CN110794864B - 基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明是关于一种基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法，属于飞行器飞行控制技术领域，该方法包括以下步骤：根据当前攻角以及期望攻角构建攻角误差信号，根据当前俯仰角速率以及期望俯仰角速率构建俯仰角速率误差信号；根据攻角误差信号得到攻角误差近似微分信号，根据俯仰角速率误差信号构建俯仰角速率的滤波微分信号；根据攻角误差信号、俯仰角速率误差信号、攻角误差积分信号、攻角误差近似微分信号、滤波微分信号、攻角误差非线性变换信号以及俯仰角速率误差非线性变换信号构建飞行器的攻角跟踪控制信号，并利用攻角跟踪控制信号控制飞行器的稳定。该方法可以通过控制飞行器的姿态角速率以及攻角来增加飞行器的稳定性。

Description

基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法

技术领域

本发明属于飞行器飞行控制领域，尤其是涉及一种基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法。

背景技术

飞行器的稳定控制是一项军民两用的通用技术，也是飞行器设计的关键技术。尤其是高速飞行器，由于为了增大射程减少阻力而选取的灵巧形的气动外形，使得飞行器的自然阻尼比较低，有的飞行器甚至会有开环不稳定现象。因此如何提高飞行器控制系统的稳定裕度，保证其稳定飞行，是飞行器设计领域的工程师与专家们首先关心的核心问题，因为其不仅密切关系到有人飞行器，如民航客机的安全形；对无人飞行器，也关系到其能否稳定可靠地完成预定任务；对军用飞行器，其稳定裕度提高，也意味着其能在更恶劣的战场环境中执行任务，增大飞行器驾驶者生还的概率。

目前，飞行器主流设计控制方法是以姿态角传感测量为主，但随着传感器技术的发展，攻角测量技术也越来越成熟，如国外波音公司早已采用攻角测量技术并引入控制系统。因此，如何通过控制飞行器的姿态角以及攻角来增加飞行器的稳定性成了亟需解决的问题。

需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本发明的目的在于提供基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的如何通过控制飞行器的姿态角以及攻角来增加飞行器的稳定性的问题。

本发明提供了一种基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法，包括以下步骤：

步骤S10，对飞行器的当前攻角以及当前俯仰角速率进行测量，并根据所述当前攻角以及期望攻角构建攻角误差信号，根据所述当前俯仰角速率以及期望俯仰角速率构建俯仰角速率误差信号；

步骤S20，对所述攻角误差信号进行积分得到攻角误差积分信号，并根据所述攻角误差信号得到攻角误差近似微分信号，根据所述俯仰角速率误差信号构建俯仰角速率的滤波微分信号；

步骤S30.分别对所述攻角误差信号以及俯仰角速率误差信号进行非线性变换，得到攻角误差非线性变换信号以及俯仰角速率误差非线性变换信号；

步骤S40，根据所述攻角误差信号、俯仰角速率误差信号、攻角误差积分信号、攻角误差近似微分信号、滤波微分信号、攻角误差非线性变换信号以及俯仰角速率误差非线性变换信号构建所述飞行器的攻角跟踪控制信号，并利用所述攻角跟踪控制信号控制所述飞行器的稳定。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述当前攻角以及期望攻角构建攻角误差信号，根据所述当前俯仰角速率以及期望俯仰角速率构建俯仰角速率误差信号包括：

e_α＝α^d-α；

e_ω＝0-ω_z＝-ω_z；

其中，e_α为攻角误差信号，α^d为期望攻角，α为当前攻角；

e_ω俯仰角速率误差信号，所述期望角速率为0，ω_z为当前俯仰角速率信号。

在本发明的一种示例实施例中，对所述攻角误差信号进行积分得到攻角误差积分信号，并根据所述攻角误差信号得到攻角误差近似微分信号，根据所述俯仰角速率误差信号构建俯仰角速率的滤波微分信号包括：

S_α＝∫e_αdt；

其中，S_α为攻角误差积分信号；

D_α为攻角误差近似微分信号，G₁(s)为传递函数，s表示传递函数的微分算子，T₀、T₁与T₂为时间常数；

D_ω为滤波微分信号，G₂(s)为传递函数，s表示传递函数的微分算子；T₃、T₄与T₅为时间常数。

在本发明的一种示例实施例中，分别对所述攻角误差信号以及俯仰角速率误差信号进行非线性变换，得到攻角误差非线性变换信号以及俯仰角速率误差非线性变换信号包括：

其中，f₁为攻角误差非线性变换信号，k₁、ε₁以及ε₂为常参数；

f₂为俯仰角速率误差非线性变换信号，k₂、ε₃以及ε₄为常参数。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述攻角误差信号、俯仰角速率误差信号、攻角误差积分信号、攻角误差近似微分信号、滤波微分信号、攻角误差非线性变换信号以及俯仰角速率误差非线性变换信号构建所述飞行器的攻角跟踪控制信号包括：

u＝f₁+f₂+k₃e_α+k₄e_ω+k₅S_α+D_α+D_ω；

其中，u为攻角跟中控制信号，k₃、k₄、k₅为控制参数。

本发明一种基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法，一方面，给出了飞行器攻角与俯仰角速率组合测量的方法，尤其是通过滤波微分与近似微分的设计，大大增强了控制系统的阻尼，从而通过可通过控制飞行器的姿态角以及攻角来增加飞行器的稳定性，因此具有很高的工程实用价值与经济价值，可以广泛应用于军用与民用的有人及无人飞行器飞行控制中。

另一方面，本发明中涉及的攻角的动态响应过程能够满足要求，而且由于近似微分与滤波微分信号的引入，使得整个攻角跟踪控制器的稳定性比较好，稳定裕度充足。因此，本发明所提供的基于姿态角速率与攻角测量的攻角跟踪控制方法是有效的。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明提供的一种基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法的流程图。

图2是本发明实施例所提供方法的飞行器攻角变化曲线。

图3是本发明实施例所提供方法的飞行器俯仰角速率曲线。

图4是本发明实施例所提供方法的飞行器俯仰角曲线。

图5是本发明实施例所提供方法的飞行器高度曲线。

图6是本发明实施例所提供方法的飞行器俯仰舵偏角曲线。

图7是本发明实施例所提供方法的飞行器攻角误差曲线。

图8是本发明实施例所提供方法的飞行器飞行轨迹曲线。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本发明将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本发明的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本发明的技术方案而省略所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知技术方案以避免喧宾夺主而使得本发明的各方面变得模糊。

本发明一种基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法，通过安装攻角传感器测量飞行器攻角，安装速率陀螺仪或惯性组合导航器件测量飞行器的俯仰角速率，再根据上述测量值与指令值的比较得到攻角误差信号与俯仰角速率误差信号，然后通过设计滤波器与近似微分器求取攻角误差的近似微分和俯仰角速率误差信号的滤波微分，最后叠加攻角误差积分信号、以及非线性变换信号，形成最终的攻角稳定跟踪控制信号，输出给飞行器舵机，从而操控飞行器跟踪给定指令飞行，实现飞行器的稳定飞行。

值得说明的是，本发明给出了飞行器攻角与俯仰角速率组合测量的方法，尤其是通过滤波微分与近似微分的设计，大大增强了控制系统的阻尼，从而提高了控制系统的稳定性。从而本发明具有很高的工程实用价值与经济价值，可以广泛应用于军用与民用的有人及无人飞行器飞行控制中。

以下，将结合附图对本发明实例实施例中提及的基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法进行解释以及说明。参考图1所示，该基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法可以包括以下步骤：

步骤S10，对飞行器的当前攻角以及当前俯仰角速率进行测量，并根据所述当前攻角以及期望攻角构建攻角误差信号，根据所述当前俯仰角速率以及期望俯仰角速率构建俯仰角速率误差信号。

具体的，首先，在飞行器轴向安装攻角传感器，测量飞行器的当前攻角，记为α；再采用速率陀螺仪或惯性组合导航元件，测量飞行器的俯仰角速率，记为ω_z。

然后，选定期望攻角为常值信号，记作α^d；其中，α^d具体数值选取见后文案例实施。将期望攻角α^d与飞行器的当前攻角测量值α进行比较，得到攻角误差信号，记作e_α，其比较规则为e_α＝α^d-α。

进一步的，选定期望俯仰角速率为0，将当前俯仰角速率信号ω_z与期望俯仰角速率信号进行比较，得到俯仰角速率误差信号，记作e_ω，其比较规则为e_ω＝0-ω_z＝-ω_z。

步骤S20，对所述攻角误差信号进行积分得到攻角误差积分信号，并根据所述攻角误差信号得到攻角误差近似微分信号，根据所述俯仰角速率误差信号构建俯仰角速率的滤波微分信号。

具体的，首先，对攻角误差信号e_α进行积分，得到攻角误差积分信号，记作S_α，其积分规则如下式描述所示：

S_α＝∫e_αdt；

然后，将攻角误差信号，通过传递函数

求解其近似微分信号得到攻角误差近似微分信号，记为D_α，其近似微分信号生成规则如下所示：

其中，s表示传递函数的微分算子；T₀、T₁与T₂为常数，具体的选取详见后文案例实施。

进一步的，将俯仰角速率误差信号，通过下面的传递函数G₂(s)，生成俯仰角速率的滤波微分信号如下，记作D_ω，其滤波微分信号的生成规则如下：

其中，s表示传递函数的微分算子；T₃、T₄与T₅为时间常数，具体的选取详见后文案例实施。

步骤S30.分别对所述攻角误差信号以及俯仰角速率误差信号进行非线性变换，得到攻角误差非线性变换信号以及俯仰角速率误差非线性变换信号。

具体的，首先，将攻角误差信号e_α进行如下的非线性变换后，得到攻角误差非线性变换信号，记作f₁，具体如下所示：

其中，k₁、ε₁以及ε₂为常参数，具体的选取详见后文案例实施。

然后，将俯仰角误差信号e_ω进行如下的非线性变换后，得到俯仰角速率误差非线性变换信号，记作f₂，具体如下所示：

其中，k₂、ε₃以及ε₄为常参数，具体的选取可以详见后文案例实施。

步骤S40，根据所述攻角误差信号、俯仰角速率误差信号、攻角误差积分信号、攻角误差近似微分信号、滤波微分信号、攻角误差非线性变换信号以及俯仰角速率误差非线性变换信号构建所述飞行器的攻角跟踪控制信号，并利用所述攻角跟踪控制信号控制所述飞行器的稳定。

具体的，可以将上述各步骤中的攻角误差信号e_α、俯仰角速率误差信号e_ω、攻角误差积分信号S_α、攻角误差近似微分信号D_α、滤波微分信号D_ω、攻角误差非线性变换信号f₁以及俯仰角速率误差非线性变换信号f进行信号综合处理，形成飞行器攻角跟踪控制信号，记作u，其具体构建形式如下：

u＝f₁+f₂+k₃e_α+k₄e_ω+k₅S_α+D_α+D_ω；

其中，k₃、k₄、k₅为控制参数。

最后，设置期望攻角指令α^d，选取好控制参数后，将上述综合控制量输出给飞行器俯仰舵机，控制飞行器俯仰通道的运动，然后在数字仿真或者半实物仿真环境下，观察飞行器的输出攻角变化曲线的稳态值以及动态过程是否满足要求，如果不满足要求，则调整部分控制参数，直至满足要求，从而完成飞行器俯仰通道攻角跟踪控制器的设计。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

具体的，首先，攻角测量与俯仰角速率测量、攻角误差信号与俯仰角速率的误差信号生成以及攻角误差积分信号生成过程与前文描述相同，在此不再重复。

然后，选取T₀＝0.1，T₁＝0.8，T₂＝0.01，生成攻角近似微分信号；

进一步的，选取

的参数T₃＝0.01，T₄＝0.02，T₅＝0.02；

选取k₁＝0.02、ε₁＝0.01以及ε₂＝0.01；k₂＝0.02、ε₃＝0.01以及ε₄＝0.01；

选取k₃＝4、k₄＝0.1、k₅＝8；

最后，设置期望攻角指令α^d＝6/57.3，其中除以57.3为了化为弧度。已某型亚音速灵巧型飞行器为例，进行俯仰通道的非线性模型仿真，其攻角变化曲线如下图2所示。可见攻角跟踪响应比较迅速，稳态误差小，动态过程也令人满意。飞行器俯仰角速率信号如图3所示、飞行器俯仰角如下图4所示、飞行器高度变化曲线如下图5所示、飞行器俯仰舵偏角如下图6所示、飞行器攻角误差信号如图7所示，飞行器俯仰通道飞行轨迹曲线如图8所示。

值得说明的是，上述曲线为六自由度真实飞行器的仿真结果，因此飞行时间15s以前，发动机处于加速阶段，速度还没有稳定，因此不便于验证说明攻角跟踪控制器的稳定性，因此攻角常值跟踪指令没有加入。同时上述俯仰通道的攻角、俯仰角、俯仰角速率以及舵偏、高度等曲线均是非常接近于飞行器的真实飞行的状态曲线。从以上曲线可以看出，攻角的动态响应过程能够满足要求，而且由于近似微分与滤波微分信号的引入，使得整个攻角跟踪控制器的稳定性比较好，稳定裕度充足。因此，本发明所提供的基于姿态角速率与攻角测量的攻角跟踪控制方法是有效的，而且有很高的工程应用价值。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里发明的发明后，将容易想到本发明的其他实施例。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未发明的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由权利要求指出。

Claims (1)

1.一种基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10，对飞行器的当前攻角以及当前俯仰角速率进行测量，并根据所述当前攻角以及期望攻角构建攻角误差信号，根据所述当前俯仰角速率以及期望俯仰角速率构建俯仰角速率误差信号；

步骤S20，对所述攻角误差信号进行积分得到攻角误差积分信号，并根据所述攻角误差信号得到攻角误差近似微分信号，根据所述俯仰角速率误差信号构建俯仰角速率的滤波微分信号；

步骤S30.分别对所述攻角误差信号以及俯仰角速率误差信号进行非线性变换，得到攻角误差非线性变换信号以及俯仰角速率误差非线性变换信号；

步骤S40，根据所述攻角误差信号、俯仰角速率误差信号、攻角误差积分信号、攻角误差近似微分信号、滤波微分信号、攻角误差非线性变换信号以及俯仰角速率误差非线性变换信号构建所述飞行器的攻角跟踪控制信号，并利用所述攻角跟踪控制信号控制所述飞行器的稳定；

其中，根据所述当前攻角以及期望攻角构建攻角误差信号，根据所述当前俯仰角速率以及期望俯仰角速率构建俯仰角速率误差信号包括：

e_α＝α^d-α；

e_ω＝0-ω_z＝-ω_z；

其中，e_α为攻角误差信号，α^d为期望攻角，α为当前攻角；

e_ω俯仰角速率误差信号，所述期望角速率为0，ω_z为当前俯仰角速率信号；

对所述攻角误差信号进行积分得到攻角误差积分信号，并根据所述攻角误差信号得到攻角误差近似微分信号，根据所述俯仰角速率误差信号构建俯仰角速率的滤波微分信号包括：

S_α＝∫e_αdt；

其中，S_α为攻角误差积分信号；

D_α为攻角误差近似微分信号，G₁(s)为传递函数，s表示传递函数的微分算子，T₀、T₁与T₂为时间常数；

D_ω为滤波微分信号，G₂(s)为传递函数，s表示传递函数的微分算子；T₃、T₄与T₅为时间常数；

分别对所述攻角误差信号以及俯仰角速率误差信号进行非线性变换，得到攻角误差非线性变换信号以及俯仰角速率误差非线性变换信号包括：

其中，f₁为攻角误差非线性变换信号，k₁、ε₁以及ε₂为常参数；

f₂为俯仰角速率误差非线性变换信号，k₂、ε₃以及ε₄为常参数；

根据所述攻角误差信号、俯仰角速率误差信号、攻角误差积分信号、攻角误差近似微分信号、滤波微分信号、攻角误差非线性变换信号以及俯仰角速率误差非线性变换信号构建所述飞行器的攻角跟踪控制信号包括：

u＝f₁+f₂+k₃e_α+k₄e_ω+k₅S_α+D_α+D_ω；

其中，u为攻角跟中控制信号，k₃、k₄、k₅为控制参数。

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