CN109992003A - 鲁棒性滚转角速率控制方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种鲁棒性滚转角速率控制方法及系统，该方法中通过角速率陀螺实时测量得到滚转角，通过舵偏角解算模块在飞行器启控后实时解算舵偏角指令，再通过所述舵偏角指令调节飞行器舵机的偏转角度，从而调节飞行器的滚转角速率，使得飞行器滚转角速率收敛至稳定状态，所述稳定状态对于不滚转的飞行器来说是指滚转角速率为零时的状态，所述稳定状态对于滚转飞行器来说是指飞行器滚转角速率达到预设值时的状态；该舵偏角解算模块在解算舵偏角时考虑了被经典控制理论设计控制器的传递函数所忽略的扰动系数，增加了控制方法的鲁棒性，能够使得飞行器的滚转角速率快速收敛至期望值滚转角速率。

Description

鲁棒性滚转角速率控制方法及系统

技术领域

本发明涉及飞行器的滚转控制方法及系统，具体涉及一种鲁棒性滚转角速率控制方法及系统。

背景技术

制导飞行器在飞行过程中，由于受到气动环境、各项干扰以及工艺误差等因素影响，其滚转速度必然是变化的，容易出现偏差甚至失稳，无法保持旋转角速度的稳定，进而导致无法完成精确制导，最终增大脱靶量，对于非滚转飞行器来说，在启控后需要尽快将制导飞行器的转速收敛控制到零，在转速为零的条件下进行制导控制，对于滚转飞行器来说，在启控后需要尽快将制导飞行器的转速收敛到期望的转速，在转速为期望转速的情况下进行制导控制。

另外，基于经典控制理论设计的传统控制器，存在精度不高，反应速度慢的缺点。而且传统控制器忽略了干扰的高阶项，当飞行器在大攻角条件下飞行时，干扰不可忽略，故控制器不适用于大攻角条件下飞行。

现有技术虽然存在一些消除扰动的角速率控制方法，但是其中有些方法的计算过程太过于复杂，在实际工程应用中困难较大，还有方法的计算过程过于简单，考虑的实际因素不够多，最终得到的控制结果不理想，不能满足工程中的实际应用需求。

由于上述原因，本发明人对现有的制导飞行器滚转控制原理做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的控制方法及系统。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种鲁棒性滚转角速率控制方法及系统，该方法中通过角速率陀螺实时测量得到滚转角，通过舵偏角解算模块在飞行器启控后实时解算舵偏角指令，再通过所述舵偏角指令调节飞行器舵机的偏转角度，从而调节飞行器的滚转角速率，使得飞行器滚转角速率收敛至稳定状态，所述稳定状态对于不滚转的飞行器来说是指滚转角速率为零时的状态，所述稳定状态对于滚转飞行器来说是指飞行器滚转角速率达到预设值时的状态；该舵偏角解算模块在解算舵偏角时考虑了被经典控制理论设计控制器的传递函数所忽略的扰动系数，增加了控制方法的鲁棒性，能够使得飞行器的滚转角速率快速收敛至期望值，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供一种鲁棒性滚转角速率控制方法，该方法包括：

通过角速率陀螺实时测量得到滚转角，并将该滚转角信息传递给舵偏角解算模块；

通过所述舵偏角解算模块实时解算得到舵偏角，通过所述舵偏角调节飞行器滚转角速率，使得飞行器滚转角速率收敛至稳定状态。

其中，所述舵偏角解算模块通过下式(一)获得舵偏角

其中，u表示舵偏角指令；K_δ表示舵偏角系数；ω_RR表示滚转角速率带宽；k₁、k₂和k₃都表示增益参数；

优选地，所述S₁＝x₂+ρx₁ ^p/q表示切换面，

其中，x₁和x₂都表示状态变量，x₁＝φ，即x₁的取值为滚转角；即x₂的取值为滚转角速率；ρ、p和q都表示增益参数。

其中，所述K_δ的取值为1200-2500；

所述K_R的取值为4～6；k₁的取值为90～110；k₂的取值为90～110，k₃的取值为390～410；

所述ρ的取值为8～12，p的取值为2～4，q的取值为4～6。

其中，所述K_δ的取值为1400；

所述K_R的取值为5；k₁的取值为100；k₂的取值为100；k₃的取值为400；

所述ρ的取值为10，p的取值为3，q的取值为5。

本发明还提供一种鲁棒性滚转角速率控制系统，该系统包括角速率陀螺和舵偏角解算模块，

其中，所述角速率陀螺用于实时测量得到滚转角，

所述舵偏角解算模块用于在飞行器启控后根据测量得到的滚转角实时解算舵偏角，通过所述舵偏角调节飞行器滚转角速率，使得飞行器滚转角速率收敛至稳定状态。

其中，所述舵偏角解算模块通过下式(一)获得舵偏角：

其中，u表示舵偏角指令；K_δ表示舵偏角系数；ω_RR表示滚转角速率带宽；k₁、k₂和k₃都表示增益参数；

优选地，所述S₁＝x₂+ρx₁ ^p/q表示切换面，

其中，x₁和x₂都表示状态变量，x₁＝φ，即x₁的取值为滚转角；即x₂的取值为滚转角速率；ρ、p和q都表示增益参数。

其中，所述K_δ的取值为1200-2500；

所述K_R的取值为4～6；k₁的取值为90～110；k₂的取值为90～110；k₃的取值为390～410；

所述ρ的取值为8～12，p的取值为2～4，q的取值为4～6。

其中，所述K_δ的取值为1400；

所述K_R的取值为5；k₁的取值为100；k₂的取值为100；k₃的取值为400；

所述ρ的取值为10，p的取值为3，q的取值为5。

本发明所具有的有益效果包括：

(1)根据本发明提供的鲁棒性滚转角速率控制方法及系统能够在极短的时间内控制飞行器的滚转角速率收敛至期望值，对于不滚转的飞行器，能够使得滚转角速率为零，对于滚转飞行器，能够使其滚转角速率达到期望值；

(2)根据本发明提供的鲁棒性滚转角速率控制方法及系统基于二阶滑模控制理论进行控制，与已有的控制器相比能使飞行器滚转角速率迅速收敛；

(3)根据本发明提供的鲁棒性滚转角速率控制方法及系统对气动干扰不敏感，在不同攻角条件下均可以使系统迅速稳定；

(4)根据本发明提供的鲁棒性滚转角速率控制方法及系统具有强鲁棒性，在受到干扰的情况下仍然能够使得滚转角速率快速收敛。

附图说明

图1示出根据本发明一种优选实施方式的鲁棒性滚转角速率控制方法及系统实施例1中的不同攻角情况下飞行器的角度变化图；

图2示出图1的局部放大图；

图3示出根据本发明一种优选实施方式的鲁棒性滚转角速率控制方法及系统实施例1中的不同攻角情况下飞行器的角速度变化图；

图4示出图3的局部放大图；

图5示出根据本发明一种优选实施方式的鲁棒性滚转角速率控制方法及系统对比例1中的不同攻角情况下飞行器的角度变化图；

图6示出图5的局部放大图；

图7示出根据本发明一种优选实施方式的鲁棒性滚转角速率控制方法及系统对比例1中的不同攻角情况下飞行器的角速度变化图；

图8示出图7的局部放大图；

图9示出根据本发明一种优选实施方式的鲁棒性滚转角速率控制方法及系统实施例2中的不同攻角情况下飞行器的角度变化图；

图10示出图9的局部放大图；

图11示出根据本发明一种优选实施方式的鲁棒性滚转角速率控制方法及系统实施例2中的不同攻角情况下飞行器的角速度变化图；

图12示出图11的局部放大图；

图13示出根据本发明一种优选实施方式的鲁棒性滚转角速率控制方法及系统对比例2中的不同攻角情况下飞行器的角度变化图；

图14示出图13的局部放大图；

图15示出根据本发明一种优选实施方式的鲁棒性滚转角速率控制方法及系统对比例2中的不同攻角情况下飞行器的角速度变化图；

图16示出图15的局部放大图；

具体实施方式

下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

根据本发明提供的鲁棒性滚转角速率控制方法，该方法通过角速率陀螺实时测量得到滚转角，并将该滚转角信息传递给舵偏角解算模块；

通过所述舵偏角解算模块实时解算得到舵偏角指令，通过所述舵偏角指令调节飞行器滚转角速率，使得飞行器滚转角速率收敛至稳定状态，

其中，所述角速率陀螺用于在飞行器启控后实时测量得到滚转角，所述角速率陀螺即为陀螺仪，通过该陀螺仪能够直接测量得到飞行器的滚转角；所述陀螺仪选择本领域中已有的陀螺仪，能够实现上述功能即可，本申请中对于陀螺仪的具体型号不作特别限定；

所述舵偏角解算模块用于在飞行器启控后根据测量得到的滚转角实时解算舵偏角，通过所述舵偏角调节飞行器滚转角速率，使得飞行器滚转角速率收敛至稳定状态。具体来说，飞行器上的执行机构包括舵机，所述舵偏角是指该舵机的偏移量，舵机根据该偏移量进行偏移打舵来控制飞行器的滚转角速率，从而使得飞行器滚转角速率快速收敛至稳定状态。

在一个优选的实施方式中，所述舵偏角解算模块通过下式(一)获得舵偏角：

其中，u表示舵偏角；K_δ表示舵偏角系数；ω_RR表示滚转角速率带宽；k₁、k₂和k₃都表示增益参数；所述舵偏角系数和所述滚转角速率带宽都是将舵机转化为数学模型时的参数；

优选地，所述S₁＝x₂+ρx₁ ^p/q表示切换面，所述切换面是指将状态空间分为两部分超曲面，通过设计控制器对状态量的控制，状态量稳定在超曲面上。

其中，x₁和x₂都表示状态变量，x₁＝φ，即x₁的取值为滚转角，所述滚转角即为所述角速率陀螺实时测量得到的参数；即x₂的取值为滚转角速率，所述滚转角速率是通过对滚转角做微分处理得到的；ρ、p和q都表示增益参数。

在一个优选的实施方式中，所述K_δ的取值为1200-2500；

所述ω_RR的取值为4～6；k₁的取值为90～110；k₂的取值为90～110；k₃的取值为390～410；

所述ρ的取值为8～12，p的取值为2～4，q的取值为4～6。

在进一步优选的实施方式中，所述K_δ的取值为1400；

所述ω_RR的取值为5；k₁的取值为100；k₂的取值为100；k₃的取值为400；

所述ρ的取值为10，p的取值为3，q的取值为5。

本发明中所述的式(一)是在充分考虑传递函数的非线性项的基础上设计得到的，具体来说，

飞行器在滚转面上的动力学方程可通过二阶微分方程的形式表现出来，考虑如下述式(二)的滚转通道的数学模型：

其中，φ表示滚转角，表示滚转角速率，δ_a表示舵偏角，Cl_a＝140表示扰动系数，ω_RR＝5表示滚转角速率带宽，K_δ表示舵偏角系数，所述Cl_asin 4φ为扰动项。

基于经典控制理论设计的控制器的传递函数如下式(三)：

由传递函数可以看出非线性项Cl_asin 4φ被忽略了。当飞行器以小攻角飞行时，Cl_a数值较小，非线性项可以忽略，该控制器满足使用要求。但是当飞行器以大攻角飞行时，Cl_a数值较大，且变化剧烈，因此非线性项不可忽略。所以本申请中提出上述考虑了非线性项的舵偏角解算模块，通过该舵偏角解算模块能够实现飞行器滚转角的快速收敛。式(一)采用非线性控制，具有对强不确定性和非线性问题的不敏感特性。

本发明还提供一种鲁棒性滚转角速率控制系统，该系统包括角速率陀螺和舵偏角解算模块：

其中，所述角速率陀螺用于实时测量得到滚转角，

所述舵偏角解算模块用于在飞行器启控后根据测量得到的滚转角实时解算舵偏角，通过所述舵偏角调节飞行器滚转角速率，使得飞行器滚转角速率收敛至稳定状态。

优选地，所述舵偏角解算模块通过下式(一)获得舵偏角

其中，u表示舵偏角；K_δ表示舵偏角系数；ω_RR表示滚转角速率带宽；k₁、k₂和k₃都表示增益参数；

优选地，所述S₁＝x₂+ρx₁ ^p/q表示切换面，

其中，x₁和x₂都表示状态变量，x₁＝φ，即x₁的取值为滚转角；即x₂的取值为滚转角速率；ρ、p和q都表示增益参数。

优选地，所述K_δ的取值为1200-2500；

所述K_R的取值为4～6；k₁的取值为90～110；k₂的取值为90～110；k₃的取值为390～410；

所述ρ的取值为8～12，p的取值为2～4，q的取值为4～6。

进一步优选地，所述K_δ的取值为1400；

所述ω_RR的取值为5；k₁的取值为100；k₂的取值为100；k₃的取值为400；

所述ρ的取值为10，p的取值为3，q的取值为5。

实验例：

实验例1

选择不滚转的飞行器进行仿真实验，在该飞行器中通过鲁棒性滚转角速率控制方法进行制导控制；该鲁棒性滚转角速率控制方法中，在飞行器启控后，通过角速率陀螺实时测量得到滚转角，将实时测量得到的滚转角信息传递给舵偏角解算模块，通过舵偏角解算模块解算出舵偏角指令，并根据该舵偏角指令控制所述飞行器，

其中，舵偏角解算模块通过下式(一)解算出舵偏角指令：

u表示舵偏角；K_δ表示舵偏角系数，取值为1400；ω_RR表示滚转角速率带宽，取值为5；k₁、k₂和k₃都表示增益参数；k₁的取值为100；k₂的取值为100；k₃的取值为400；

所述S₁＝x₂+ρx₁ ^p/q表示切换面，

x₁和x₂都表示状态变量，x₁＝φ，即x₁的取值为滚转角；即x₂的取值为滚转角速率；ρ、p和q都表示增益参数，ρ的取值为10，p的取值为3，q的取值为5。

得到飞行器的角度变化图，再调整飞行器的攻角重复上述步骤，得到如图1中所示的不同攻角情况下飞行器的角度变化图，和如图3中所示的不同攻角情况下飞行器的角速度变化图；图2是图1的局部放大图，图4是图3的局部放大图；图中时间为0的时刻即为飞行器的启控时刻，图1和图3中都给出了攻角为2度、6度、10度、14度和16度时的变化曲线图，其中每一条曲线都是完整的，部分曲线之间彼此重合，可以从局部放大图中获得各条曲线之间的相对位置关系。

对比例1

选择不滚转的飞行器进行仿真对比实验，在该飞行器中通过与上述实验例1中基本相同的控制方法进行制导控制，其区别仅在于控制方法中的舵偏角解算模块通过下式(四)获得舵偏角，

式(四)中的S₄表示切换面，u₄表示舵偏角，k₄表示增益参数，取值为100，ω_RR表示滚转角速率带宽，取值为5；K_δ表示舵偏角系数，取值为1400；x₁＝φ，即x₁的取值为滚转角；即x₂的取值为滚转角速率；ρ的取值为10，p的取值为3，q的取值为5；

并根据该舵偏角控制所述飞行器，得到飞行器的角度变化图，再调整飞行器的攻角重复上述步骤，得到如图5中所示的不同攻角情况下飞行器的角度变化图，和如图7中所示的不同攻角情况下飞行器的角速度变化图；图6是图5的局部放大图，图8是图7的局部放大图；图中时间为0的时刻即为飞行器的启控时刻，图5和图7中分别给出了攻角为2度、6度、10度、14度和16度时的滚转角、滚转角速率的变化曲线图，其中每一条曲线都是完整的，部分曲线之间彼此重合，可以从局部放大图中获得各条曲线之间的相对位置关系；

比较上述图实施例1和对比例1可知，本申请提供的控制系统能够更快地控制不滚转飞行器，使得飞行器启控后能够在更短的时间内将转速降低为零。

实验例2

选择滚转的飞行器进行仿真实验，该滚转飞行器的额定滚转角速率为15rad/s，在该飞行器中通过与实验例1中相同的鲁棒性滚转角速率控制方法进行制导控制，在飞行器启控后，通过角速率陀螺实时测量得到滚转角，将实时测量得到的滚转角信息传递给舵偏角解算模块，通过舵偏角解算模块解算出舵偏角，并根据该舵偏角控制所述飞行器，得到飞行器的角度变化图，再调整飞行器的攻角重复上述步骤，得到如图9中所示的不同攻角情况下飞行器的角度变化图，和如图11中所示的不同攻角情况下飞行器的角速度变化图；图10是图9的局部放大图，图12是图11的局部放大图；图中时间为0的时刻即为飞行器的启控时刻，图9和图11中都给出了攻角为2度、6度、10度、14度和16度时滚转角和滚转角速率的变化曲线图，其中每一条曲线都是完整的，部分曲线之间彼此重合，可以从局部放大图中获得各条曲线之间的相对位置关系。

对比例2

选择滚转的飞行器进行仿真对比实验，该滚转飞行器的额定滚转角速率为15rad/s，在该飞行器中通过与上述实验例1中基本相同的控制方法进行制导控制，其区别仅在于控制方法中的舵偏角解算模块通过下式(四)获得舵偏角，

式(四)中的S₄表示切换面，u₄表示舵偏角，k₄表示增益参数，取值为100，ω_RR表示滚转角速率带宽，取值为5；K_δ表示舵偏角系数，取值为1400；x₁＝φ，即x₁的取值为滚转角；即x₂的取值为滚转角速率；ρ的取值为10，p的取值为3，q的取值为5；

并根据该舵偏角控制所述飞行器，得到飞行器的角度变化图，再调整飞行器的攻角重复上述步骤，得到如图13中所示的不同攻角情况下飞行器的角度变化图，和如图15中所示的不同攻角情况下飞行器的角速度变化图；图14是图13的局部放大图，图16是图15的局部放大图；图中时间为0的时刻即为飞行器的启控时刻，图13和图15中都给出了攻角为2度、6度、10度、14度和16度时的变化曲线图，其中每一条曲线都是完整的，部分曲线之间彼此重合，可以从局部放大图中获得各条曲线之间的相对位置关系；

比较上述图实施例2和对比例2可知，本申请提供的控制系统能够更快地控制飞行器，使得滚转飞行器在启控后能够更快地达到预定转速状态，获得稳定状态。

以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。

Claims (8)

1.一种鲁棒性滚转角速率控制方法，其特征在于，该方法包括：

通过角速率陀螺实时测量得到滚转角，并将该滚转角信息传递给舵偏角解算模块；

通过所述舵偏角解算模块实时解算得到舵偏角指令，通过所述舵偏角指令调节飞行器滚转角速率，使得飞行器滚转角速率收敛至稳定状态。

2.根据权利要求1所述的鲁棒性滚转角速率控制方法，其特征在于，

所述舵偏角解算模块通过下式(一)获得舵偏角指令：

其中，u表示舵偏角指令；K_δ表示舵偏角系数；ω_RR表示滚转角速率带宽；k₁、k₂和k₃都表示增益参数；

优选地，所述S₁＝x₂+ρx₁ ^p/q表示切换面，

其中，x₁和x₂都表示状态变量，x₁＝φ，即x₁的取值为滚转角；即x₂的取值为滚转角速率；ρ、p和q都表示增益参数。

3.根据权利要求2所述的鲁棒性滚转角速率控制方法，其特征在于，

所述K_δ的取值为1200-2500；

所述ω_RR的取值为4～6；k₁的取值为90～110；k₂的取值为90～110；k₃的取值为390～410；

所述ρ的取值为8～12，p的取值为2～4，q的取值为4～6。

4.根据权利要求3所述的鲁棒性滚转角速率控制方法，其特征在于，

所述K_δ的取值为1400；

所述ω_RR的取值为5；k₁的取值为100；k₂的取值为100；k₃的取值为400；

所述ρ的取值为10，p的取值为3，q的取值为5。

5.一种鲁棒性滚转角速率控制系统，其特征在于，该系统包括角速率陀螺和舵偏角解算模块，

其中，所述角速率陀螺用于实时测量得到滚转角，

所述舵偏角解算模块用于在飞行器启控后根据测量得到的滚转角实时解算舵偏角指令，通过所述舵偏角指令调节飞行器滚转角速率，使得飞行器滚转角速率收敛至稳定状态。

6.根据权利要求5所述的鲁棒性滚转角速率控制系统，其特征在于，

所述舵偏角解算模块通过下式(一)获得舵偏角指令：

其中，u表示舵偏角指令；K_δ表示舵偏角系数；ω_RR表示滚转角速率带宽；k₁、k₂和k₃都表示增益参数；

优选地，所述S₁＝x₂+ρx₁ ^p/q表示切换面，

其中，x₁和x₂都表示状态变量，x₁＝φ，即x₁的取值为滚转角；即x₂的取值为滚转角速率；ρ、p和q都表示增益参数。

7.根据权利要求6所述的鲁棒性滚转角速率控制系统，其特征在于，

所述K_δ的取值为1200-2500；

所述ω_RR的取值为4～6；k₁的取值为90～110；k₂的取值为90～110；k₃的取值为390～410；

所述ρ的取值为8～12，p的取值为2～4，q的取值为4～6。

8.根据权利要求7所述的鲁棒性滚转角速率控制系统，其特征在于，

所述K_δ的取值为1400；

所述ω_RR的取值为5；k₁的取值为100；k₂的取值为100；k₃的取值为400；

所述ρ的取值为10，p的取值为3，q的取值为5。