究院有限公司 一种主动雷达导引头视线角零位误差估计方法及装置
CN111045437A (zh) * 2018-10-12 2020-04-21 北京理工大学 抗高过载的一体化制导控制系统
CN109407690A (zh) * 2018-12-27 2019-03-01 湖北航天飞行器研究所 一种飞行器稳定控制方法
RU2711040C1 (ru) * 2019-03-29 2020-01-14 Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") Ограничитель предельных режимов полета маневренного самолета по перегрузке
CN110989648B (zh) * 2019-12-25 2022-04-01 中国人民解放军海军航空大学 一种采用校正网络代替角加速度计的飞行器过载跟踪方法
CN111142371A (zh) * 2019-12-25 2020-05-12 中国人民解放军海军航空大学 一种采用角加速度提供阻尼的飞行器过载回路设计方法
CN110989648A (zh) * 2019-12-25 2020-04-10 中国人民解放军海军航空大学 一种采用校正网络代替角加速度计的飞行器过载跟踪方法
CN111142371B (zh) * 2019-12-25 2023-04-07 中国人民解放军海军航空大学 一种采用角加速度提供阻尼的飞行器过载回路设计方法
CN113448339A (zh) * 2020-03-25 2021-09-28 中国人民解放军海军工程大学 一种基于虚拟反演的飞行器攻角跟踪控制方法
CN113448339B (zh) * 2020-03-25 2022-07-01 中国人民解放军海军工程大学 一种基于虚拟反演的飞行器攻角跟踪控制方法
CN113759954B (zh) * 2020-06-03 2023-10-17 北京理工大学 一种针对机动目标的复合制导方法
CN113759954A (zh) * 2020-06-03 2021-12-07 北京理工大学 一种针对机动目标的复合制导方法
CN112034886B (zh) * 2020-09-08 2022-06-28 中国人民解放军海军航空大学 一种采用非最小相位校正器的无人飞行器倾斜转弯方法
CN112034886A (zh) * 2020-09-08 2020-12-04 中国人民解放军海军航空大学 一种采用非最小相位校正器的无人飞行器倾斜转弯方法
CN112129284B (zh) * 2020-09-10 2022-09-30 中国人民解放军海军航空大学 一种仅测量角速率的简单过载控制方法
CN112129284A (zh) * 2020-09-10 2020-12-25 中国人民解放军海军航空大学 一种仅测量角速率的简单过载控制方法
CN113917852A (zh) * 2021-09-30 2022-01-11 北京星网宇达科技股份有限公司 一种靶机的模拟控制方法、装置、设备及存储介质
CN113917852B (zh) * 2021-09-30 2024-04-26 北京星网宇达科技股份有限公司 一种靶机的模拟控制方法、装置、设备及存储介质
CN114200826A (zh) * 2021-11-09 2022-03-18 西北工业大学 一种超音速大机动靶标持续大过载机动高度稳定控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN102645933B (zh) 2014-03-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102645933B (zh) 飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法
CN102425980B (zh) 利用加速度计实现过载驾驶仪的控制方法
CN108873929B (zh) 一种固定翼飞机自主着舰方法及系统
CN102508493B (zh) 一种小型无人飞行器飞行控制方法
CN109689499B (zh) 用于稳健干扰抑制的分布式加速度感测
CN108152529A (zh) 一种基于飞行参数计算风速及风向的方法
CN102591212B (zh) 一种时变测量延迟输出信号飞行器纵向运动状态观测方法
CN102506892B (zh) 一种光流多传感器和惯导器件信息融合配置方法
CN108803639A (zh) 一种基于反步法的四旋翼飞行器飞行控制方法
CN108153323A (zh) 一种高空无人飞行器高精度再入制导方法
CN103217981A (zh) 一种基于积分变结构控制的四旋翼飞行器速度控制方法
CN105425812A (zh) 一种基于双模型下的无人机自动着舰轨迹控制方法
CN114624999A (zh) 一种固体火箭一级分离体落区控制系统及方法
CN104503258B (zh) 基于光缆敷设的共轴双旋翼无人直升机建模方法
CN106681337B (zh) 基于奇次滑模的平流层飞艇定高飞行控制方法
CN104391364A (zh) 基于光缆敷设的共轴双旋翼无人直升机参数辨识试验系统
Thorpe et al. Measurement of unsteady gusts in an urban wind field using a uav-based anemometer
Seher-Weiss et al. EC135 system identification for model following control and turbulence modeling
Yoon et al. Pursuit guidance law and adaptive backstepping controller design for vision-based net-recovery UAV
Haering et al. Airborne shaped sonic boom demonstration pressure measurements with computational fluid dynamics comparisons
Gu et al. Autonomous formation flight–design and experiments
Tian et al. UAS-based wind estimation using sinusoidal gust model
CN114137999A (zh) 固定翼飞行器横侧向通道控制方法及装置
Nshuti et al. Modeling, Simulation and Flight Testing to Support Proof of a Stratospheric Dual Aircraft Platform Concept
Miyazawa et al. Flight control system for the automatic landing flight experiment

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20140305

Termination date: 20150502

EXPY Termination of patent right or utility model