CN105005311A - 一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法 - Google Patents
一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明公开了一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法,包括同步系统的构造;误差系统同步控制律的设计;同步系统反演滑模跟踪器的设计;简化弹体模型的连续仿真验证;气动参数摄动下的鲁棒性检验与参数调整。本发明采用攻角与角速度的测量,配合同步系统的控制技术,提高了系统的抗干扰能力,而且减少了控制器对飞行器气动参数标称信息的依赖。本发明由于同步系统的巧妙构造,使得控制器完全不需要依赖飞行器气动参数的标称信息,而且对未知干扰有很强的鲁棒性。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器俯仰通道攻角跟踪与控制技术领域,具体涉及一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法。
背景技术
飞行器控制一般可以分为内回路与外回路设计。外回路是在内回路稳定设计的基础上,对飞行器的质心加以控制。因此内回路是飞行器稳定至关重要的核心回路。
内回路比较成熟的设计方法有姿态稳定回路、过载稳定回路。但近年来,由于飞行器速度的增大,以及控制精度要求的提高,尤其是攻角测量与传感技术的发展,基于攻角可测的攻角稳定回路设计,也具有越来越大的工程应用价值。
发明内容
本发明的主要目的之一在于提供一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法,本发明计算过程简单,容易实现。
本发明提供一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法,步骤包括:
S1:采用攻角传感器测量飞行器攻角α,采用速率陀螺仪测量导弹的俯仰角速率ωz,控制器根据测量信号构成攻角同步跟踪控制器,给出输出控制信号uc,输送给舵机,通过舵机控制飞行器攻角信号α跟踪期望值αd;
S2:得到飞行器在某一特征点附近的线性化模型,该模型为二阶系统,如下所示:
S3:根据S2中所述二阶系统,进行同步系统的构造与参数选取,构造二阶同步系统如下:
S4:根据所述步骤S2及S3中飞行器简化二阶线性系统模型与同步系统,定义误差变量如下:
得到误差系统的模型如下:
设计同步控制律如下:
通过设计合适参数kα1,kα2,kω1,kω2使得同步控制器实现同步功能;
S5:针对所述二阶同步系统,设计同步系统跟踪控制器:
设定攻角期望信号为αd,定义误差信号为首先设计滑模面
对所述滑模面求导得:
设计同步系统的跟踪控制器为:
通过调节参数ks1,ks2,ks3,ks4,实现同步系统的攻角跟踪功能;
S6:完成所述同步系统跟踪控制器参数设定后,对所述控制器进行气动参数鲁棒性检验及参数调整。
进一步的,所述步骤S5具体包括:完成所述控制器参数设计后,将气动参数按照标称值整体增大a%或者缩小a%;
控制器参数大小不变,分析气动参数摄动对该组参数控制效果的影响情况;
如果气动参数摄动后,系统不稳定,则需要进行参数调整,并重新进行控制参数鲁棒性检验,直至参数调整至鲁棒性检验满足要求为止。
本发明的有益效果在于,本发明提供的基于攻角与角速度测量的飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法,采用攻角的传感测量,配合速率陀螺仪测量飞行器俯仰角速度技术,与同类控制方法相比具有更好的鲁棒性,更高的攻角控制精度,而且完全不依赖于气动参数的精确信息,尤其适用于对攻角控制精确要求较高的高超声速飞行器控制。
附图说明
图1所示为本发明所提供的方法系统的总体控制框图。
图2所示为本发明所提供的方法实施例1的跟踪控制器δz仿真曲线图。
图3所示为本发明所提供的方法实施例1的飞行器攻角α仿真曲线图。
图4所示为本发明所提供的方法实施例1的飞行器攻角估计值仿真曲线图。
图5所示为本发明所提供的方法实施例1的导弹的俯仰角速率ωz仿真曲线图。
图6所示为本发明所提供的方法实施例1的导弹的俯仰角速率估计值仿真曲线图。
图7所示为本发明所提供的方法实施例2的跟踪控制器δz仿真曲线图。
图8所示为本发明所提供的方法实施例2的飞行器攻角α仿真曲线图。
图9所示为本发明所提供的方法实施例2的飞行器攻角估计值仿真曲线图。
图10所示为本发明所提供的方法实施例2导弹的俯仰角速率ωz仿真曲线图。
图11所示为本发明所提供的方法实施例2的导弹的俯仰角速率估计值仿真曲线图。
图12所示为本发明所提供的方法实施例3的跟踪控制器δz仿真曲线图。
图13所示为本发明所提供的方法实施例3的飞行器攻角α仿真曲线图。
图14所示为本发明所提供的方法实施例3的飞行器攻角估计值仿真曲线图。
图15所示为本发明所提供的方法实施例3的导弹的俯仰角速率ωz仿真曲线图。
图16所示为本发明所提供的方法实施例3的导弹的俯仰角速率估计值仿真曲线图。
具体实施方式
下文将结合具体附图详细描述本发明具体实施例。应当注意的是,下述实施例中描述的技术特征或者技术特征的组合不应当被认为是孤立的,它们可以被相互组合从而达到更好的技术效果。
如图1所示,本发明提供一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法,步骤包括:
S1:采用攻角传感器测量飞行器攻角α,采用速率陀螺仪测量导弹的俯仰角速率ωz,控制器根据测量信号构成攻角同步跟踪控制器,给出输出控制信号uc,输送给舵机,通过舵机控制飞行器攻角信号α跟踪期望值αd;
S2:得到飞行器在某一特征点附近的线性化模型,该模型为二阶系统,如下所示:
S3:根据S2中所述二阶系统,进行同步系统的构造与参数选取,构造二阶同步系统如下:
S4:根据所述步骤S2及S3中飞行器简化二阶线性系统模型与同步系统,定义误差变量如下:
得到误差系统的模型如下:
设计同步控制律如下:
通过设计合适参数kα1,kα2,kω1,kω2使得同步控制器实现同步功能;
S5:针对所述二阶同步系统,设计同步系统跟踪控制器:
设定攻角期望信号为αd,定义误差信号为首先设计滑模面
对所述滑模面求导得:
设计同步系统的跟踪控制器为:
通过调节参数ks1,ks2,ks3,ks4,实现同步系统的攻角跟踪功能;
S6:完成所述同步系统跟踪控制器参数设定后,对所述控制器进行气动参数鲁棒性检验及参数调整。
进一步的,所述步骤S5具体包括:完成所述控制器参数设计后,将气动参数按照标称值整体增大a%或者缩小a%;
控制器参数大小不变,分析气动参数摄动对该组参数控制效果的影响情况;
如果气动参数摄动后,系统不稳定,则需要进行参数调整,并重新进行控制参数鲁棒性检验,直至参数调整至鲁棒性检验满足要求为止。
实施例:
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白,以下结合实施例,对本发明进行进一步详细说明。应当理解,此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明,并不用于限定本发明。
按照上述步骤,选取某特征点参数如下:α25=-167.87;α35=0.243;α24=-193.65;α34=1.584;选取控制器参数如下:ka1=30,ka2=0.1,kw1=30,kw2=0.1,ks1=7,ks2=12,ks3=2,ks4=5/57.3,ξ=0.2;
实施例1:首先在无参数摄动情况下进行仿真,得到:跟踪控制器δz仿真曲线图如图2所示;飞行器攻角α仿真曲线图如图3所示;飞行器攻角估计值仿真曲线图如图4所示;导弹的俯仰角速率ωz仿真曲线图如图5所示;导弹的俯仰角速率估计值仿真曲线图如图6所示。
实施例2:然后考虑在有参数摄动情况下进行仿真,取变动参数aijb=aijd,其中aij为上文标称值,d为摄动参数。当摄动参数d=2时,得到:跟踪控制器δz仿真曲线图如图7所示;飞行器攻角α仿真曲线图如图8所示;飞行器攻角估计值仿真曲线图如图9所示;导弹的俯仰角速率ωz仿真曲线图如图10所示;导弹的俯仰角速率估计值仿真曲线图如图11所示。
实施例3:当摄动参数d=0.05时,得到:跟踪控制器δz仿真曲线图如图12所示;飞行器攻角α仿真曲线图如图13所示;飞行器攻角估计值仿真曲线图如图14所示;导弹的俯仰角速率ωz仿真曲线图如图15所示;导弹的俯仰角速率估计值仿真曲线图如图16所示。
本发明提供的基于攻角与角速度测量的飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法,采用攻角的传感测量,配合速率陀螺仪测量飞行器俯仰角速度技术,与同类控制方法相比具有更好的鲁棒性,更高的攻角控制精度,而且完全不依赖于气动参数的精确信息,尤其适用于对攻角控制精确要求较高的高超声速飞行器控制。
本文虽然已经给出了本发明的一些实施例,但是本领域的技术人员应当理解,在不脱离本发明精神的情况下,可以对本文的实施例进行改变。上述实施例只是示例性的,不应以本文的实施例作为本发明权利范围的限定。
Claims (2)
1.一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法,其特征在于,步骤包括:
S1:采用攻角传感器测量飞行器攻角α,采用速率陀螺仪测量导弹的俯仰角速率ωz,控制器根据测量信号构成攻角同步跟踪控制器,给出输出控制信号uc,输送给舵机,通过舵机控制飞行器攻角信号α跟踪期望值αd;
S2:得到飞行器在某一特征点附近的线性化模型,该模型为二阶系统,如下所示:
S3:根据S2中所述二阶系统,进行同步系统的构造与参数选取,构造二阶同步系统如下:
S4:根据所述步骤S2及S3中飞行器简化二阶线性系统模型与同步系统,定义误差变量如下:
得到误差系统的模型如下:
设计同步控制律如下:
v1=eω+kα1eα+kα2∫eαdt
v2=kω1eω+kω2∫eωdt;
通过设计合适参数kα1,kα2,kω1,kω2使得同步控制器实现同步功能;
S5:针对所述二阶同步系统,设计同步系统跟踪控制器:
设定攻角期望信号为αd,定义误差信号为首先设计滑模面
对所述滑模面求导得:
设计同步系统的跟踪控制器为:
通过调节参数ks1,ks2,ks3,ks4,实现同步系统的攻角跟踪功能;
S6:完成所述同步系统跟踪控制器参数设定后,对所述控制器进行气动参数鲁棒性检验及参数调整。
2.如权利要求1所述的一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法,其特征在于,所述步骤S5具体包括:完成所述控制器参数设计后,将气动参数按照标称值整体增大a%或者缩小a%;
控制器参数大小不变,分析气动参数摄动对该组参数控制效果的影响情况;
如果气动参数摄动后,系统不稳定,则需要进行参数调整,并重新进行控制参数鲁棒性检验,直至参数调整至鲁棒性检验满足要求为止。
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