CN109407690A - 一种飞行器稳定控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种飞行器稳定控制方法，包括：S1：分别对俯仰、偏航和滚动通道中受燃气舵和空气舵影响的动力系数进行叠加，根据叠加后的动力系数计算俯仰通道、偏航通道和滚动通道弹体传递函数；S2：建立俯仰、偏航和滚动通道的三回路控制结构，该三回路控制结构包括角速率反馈回路、伪姿态角反馈回路和弹道倾角速率反馈回路；S3：分别根据俯仰、偏航和滚动通道的弹体传递函数和三回路控制结构对应生成俯仰、偏航和滚动通道控制方程；S4：分别对俯仰、偏航、滚动通道控制方程中的控制参数匹配，实现三通道的动力学解耦；本发明采用空气舵和燃气舵对飞行器进行联动控制，消除稳态误差，防止积分超调引起的系统发散，实现姿态稳定。
Description
技术领域
本发明属于飞行器稳定控制技术领域，更具体地，涉及一种飞行器稳定控制方法。
背景技术
新一代飞行器广泛采用了激光、红外成像、毫米波、光纤以及双/多模等先进制导技术，飞行器制导技术趋于多样化,其抗干扰能力、在恶劣气候条件下及夜间作战中的命中精度也进一步增加。红外成像制导将由第一代光机扫描型红外成像向第二代凝视焦平面阵列红外成像发展,其智能程度将进一步提高。
但是，传统的飞行器制导技术存在以下问题：一是由于飞行器出筒动压低、出筒角速度干扰大、总体干扰较大、初始风速大等因素导致初始空气舵控制力不足，导致出现舵满偏现象，稳定网络积分超调引起系统发散；二是由于总体干扰较大，滚动角急剧增加，无法实现动力学解耦，导致导引头方位框架角超限；并且滚动角速度的反向超调容易导致导引头失捕等问题。
发明内容
针对现有技术的至少一个缺陷或改进需求，本发明提供了一种飞行器稳定控制方法，其目的在于解决现有的制导方法由于总体干扰大导致的系统发散、导引头方位框架角超限、导引头失捕的问题。
为实现上述目的，按照本发明的一个方面，提供了一种飞行器稳定控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1：对俯仰、偏航和滚动通道中受燃气舵和空气舵影响的动力系数进行叠加，根据叠加后的动力系数计算俯仰通道、偏航通道和滚动通道弹体传递函数；
S2：建立俯仰、偏航和滚动通道的三回路控制结构，所述三回路控制结构包括内环角速率反馈回路、中环伪姿态角反馈回路和外环弹道倾角速率反馈回路；
S3：根据俯仰、偏航和滚动通道的弹体传递函数和三回路控制结构对应生成俯仰、偏航和滚动通道控制方程；
S4：对俯仰、偏航、滚动通道控制方程中的内环、中环和外环控制参数进行匹配，实现三通道的动力学解耦，得到俯仰、偏航和滚动通道控制方程。
优选的，上述飞行器稳定控制方法，其步骤S3中具体包括以下子步骤：
S31：在俯仰通道的三回路控制结构中增加俯仰前馈和积分限幅，根据俯仰通道的弹体传递函数和三回路控制结构生成俯仰通道控制方程；
S32：在偏航通道的三回路控制结构中增加偏航前馈和积分限幅，根据偏航通道的弹体传递函数和三回路控制结构生成偏航通道控制方程；
S33：在滚动通道的三回路控制结构中增加角速度前馈，根据滚动通道的弹体传递函数和三回路控制结构生成滚动通道控制方程。
优选的，上述飞行器稳定控制方法，其步骤S2中，俯仰通道的控制方程为：
式中，表示俯仰通道控制网络输出；
ωz表示俯仰通道角速率；
表示弹道倾角速率偏差， 表示弹道倾角速率，表示实际弹道倾角速率；
Kwp、Kip、Knp分别表示俯仰通道的内环、中环和外环控制参数。
优选的，上述飞行器稳定控制方法，其步骤S3中，偏航通道的控制方程为：
式中，Uψ表示偏航通道控制网络输出；
ωy表示偏航通道角速率；
表示弹道偏角速率偏差， 表示弹道偏角速率，表示实际弹道偏角速率；
Kwy、Kiy、Kny分别表示偏航通道的内环、中环和外环控制参数。
优选的，上述飞行器稳定控制方法，其步骤S4中，滚动通道的控制方程为：
式中：Uγ表示滚动通道控制网络输出；
ωx表示滚动通道角速率；
ωxd表示角速度前馈；
Δγ表示滚动角偏差，Δγ＝γd-γ，γd表示滚动角指令；γ表示实际滚动角；
Kwr、Kir、Knr分别表示滚动通道的内环、中环和外环控制参数。
优选的，上述飞行器稳定控制方法，步骤S4中，所述控制参数匹配条件为：系统的幅值裕度在10dB以上，相位裕度在40°以上，滚动通道的内环带宽大于俯仰、偏航通道的外环带宽的三倍以上。
优选的，上述飞行器稳定控制方法，步骤S33中还包括：在飞行器发射后的预置时间内进行角速度回零控制，经过所述预置时间后将滚动角置零，所述预置时间优选为1s。
总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：
(1)本发明提供的飞行器稳定控制方法，采用空气舵和燃气舵对飞行器进行联动控制，首先分别对俯仰、偏航和滚动通道中受燃气舵和空气舵同时影响的动力系数进行叠加，根据叠加后的动力系数计算俯仰通道、偏航通道和滚动通道弹体传递函数；俯仰、偏航和滚动通道均采用三回路控制结构，新增的伪姿态角反馈回路用于实现对姿态的增稳；根据俯仰、偏航和滚动通道的弹体传递函数和三回路控制结构对应生成俯仰、偏航和滚动通道控制方程；空气舵和燃气舵联动控制能够显著增加飞行器发射和飞行过程中的稳定性，提高打击目标的精准度；
(2)本发明提供的飞行器稳定控制方法，在俯仰/偏航通道的三回路控制结构中增加俯仰/偏航前馈，来消除稳态误差，确保控制回路的稳态误差为零；在俯仰/偏航通道的三回路控制结构中增加积分限幅，可防止积分超调引起的系统发散；在滚动通道控制方程中增加角速度前馈控制，使滚动角快速回零，防止总体干扰大、滚动角急剧增加导致的导引头方位框架角超限的问题；
(3)本发明提供的飞行器稳定控制方法，在飞行器发射后的一段时间内进行角速度回零控制，然后再将滚动角逐渐给零，防止滚动角反向超调过大，实现滚转姿态稳定。
附图说明
图1是本发明实施例提供的飞行器稳定控制方法的流程图；
图2是本发明实施例提供的俯仰通道的三回路控制结构的示意图；
图3是本发明实施例提供的偏航通道的三回路控制结构的示意图；
图4是本发明实施例提供的滚动通道的三回路控制结构的示意图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，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。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
飞行器的控制原理是由导引头射前捕获目标信息，陀螺和加表组件获取弹体的角速度与过载信息，制导系统生成制导偏差信号，稳定控制系统根据该偏差信号生成舵机控制信号，驱动空气舵产生控制力，消除偏差，使飞行器机动飞行直至其命中目标。飞行器采用筒式发射，由于出筒速度低(约为20m/s)，空气动压低，导致出筒角速度干扰大(滚动角速度50°/s，俯仰偏航角速度为30°/s)；另外，由于发动机推力偏斜角度、折叠翼片、折叠舵片安装偏差及其他偏差存在，导致总体干扰较大；初始风速大(15m/s)等因素导致初始空气舵控制力不足；因此，本实施例在现有的空气舵控制的基础上增加燃气舵控制，为了实现空气舵和燃气舵的联动控制，首先由稳定控制系统根据制导系统生成的偏差信号生成舵机控制信号，驱动空气舵和燃气舵产生控制力，由空气舵和燃气舵联动对飞行器进行控制；在稳定控制系统生成舵机控制信号的过程中，需要同时考虑燃气舵和空气舵对弹体特性的影响，对受燃气舵和空气舵同时影响的动力系数进行叠加，然后设计稳定网络模型。
本实施例所提供的一种飞行器稳定控制方法，适用于驱动空气舵和燃气舵产生控制力，由空气舵和燃气舵对飞行器进行联动控制；具体包括以下步骤：
S1：对受燃气舵和空气舵同时影响的动力系数进行叠加，利用叠加后的动力系数，根据导弹基础理论公式计算俯仰通道、偏航通道和滚动通道弹体扰动方程、弹体传递函数和角速度到过载的传递函数。
导弹在飞向目标的过程中，稳定控制系统通过俯仰通道、偏航通道和滚动通道三个控制通道对导弹进行姿态控制，本实施例首先计算俯仰通道、偏航通道和滚动通道三个控制通道的弹体扰动方程；
1、俯仰通道
俯仰通道弹体动力系数计算公式为：
式中，a1表示表示俯仰角速度偏量为一个单位时所引起的俯仰角加速度的偏量；a2表示攻角偏量为一个单位时所引起的俯仰角加速度偏量；a3表示俯仰舵偏转一个单位时所引起的俯仰角加速度偏量；a4表示攻角偏量为一个单位时，所引起的弹道切线的转动角速度偏量；a5表示俯仰舵偏转一个单位时，所引起的弹道切线转动角速度的偏量；
Cmq表示俯仰力矩系数对俯仰角速度的导数；q表示飞行器动压；s表示飞行器最大截面积；l表示飞行器长度；m表示飞行器质量；V表示飞行器速度；表示俯仰力矩系数对攻角的导数；Jz表示飞行器俯仰转动惯量；表示俯仰力矩系数对俯仰舵偏角的导数；FLD表示燃气舵的升力梯度；Lx表示燃气舵的舵轴至全弹实际尖点的距离；Xt表示导弹质心；表示升力系数对攻角的导数；P表示发动机推力；Xp表示燃气舵阻力；表示升力系数对俯仰舵偏角的导数；
根据动力系数a1～a5计算得到俯仰通道弹体扰动方程，具体为：
其中，Δα表示攻角增量；Δδp表示俯仰舵偏增量；表示俯仰角增量；Δθ为弹道倾角导数的增量，表示俯仰角二阶导数的增量，表示俯仰角导数的增量。
根据俯仰通道弹体扰动方程计算俯仰弹体传递函数Gp(s)和弹体俯仰角导数增量到导弹倾角导数增量的传递函数Gp1(s)为：
2、偏航通道
偏航通道弹体动力系数计算公式为：
式中，b1表示偏航角速度偏量为一个单位时所引起的偏航角加速度的偏量；b2表示侧滑角偏量为一个单位时所引起的偏航角加速度偏量；b3表示偏航舵偏转一个单位时所引起的偏航角加速度偏量；b4表示侧滑角偏量为一个单位时，所引起的弹道切线的转动角速度偏量；b5表示偏航舵偏转一个单位时，所引起的弹道切线转动角速度的偏量；
Cmq表示偏航力矩系数对偏航角速度的导数；表示偏航力矩系数对侧滑角的导数；Jy表示偏航转动惯量；表示偏航力矩系数对偏航舵偏角的导数；Lx表示燃气舵的舵轴至全弹实际尖点的距离；Xt表示导弹质心；表示侧力系数对侧滑角的导数；P表示发动机推力；Xp表示燃气舵阻力；表示侧力系数对偏航舵偏角的导数；FLD表示燃气舵的升力梯度；
根据动力系数b1～b5计算得到偏航通道弹体扰动方程，具体为：
Δψ＝Δβ+Δσ
其中，Δβ表示侧滑角增量；Δδy表示偏航舵偏增量；ΔΨ表示偏航角增量；为弹道偏角导数的增量；表示偏航角二阶导数的增量；表示偏航角导数的增量。
根据扰动方程计算偏航弹体传递函数Gy(s)和弹体偏航角导数增量到导弹偏角导数增量的传递函数Gy1(s)为：
3、滚动通道
滚动通道弹体动力系数计算公式为：
式中，d1表示滚动角速度偏量为一个单位时所引起的滚动角加速度的偏量；d3表示滚动舵偏转一个单位时，所引起的滚动角加速度偏量；
表示滚动力矩系数对滚动角速度的导数；Jx表示滚动转动惯量；表示滚转力矩系数对滚动舵偏角的导数；FLD表示燃气舵的升力梯度；Lr表示燃气舵压心到弹纵轴距离；
根据动力系数d1、d3计算滚动通道弹体扰动方程：
其中，表示滚动角增量的导数；Δγ表示滚动角二导数的增量；Δδr表示滚动舵偏增量；
根据动力系数计算滚动弹体传递函数Gr(s)为：
4、建立舵机传递函数：
舵机带宽为f，阻尼比ξ，计算得到舵机传递函数形式如下式所示：
至此，已计算得到俯仰通道的传递函数俯仰弹体传递函数Gp(s)、弹体俯仰角导数增量到导弹倾角导数增量的传递函数Gp1(s)、偏航弹体传递函数Gy(s)、弹体偏航角导数增量到导弹偏角导数增量的传递函数Gy1(s)、滚动通道的传递函数Gr(s)和舵机传递函数G(s)。
S2：建立俯仰通道的三回路控制结构，该三回路控制结构包括角速率反馈回路、伪姿态角反馈回路和弹道倾角速率反馈回路；在俯仰通道的三回路控制结构中增加俯仰前馈和积分限幅，根据俯仰通道的弹体扰动方程和三回路控制结构生成俯仰通道控制方程；
该俯仰通道控制方程为：
式中，表示俯仰通道控制网络输出；
ωz表示俯仰通道角速率；
表示弹道倾角速率偏差， 表示弹道倾角速率，表示实际弹道倾角速率；
Kwp表示俯仰通道的内环控制参数、Kip表示俯仰通道的中环控制参数、Knp表示俯仰通道的外环控制参数，这些控制参数均随动压和质量变参；
图2所示是本实施例提供的俯仰通道的三回路控制结构，如图2所示，箭头的方向代表信号的流动方向，舵机传递函数G(s)、弹体传递函数Gp(s)和内环控制增益Kwp串联组成了内环阻尼回路；内环与中环控制增益Kip积分，组成了中环伪姿态控制回路，积分后要进行限幅以防止超调；中环、外环控制增益Knp和弹体俯仰角导数增量到导弹倾角导数增量的传递函数Gp1(s)串联组成了外环；指令与中环之间加入前馈控制，消除系统稳态误差。
S3：建立偏航通道的三回路控制结构，该三回路控制结构包括角速率反馈回路、伪姿态角反馈回路和弹道倾角速率反馈回路；在偏航通道的三回路控制结构中增加偏航前馈和积分限幅，根据偏航通道的弹体扰动方程和三回路控制结构生成偏航通道控制方程；
该偏航通道控制方程为：
式中，Uψ表示偏航通道控制网络输出；
ωy表示偏航通道角速率；
表示弹道偏角速率偏差， 表示弹道偏角速率，表示实际弹道偏角速率；
Kwy表示偏航通道的内环控制参数、Kiy表示偏航通道的中环控制参数、Kny表示偏航通道的外环控制参数，这些控制参数均随动压和质量变参；
图3所示是本实施例提供的偏航通道的三回路控制结构，如图3所示，箭头的方向代表信号的流动方向，舵机传递函数G(s)、弹体传递函数Gy(s)和内环控制增益Kwy串联组成了内环阻尼回路；内环与中环控制增益Kiy积分，组成了中环伪姿态控制回路，积分后要进行限幅以防止超调；中环、外环控制增益Kny和弹体偏航角导数增量到导弹偏角导数增量的传递函数Gy1(s)串联组成了外环弹道倾角速率反馈回路；指令与中环之间加入前馈控制，消除系统稳态误差。
常规飞行器稳定控制系统中，其俯仰、偏航通道均采用双回路控制结构，即内回路采用角速率反馈回路，外回路采用弹道倾角速率反馈回路；但是对于飞行器而言，由于飞行器出筒时弹体呈现静不稳定状态，双回路控制结构已无法确保飞行器在飞行过程中的稳定性；本实施例中，其俯仰、偏航通道均采用三回路控制结构，其中，内环的角速率反馈回路实现对弹体的姿态稳定，外环的弹道倾角速率反馈回路实现对制导指令的跟踪，增加的伪姿态角反馈回路用于实现对姿态的增稳；另外，在俯仰/偏航通道的三回路控制结构中增加俯仰/偏航前馈，来消除稳态误差，确保控制回路的稳态误差为零；由于稳态控制系统在飞行器出筒的前几秒内对飞行器的控制能力不足，因此在俯仰/偏航通道的三回路控制结构中增加积分限幅，可防止积分超调引起的系统发散。
S4：建立滚动通道的三回路控制结构，该三回路控制结构包括角速率反馈回路、伪姿态角反馈回路和弹道倾角速率反馈回路；在滚动通道的三回路控制结构中增加角速度前馈，根据滚动通道的弹体扰动方程和三回路控制结构生成滚动通道控制方程；
该滚动通道控制方程为：
式中：
Uγ表示滚动通道控制网络输出；
ωx表示滚动通道角速率；
ωxd表示角速度前馈；
Δγ表示滚动角偏差，Δγ＝γd-γ，γd表示滚动角指令；γ表示实际滚动角；
Kwr表示滚动通道的内环控制参数、Kir表示滚动通道的中环控制参数、Knr表示滚动通道的外环控制参数，这些控制参数均随动压和质量变参。
图4所示是本实施例提供的滚动通道的三回路控制结构，如图4所示，箭头的方向代表信号的流动方向，舵机传递函数G(s)、弹体传递函数Gr(s)和内环控制增益Kwr串联组成了内环阻尼回路；内环与中环控制增益Kir积分，组成了中环伪姿态控制回路，积分后要进行限幅，防止超调；中环、积分环节和外环控制增益Knr串联组成了外环弹道倾角速率反馈回路；在中环与内环之间加入角速度前馈控制，使滚动角快速回零。
在滚动通道控制方程中增加角速度前馈控制，主要为了使滚动角快速回零，防止总体干扰大、滚动角急剧增加导致的导引头方位框架角超限的问题。
另外，由于初始存在50°/s的滚动角速度，若立即将滚动角指令给零，稳定控制系统来不及有效响应，反而容易产生较大的滚动角反向超调，或者导致系统发散的现象。为了解决该问题，本实施例在飞行器发射后的一段时间内进行角速度回零控制，该时间优选被设置为1s，经过1s后再将滚动角逐渐给零，防止滚动角反向超调过大，实现滚转姿态稳定。
S5：通过多变量变参的俯仰、偏航、滚动通道的控制参数匹配，实现三通道的动力学解耦；
随着发动机的燃烧，飞行器质量降低，飞行器动压迅速变化，单变量变参不能满足要求，因此本实施例中的三通道的控制参数均根据质量和动压变化；对三通道的控制参数进行匹配设计，根据俯仰、偏航、滚动通道的弹体传递函数和舵机传递函数，分别计算三个通道的内环、中环和外环的开环传递函数，通过放大或缩小内环、中环和外环的控制参数，保证在不同的拉偏条件下，三环系统的幅值裕度在10dB以上，相位裕度在40°以上；并控制滚动内环带宽大于俯仰、偏航外环带宽的三倍以上，实现三通道动力学解耦，分别得到俯仰、偏航、滚动通道的控制方程，作为舵机控制信号同时驱动空气舵和燃气舵产生控制力，控制飞行器稳定飞行并命中目标。
相比于现有的飞行器稳定控制方法，本发明提供的飞行器稳定控制方法，采用空气舵和燃气舵对飞行器进行联动控制，俯仰、偏航和滚动通道均采用三回路控制结构，新增的伪姿态角反馈回路用于实现对姿态的增稳；在俯仰/偏航通道的三回路控制结构中增加俯仰/偏航前馈，来消除稳态误差，确保控制回路的稳态误差为零；在俯仰/偏航通道的三回路控制结构中增加积分限幅，可防止积分超调引起的系统发散；在滚动通道控制方程中增加角速度前馈控制，使滚动角快速回零，防止总体干扰大、滚动角急剧增加导致的导引头方位框架角超限的问题。
本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (7)
1.一种飞行器稳定控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1：对俯仰、偏航和滚动通道中受燃气舵和空气舵影响的动力系数进行叠加，根据叠加后的动力系数计算俯仰通道、偏航通道和滚动通道弹体传递函数；
S2：建立俯仰、偏航和滚动通道的三回路控制结构，所述三回路控制结构包括内环角速率反馈回路、中环伪姿态角反馈回路和外环弹道倾角速率反馈回路；
S3：根据俯仰、偏航和滚动通道的弹体传递函数和三回路控制结构对应生成俯仰、偏航和滚动通道控制方程；
S4：对俯仰、偏航、滚动通道控制方程中的内环、中环和外环控制参数进行匹配，实现三通道的动力学解耦，得到俯仰、偏航和滚动通道控制方程。
2.如权利要求1所述的飞行器稳定控制方法，其特征在于，步骤S3中具体包括以下子步骤：
S31：在俯仰通道的三回路控制结构中增加俯仰前馈和积分限幅，根据俯仰通道的弹体传递函数和三回路控制结构生成俯仰通道控制方程；
S32：在偏航通道的三回路控制结构中增加偏航前馈和积分限幅，根据偏航通道的弹体传递函数和三回路控制结构生成偏航通道控制方程；
S33：在滚动通道的三回路控制结构中增加角速度前馈，根据滚动通道的弹体传递函数和三回路控制结构生成滚动通道控制方程。
3.如权利要求2所述的飞行器稳定控制方法，其特征在于，步骤S2中，俯仰通道的控制方程为：
式中，表示俯仰通道控制网络输出；
ωz表示俯仰通道角速率；
表示弹道倾角速率偏差， 表示弹道倾角速率，表示实际弹道倾角速率；
Kwp、Kip、Knp分别表示俯仰通道的内环、中环和外环控制参数。
4.如权利要求2所述的飞行器稳定控制方法，其特征在于，步骤S3中，偏航通道的控制方程为：
式中，Uψ表示偏航通道控制网络输出；
ωy表示偏航通道角速率；
表示弹道偏角速率偏差， 表示弹道偏角速率，表示实际弹道偏角速率；
Kwy、Kiy、Kny分别表示偏航通道的内环、中环和外环控制参数。
5.如权利要求2所述的飞行器稳定控制方法，其特征在于，步骤S4中，滚动通道的控制方程为：
式中：Uγ表示滚动通道控制网络输出；
ωx表示滚动通道角速率；
ωxd表示角速度前馈；
Δγ表示滚动角偏差，Δγ＝γd-γ，γd表示滚动角指令；γ表示实际滚动角；
Kwr、Kir、Knr分别表示滚动通道的内环、中环和外环控制参数。
6.如权利要求1所述的飞行器稳定控制方法，其特征在于，步骤S4中，所述控制参数匹配条件为：系统的幅值裕度在10dB以上，相位裕度在40°以上，滚动通道的内环带宽大于俯仰、偏航通道的外环带宽的三倍以上。
7.如权利要求2所述的飞行器稳定控制方法，其特征在于，步骤S33中还包括：在飞行器发射后的预置时间内进行角速度回零控制，经过所述预置时间后将滚动角置零。
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