CN107894778B - 一种基于相平面分析的飞行器大幅调姿控制方法 - Google Patents
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Abstract
一种基于相平面分析的飞行器大幅调姿控制方法，步骤如下：(1)确定飞行器参数：包括初始角速度ω0，最大角加速度绝对值
预设角速度ωswitch，原始目标姿态角θcxt,0，角度单位均采用弧度；(2)根据上述初始角速度ω0，最大角加速度绝对值
以及原始目标姿态角θcxt,0，计算目标姿态角θcxt；(3)在每个控制周期，执行如下步骤：(3.1)实时获取飞行器的实际角速度ω与实际姿态角θ；(3.2)计算切换姿态角θswitch以及实际姿态角与目标姿态角间的偏差θe＝θ‑θcxt；(3.3)设置精控区，在精控区内外采用不同的控制律进行控制。
Description
技术领域
本发明涉及一种基于相平面分析的飞行器大幅调姿控制方法，属于姿态控制技术领域。
背景技术
对于飞行器大幅度调姿来说，一般需要保证足够快速性的前提下付出尽量少的控制代价。对于使用摆动喷管、燃气舵与RCS这样的之行机构来说，产生控制力需要付出冲量或燃料的代价。而燃料或者冲量分量的总余量是有限的，RCS燃料耗尽可能导致后续飞行失控而冲量分量余量耗尽则可能导致飞行器轨迹大幅度偏离预期，最终无法完成飞行任务。因此从提高安全性的角度有必要研究一种节省控制量的控制方法。
此外，飞行器的有效载荷重量非常昂贵，通过精细化设计需要尽可能的降低不必要的余量是提高效益的必然选择。在这种选择下，由于控制余量较低，因此对飞行器大幅度调姿的控制量消耗和时间消耗都提出了新的要求，为此需要一种控制方法能够对这两项指标进行权衡和优化。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于相平面分析的飞行器大幅调姿控制方法，该方法考虑调姿的控制量成本，同时保证时间一定的调节时间约束，并且使控制量尽可能简单避免使用在线规划或优化算法。
本发明的技术解决方案是：一种基于相平面分析的飞行器大幅调姿控制方法，步骤如下：
(1)确定飞行器参数：包括初始角速度ω0，最大角加速度绝对值
预设角速度ωswitch并保证ωswitch>0，原始目标姿态角θcxt,0，角度单位均采用弧度；
(2)根据上述初始角速度ω0，最大角加速度绝对值
以及原始目标姿态角θcxt,0，计算目标姿态角θcxt；
(3)在每个控制周期，执行如下步骤：
(3.1)实时获取飞行器的实际角速度ω与实际姿态角θ；
(3.2)计算切换姿态角θswitch以及实际姿态角与目标姿态角间的偏差θe＝θ-θcxt；
(3.3)设置精控区，在精控区内根据控制精度要求采用预设的控制律进行控制，在精控区外，根据下式给定控制指令u：
其中u以产生正向角加速度为正，以产生负向角加速度为负，u∈[-umax,umax]，umax表示所用执行机构的最大输入。
进一步的，所述步骤(2)中目标姿态角的计算考虑初始角速度的大小影响，将控制目标向需求方向整周延伸从而避免反向控制造成的燃料和时间的浪费。
进一步的，所述目标姿态角的计算公式如下：
式中，函数fix(·)表示取输入变量的整数部分，其中
进一步的，目标姿态角的计算公式，当调姿过程对时间消耗不敏感，或|θswitch,0|≥4π时，采用下列关系式对计算的θcxt,1进行修正：
当调姿过程对时间消耗敏感且|θswitch,0|<4π时，θcxt＝θcxt,1；
其中θth为目标阈值，应满足0≤θth<2π。
进一步的，所述的切换姿态角计算公式为
进一步的，精控区满足如下精控条件：|θe+Kdω|<θon，θon为精控条件阈值，Kd为精控条件速度权重。
进一步的，
进一步的，精控区内采用的控制律由下式确定：
其中，u-1为上一周期控制输出，Kd1为精控律速度项增益，m为精控滞环系数，h为精控律阈值并应小于精控条件阈值θon。
进一步的，
0≤h≤h*，其中h*为控制精度要求；0<m<1。
进一步的，若对控制精度要求很低，精控区不控,即令u＝0。
本发明与现有技术相比有益效果为：
本发明提出的基于相平面分析的飞行器大幅调姿控制方法相对于传统的线性反馈姿态控制，本发明所提出的方法充分利用了零控制滑行所带来的燃料节省效果，在无干扰的情况下所提方法接近时间-燃料最优控制。与此同时，又避免了时间-燃料最优控制切换线的复杂形式，设计参数的物理意义更加直观。
相对于跟踪预先设定好的最优状态轨迹的方法来说，本发明避免了执行机构的在目标反方向上的开启，因此更加节省燃料。姿态轨迹跟踪形式的控制实际上给姿态控制增加了额外的约束。有些情况下，实际状态可能比规划状态更接近目标，使用轨迹跟踪方式却需要将实际状态控回规划状态，造成控制量的浪费。而本发明所提出的控制方法取消了规划环节，根据实时状态按照相平面切换线生成控制指令，从而避免了上述问题。
此外，相对于传统的相平面控制方法，本发明考虑了大角速度初值所造成的角度超出360度问题，使控制器能够根据初始状态选择合适的目标调姿角度，避免了整周的多余转动，节省控制量。对于时间不敏感或减速时间较长的调姿任务，本发明将调姿目标角度进一步修正，使调姿过程尽可能在一次减速过程中完成，减少调节过程中的反向控制，减少了燃料消耗，有些情况下也会减少时间消耗。对于原点附近的状态，本发明设置了精控区，防止控制指令快速反复改变方向造成物理执行机构执行失真，从而避免了自激振荡失稳，并提高控制精度。
附图说明
图1为本发明相平面切换线形式与表达式。
具体实施方式
本发明针对单通道给定任意角度初值与角速度初值通过实施控制调节至任意目标姿态角，并将角速度调节至零的控制问题。实施方式依次包括以下步骤：
步骤一确认参数初始角速度ω0，最大角加速度绝对值
预设正值角速度ωswitch并保证ωswitch>0，原始目标姿态角θcxt,0，角度单位均采用弧度。
步骤二计算目标姿态角
函数fix(·)表示取输入变量的整数部分，其中
本步中的目标附加项
的作用是在初始角速度可能在减速过程中造成整周旋转的情况下，将控制目标向角度变化方向整周延伸，避免回调浪费控制量和时间。
步骤三当调姿过程对时间消耗不敏感，或在|θswitch,0|较大时(一般应满足|θswitch,0|≥4π)，对目标姿态角θcxt,1进行修正，计算公式如下：
其中θth为目标阈值，应满足0≤θth<2π。如调姿过程对时间消耗敏感且|θswitch,0|较小时(一般应满足|θswitch,0|<4π)，可直接取θcxt＝θcxt,1。本步修正的作用是在角加速度相对较慢，初始角速度相对较大(一般满足
)，或任务对完成时间要求宽松的情况下增加初始滑行时间，尽可能通过一次不间断的减速过程完成调姿，避免减速完成后对姿态角进行重新调整浪费时间和燃料。
步骤四在每个控制周期中，通过量测装置获得实际角速度ω与实际姿态角θ，并计算
与θe＝θ-θcxt。图1中的实线展示了θswitch在相平面上的形式，注意该实线由左右两半抛物线组成。
步骤五在每个控制周期中，如果|θe+Kdω|≥θon则采用粗控律
其中θon为精控条件阈值，Kd为精控条件速度权重。
且Kd的选择与最大角加速度绝对值
有关，
小时Kd应取大，反之取小。umax表示所用执行机构的最大输入，u以产生正向角加速度为正，以产生负向角加速度为负，u∈[-umax,umax]。图1展示了上述粗控律中的切换线，实线对应θswitch虚线对应ωswitch。根据上述粗控律，系统的状态点在相平面的第二、四象限中实线与虚线之间时不开启控制，状态点在实线上方且在虚线上方时负开，状态点在实线下方且在虚线下方时正开。
如果|θe+Kdω|<θon则采用精控律：
其中，u-1为上一周期控制输出，Kd1为精控律速度项增益且
m为精控滞环系数且0<m<1，h为精控律阈值并应小于精控条件阈值θon且0≤h≤h*，其中h*为控制精度要求。如果对精度要求很低，也可选择在精控区不控，即令u＝0。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。
Claims (10)
1.一种基于相平面分析的飞行器大幅调姿控制方法，其特征在于步骤如下：
(1)确定飞行器参数：包括初始角速度ω0，最大角加速度绝对值
预设角速度ωswitch并保证ωswitch>0，原始目标姿态角θcxt,0，角度单位均采用弧度；
(2)根据上述初始角速度ω0，最大角加速度绝对值
以及原始目标姿态角θcxt,0，计算目标姿态角θcxt；
(3)在每个控制周期，执行如下步骤：
(3.1)实时获取飞行器的实际角速度ω与实际姿态角θ；
(3.2)计算切换姿态角θswitch以及实际姿态角与目标姿态角间的偏差θe＝θ-θcxt；
(3.3)设置精控区，在精控区内根据控制精度要求采用预设的控制律进行控制，在精控区外，根据下式给定控制指令u：
其中u以产生正向角加速度为正，以产生负向角加速度为负，u∈[-umax,umax]，umax表示所用执行机构的最大输入。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述步骤(2)中目标姿态角的计算考虑初始角速度的大小影响，将控制目标向需求方向整周延伸从而避免反向控制造成的燃料和时间的浪费。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：所述目标姿态角的计算公式如下：
式中，函数fix(·)表示取输入变量的整数部分，其中
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：目标姿态角的计算公式，当调姿过程对时间消耗不敏感，或|θswitch,0|≥4π时，采用下列关系式对计算的θcxt,1进行修正：
当调姿过程对时间消耗敏感且|θswitch,0|<4π时，θcxt＝θcxt,1；
其中θth为目标阈值，应满足0≤θth<2π。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述的切换姿态角计算公式为
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：精控区满足如下精控条件：|θe+Kdω|<θon，θon为精控条件阈值，Kd为精控条件速度权重。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于：
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：精控区内采用的控制律由下式确定：
其中，u-1为上一周期控制输出，Kd1为精控律速度项增益，m为精控滞环系数，h为精控律阈值并应小于精控条件阈值θon。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于：
0≤h≤h*，其中h*为控制精度要求；0<m<1。
10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：若对控制精度要求很低，精控区不控,即令u＝0。
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