CN110209197B - 一种飞行器控制系统设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器控制系统设计方法，涉及飞行器制导控制技术领域，该方法包括步骤：根据飞行器的法向过载和侧向过载，确定飞行器的横向指令过载和过渡滚动指令；横向指令过载表示横向机动大小；根据飞行器自身特性，确定飞行器的纵向指令过载，并获取滚动控制的时间常数；纵向指令过载表示对应攻角的纵向机动大小；将过渡滚动指令和前一时刻的滚动控制指令的差值，经过时间常数的惯性环节，得到飞行器的滚动偏差指令；根据滚动偏差指令和前一时刻的滚动控制指令确定当前时刻的滚动控制指令。本发明的飞行器控制系统设计方法，在飞行器执行飞行动作时，可在保证控制精度的情况下，迅速完成转弯动作。

Description

一种飞行器控制系统设计方法

技术领域

本发明涉及飞行器制导控制技术领域，具体涉及一种飞行器控制系统设计方法。

背景技术

传统的飞行器控制方法大多采用侧滑转弯(STT，Skid-To-Turn)控制，但对于机动性要求较高的飞行器任务，STT控制方式会有一定的局限性，特别是飞行器的翼面相对较小时，飞行器的升力面非常有限，因此增大攻角已成为提高升力进而增大飞行器机动能力的主要技术途径。但是，在大攻角条件下若采用传统的STT控制，飞行器侧滑运动会产生诱导滚转力矩，且该力矩随攻角增大而增大，极有可能造成滚转通道舵控制饱和，从而引起飞行器失稳。因此，传统飞行器自动驾驶仪设计必须对攻角采取限幅策略。由此可见，尽管飞行器气动结构设计中具有足够大的可用攻角，但STT控制策略引入攻角限幅会影响飞行器的最大可用过载等机动性能。

现有的倾斜转弯(Bank-To-Turn,BTT)控制可解决飞行器大攻角飞行转弯控制问题，其能完成传统STT控制在大攻角状态下难以实现的高机动战术动作。但是，由于飞行器滚转角速度的存在，导致飞行器的俯仰和偏航通道之间出现较强的耦合，增加了飞行器的控制难度，且BTT控制对于小的过载指令也可能会产生大的滚转角和滚转角速度指令。此外，BTT控制需要将飞行器最大升力面调整到与目标的机动平面垂直，该调整过程必然在机动上会带来一定程度的控制时延，对需要及时进行高速末端机动的飞行器影响较大。

发明内容

针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种飞行器控制系统设计方法，在飞行器执行飞行动作时，可在保证控制精度的情况下，迅速完成转弯动作。

为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：一种飞行器控制系统设计方法，其包括步骤：

根据飞行器的法向过载和侧向过载，确定飞行器的横向指令过载和过渡滚动指令；横向指令过载表示横向机动大小；

根据飞行器自身特性，确定飞行器的纵向指令过载，并获取滚动控制的时间常数；纵向指令过载表示对应攻角的纵向机动大小；

将过渡滚动指令和前一时刻的滚动控制指令的差值，经过时间常数的惯性环节，得到飞行器的滚动偏差指令；

根据上述滚动偏差指令和前一时刻的滚动控制指令确定当前时刻的滚动控制指令。

在上述技术方案的基础上，横向指令过载设有过载门限值，当计算得到的横向指令过载小于或等于过载门限值时，过载门限值即为当前的横向指令过载；当计算得到的横向指令过载大于过载门限值时，该计算值为当前的横向指令过载。

在上述技术方案的基础上，纵向指令过载N_a的表达式为：

N_a＝Cl·S₁·Q/M

其中，Cl为一定攻角对应的升力系数；S₁为飞行器特征面积；Q为飞行器动压头；M为飞行器的质量。

在上述技术方案的基础上，时间常数τ_BTT的表达式为：

其中，N_n为横向指令过载；N_a为纵向指令过载；m和n为常数，根据飞行器的任务特性选择。

在上述技术方案的基础上，当法向过载为0时，过渡滚动指令为0；

当法向过载不为0时，过渡滚动指令的表达式为

其中，

为法向过载，

为侧向过载。

在上述技术方案的基础上，得到飞行器的滚动偏差指令之前，还包括：

将过渡滚动指令与前一时刻的滚动控制指令经过BTT角度最短路径函数生成伪过渡滚动指令；

通过生成的伪过渡滚动指令计算飞行器的滚动偏差指令。

在上述技术方案的基础上，滚动偏差指令Δγ的表达式为：

其中，Ts为飞行器的控制周期；γ_ctemp2为伪过渡滚动指令；γ_c,k-1为前一时刻的滚动控制指令；τ_BTT为时间常数。

在上述技术方案的基础上，根据滚动偏差指令和前一时刻的滚动控制指令确定当前时刻的滚动控制指令，具体包括：

对滚动偏差指令和前一时刻滚动控制指令进行求和，得到伪滚动控制指令；

将伪滚动控制指令输入到一个惯性环节构成的低通滤波器中，输出当前时刻的滚动控制指令。

在上述技术方案的基础上，当前时刻的控制偏差指令的表达式为：γ_c,k＝G·γ_c,b

其中，γ_c,k为k时刻的滚动控制指令；γ_c,b为伪滚动控制指令；G为低通滤波器，

其中，s为拉式算子，a和b为常数。

在上述技术方案的基础上，上述滚动控制指令为飞行器的滚转角指令。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

(1)本发明的飞行器控制系统设计方法，在飞行器执行小机动飞行动作时，滚动控制指令可基本保持不变，即滚动控制指令受到抑制，而侧滑指令不变，在不影响机动动作完成效率的情况下，保证了控制精度；在飞行器执行大机动飞行动作时，滚动控制指令具有较好的跟随性，在保证控制精度的情况下，可迅速完成转弯动作。

(2)本发明的飞行器控制系统设计方法，通过横向指令过载表征飞行器的横向机动大小，纵向指令过载表征对应攻角的纵向机动大小，时间常数表征滚动控制指令对于过载机动的敏感程度；小机动情况下或受噪声影响情况下造成的不必要的滚动指令振荡可由横向指令过载的过载门限值滤除，小指令可由时间常数进行抑制，抖动指令和噪声可由低通滤波器抑制。

附图说明

图1是本发明实施例中飞行器控制系统设计方法的流程图；

图2是本发明实施例中飞行器控制系统设计方法的步骤图；

图3是本发明实施例中横向指令过载的特性示意图。

具体实施方式

以下结合附图及实施例对本发明作进一步详细说明。

参见图1和图2所示，本发明实施例提供一种飞行器控制系统设计方法，其包括步骤：

S1.根据飞行器的法向过载和侧向过载，确定该飞行器的横向指令过载和过渡滚动指令；上述横向指令过载即与过载相关的中间指令，反映了飞行器的横向机动大小。

过载是除去重力以外的加速度与重力的比值，单位为1，表示可控力对于飞行器速度改变的能力，即设计者可以控制的速度变化的快慢。飞行器在体轴坐标系内的法向过载和侧向过载分别表示飞行器在法向平面和侧向平面的机动性。过渡滚动指令即为经过法向过载和侧向过载得到的当前的滚动控制指令的计算值。

其中，体轴坐标系：坐标系原点在飞行器的质心O处，X轴沿飞行器的纵轴方向指向前，Y轴位于飞行器纵向对称平面内，与X轴垂直，向上为正，Z轴垂直于XOY平面，由右手螺旋法则确定。

S2.根据飞行器自身特性，包括飞行器的质量和特征面积、当前动压头数据、以及一定攻角对应的升力系数，确定飞行器的纵向指令过载，进而通过横向指令过载和纵向指令过载获取滚动控制的时间常数。

其中纵向指令过载表示对应攻角的纵向机动大小。时间常数表征滚动控制指令对于过载机动的敏感程度。

S3.将过渡滚动指令和前一时刻的滚动控制指令的差值，经过时间常数的惯性环节，得到飞行器的滚动偏差指令；该滚动偏差指令即表示滚动控制指令的相对调节量。

S4.根据滚动偏差指令和前一时刻的滚动控制指令确定当前时刻的滚动控制指令，以控制飞行器的飞行动作。

本实施例中，在飞行器执行小机动飞行动作时，滚动控制指令可基本保持不变，即滚动控制指令受到抑制，而侧滑指令不变，在不影响机动动作完成效率的情况下，保证了控制精度；在飞行器执行大机动飞行动作时，滚动控制指令具有较好的跟随性，在保证控制精度的情况下，可迅速完成转弯动作。

本实施例中，通过横向指令过载和纵向指令过载反应了飞行器当前的机动大小。

上述横向指令过载随着法向过载和侧向过载的增加而增大，但是，为防止测量噪声干扰，需要对横向指令过载的下限做限幅处理。参见图3所示，横向指令过载设有过载门限值n_lim，当计算得到的横向指令过载小于或等于过载门限值时，过载门限值即为当前的横向指令过载；通过该过载门限值可滤除小机动情况下或受噪声影响情况下造成的不必要的滚动指令振荡。当计算得到的横向指令过载大于过载门限值时，该计算值为当前的横向指令过载。

因此，横向指令过载N_n的表达式为：

其中，

为飞行器的法向过载，

为飞行器的侧向过载。

本实施例中，上述纵向指令过载N_a表示与攻角相关的纵向过载，其表达式为：

N_a＝Cl·S₁·Q/M

其中，S₁为飞行器特征面积；Q为飞行器动压头；M为飞行器的质量；Cl为一定攻角对应的升力系数，CL可根据攻角和马赫数插值得到。

上述时间常数τ_BTT的表达式为：

其中，N_n为横向指令过载；m和n为常数，根据所述飞行器的任务特性选择。

在其他实施例中，m和n也可设置为随高度变化的高度函数，即m＝f(h)，n＝g(h)。

本实施例中，时间常数τ_BTT反应的是飞行器横向机动相对于纵向机动的能力。

当时间常数τ_BTT较大时，飞行器的控制较为平滑，对噪声和小机动指令振动不敏感，但有一定滞后性；当时间常数τ_BTT较小时，飞行器的控制具有波动性，对噪声和小机动指令振动敏感，但具有较好的跟随性。作为飞行器的固有特性，飞行器的横向指令过载N_n小于纵向指令过载N_a。因此，m和n的取值根据所述飞行器的任务特性选择，进而可预先调节时间常数τ_BTT的大小。

本实施例中，上述过渡滚动指令γ_c,temp1为根据飞行器当前的法向过载和侧向过载计算得到滚动指令。当法向过载为0时，过渡滚动指令为0；当法向过载不为0时，过渡滚动指令的表达式为

即，

在上述步骤S3中，得到飞行器的滚动偏差指令之前，还包括：将过渡滚动指令与前一时刻的滚动控制指令经过BTT角度最短路径函数生成伪过渡滚动指令，即满足γ_c,temp2＝f_BTT(γ_c,temp1,γ_c,k-1)。

其中，γ_c,temp1为过渡滚动指令，γ_ctemp2为伪过渡滚动指令，γ_c,k-1为k-1时刻的滚动控制指令，即前一时刻的滚动控制指令。

其中，BTT角度最短路径函数f_BTT(γ_c,temp1,γ_c,k-1)伪代码如下所示：

该伪过渡滚动指令是过渡滚动指令进行角度处理后生成的指令，即将过渡滚动指令中的滚转角限制在﹣π/2至π/2之间，且与γ_c,k-1之间夹角最小。

随后，即可将生成的伪过渡滚动指令和前一时刻的滚动控制指令的差值，经过时间常数的惯性环节，得到飞行器的滚动偏差指令。

上述滚动偏差指令的表达式为：

其中，Ts为飞行器的控制周期。

在上述步骤S4中，根据滚动偏差指令和前一时刻的滚动控制指令确定当前时刻的滚动控制指令，具体包括：

首先对滚动偏差指令和前一时刻滚动控制指令进行求和，得到伪滚动控制指令；该伪滚动控制指令即未经过滤波的滚动控制指令。

其中，伪滚动控制指令γ_c,b的表达式为：γ_c,b＝(γ_c,k-1+Δγ)

然后将伪滚动控制指令输入到一个惯性环节构成的低通滤波器中，即可输出当前时刻的滚动控制指令，作为控制器滚动通道的输入。通过低通滤波器可滤除高频噪声。

上述当前时刻的控制偏差指令的表达式为：γ_c,k＝G·γ_c,b

其中，γ_c,k为k时刻的滚动控制指令，即当前时刻的控制偏差指令，G为为低通滤波器，

s为拉氏算子，a和b为常数，a远远小于b。在频域内投影表示为s＝jw，j为虚数单位，w为频率，因此，G的高频增益为0，低频增益为1。

本实施例中，滚动控制指令为飞行器的滚转角指令。计算下一时刻的滚动控制指令时，即可将当前时刻的滚动控制指令经过延迟环节作为下一刻的滚动控制指令的前一刻的滚动控制指令输出。

上述时间常数τ_BTT反应的是飞行器横向机动相对于纵向机动的能力，其与飞行器的运动状态紧密相关。以时间常数τ_BTT和过渡指令γ_c,temp2为输入，按上述方法建模分析滚动控制指令，伪滚动控制指令γ_c,b相对于伪过渡滚动指令γ_c,temp2有一定的滞后，且τ_BTT越大时，γ_c,b越平滑；τ_BTT越小，γ_c,b的跟随性越好。

本实施例的方法，在飞行器执行飞行动作时，可在保证控制精度的情况下，迅速完成转弯动作。其中，小机动情况下或受噪声影响情况下造成的不必要的滚动指令振荡可由横向指令过载的过载门限值滤除，小指令可由时间常数进行抑制，抖动指令和噪声可由低通滤波器抑制。

本发明不局限于上述实施方式，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本发明的保护范围之内。本说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (7)

1.一种飞行器控制系统设计方法，其特征在于，其包括步骤：

根据飞行器的法向过载和侧向过载，确定飞行器的横向指令过载和过渡滚动指令；所述横向指令过载表示横向机动大小；

根据飞行器自身特性，确定飞行器的纵向指令过载，并获取滚动控制的时间常数；所述纵向指令过载表示对应攻角的纵向机动大小；

将所述过渡滚动指令和前一时刻的滚动控制指令的差值，经过时间常数的惯性环节，得到飞行器的滚动偏差指令；

根据所述滚动偏差指令和前一时刻的滚动控制指令确定当前时刻的滚动控制指令；

所述时间常数τ_BTT的表达式为：

其中，N_n为横向指令过载；m和n为常数，根据所述飞行器的任务特性选择；

所述滚动偏差指令Δγ的表达式为：

其中，Ts为飞行器的控制周期；γ_ctemp2为伪过渡滚动指令；γ_c,k-1为前一时刻的滚动控制指令；τ_BTT为时间常数；

所述得到飞行器的滚动偏差指令之前，还包括：

将过渡滚动指令与前一时刻的滚动控制指令经过BTT角度最短路径函数生成伪过渡滚动指令；

通过生成的伪过渡滚动指令计算飞行器的滚动偏差指令。

2.如权利要求1所述的飞行器控制系统设计方法，其特征在于：所述横向指令过载设有过载门限值，当计算得到的横向指令过载小于或等于过载门限值时，过载门限值即为当前的横向指令过载；当计算得到的横向指令过载大于过载门限值时，该计算值为当前的横向指令过载。

3.如权利要求1所述的飞行器控制系统设计方法，其特征在于，所述纵向指令过载N_a的表达式为：

N_a＝Cl·S₁·Q/M

其中，Cl为一定攻角对应的升力系数；S₁为飞行器特征面积；Q为飞行器动压头；M为飞行器的质量。

4.如权利要求1所述的飞行器控制系统设计方法，其特征在于：

当法向过载为0时，所述过渡滚动指令为0；

当法向过载不为0时，所述过渡滚动指令的表达式为

其中，

为法向过载，

为侧向过载。

5.如权利要求1所述的飞行器控制系统设计方法，其特征在于，所述根据滚动偏差指令和前一时刻的滚动控制指令确定当前时刻的滚动控制指令，具体包括：

对滚动偏差指令和前一时刻滚动控制指令进行求和，得到伪滚动控制指令；

将伪滚动控制指令输入到一个惯性环节构成的低通滤波器中，输出当前时刻的滚动控制指令。

6.如权利要求5所述的飞行器控制系统设计方法，其特征在于，所述当前时刻的控制偏差指令的表达式为：γ_c,k＝G·γ_c,b

其中，γ_c,k为k时刻的滚动控制指令；γ_c,b为伪滚动控制指令；G为低通滤波器，

其中，s为拉式算子，a和b为常数。

7.如权利要求1-6任一项所述的飞行器控制系统设计方法，其特征在于：所述滚动控制指令为飞行器的滚转角指令。

Images