CN110895418A - 补偿舵机动力学滞后的低速旋转飞行器控制方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种补偿舵机动力学滞后的低速旋转飞行器控制方法及系统，该方法中通过设置特定的相角超前补偿和幅值补偿来抵消舵机工作频率输出响应存在的相位滞后和幅值衰减，从而使得低速旋转飞行器的舵机实际控制能力达到预期效果，能够控制飞行器的飞行精度，应用于工程实践。
Description
技术领域
本发明涉及一种低速旋转飞行器的控制方法及系统，具体涉及一种补偿舵机动力学滞后的低速旋转飞行器控制方法及系统。
背景技术
在旋转飞行器的飞行过程中，该飞行器总是绕其自身纵轴进行旋转运动。该旋转运动有利有弊，一方面可有效的改善推力偏心、质量偏心以及外形加工工艺误差等干扰因素带来的无控落点散布，保持飞行器的姿态旋转稳定并提高命中精度。然而另一方面，由于执行机构的工作频率限制，飞行器的自旋运动会造成俯仰通道和偏航通道严重的控制耦合效应，这些耦合因素会减弱控制系统的鲁棒性，甚至可能造成飞行器做发散的锥形运动，使其出现飞行失稳现象。
因此，有必要对该耦合现象进行分析，通过补偿来抵消舵机动力学滞后带来的不良影响，从而增强飞行器飞行的稳定性，保证其命中精度。
由于上述原因，本发明人对现有的低速旋转飞行器控制方法及系统做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的补偿舵机动力学滞后的低速旋转飞行器控制方法及系统。
发明内容
为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种补偿舵机动力学滞后的低速旋转飞行器控制方法及系统，该方法中通过设置特定的相角超前补偿和幅值补偿来抵消舵机工作频率输出响应存在的相位滞后和幅值衰减，从而使得低速旋转飞行器的舵机实际控制能力达到预期效果，能够控制飞行器的飞行精度，从而完成本发明。
具体来说，本发明的目的在于提供一种舵机动力学滞后补偿的低速旋转飞行器控制方法，该方法包括
通过飞行器上的飞控模块解算出惯性系下的舵指令，
再将所述惯性系下的舵指令分解为弹体系下的舵指令，
最后将所述弹体系下的舵指令传递给舵机，经过舵机动力学环节得到弹体系下的舵偏角响应；
其中，在由惯性系下的舵指令分解为弹体系下的舵指令的过程中加入相角超前补偿，在经过舵机动力学环节得到弹体系下的舵偏角响应的过程中加入幅值补偿。
本发明还提供一种舵机动力学滞后补偿的低速旋转飞行器控制系统，该系统包括
飞控模块1、解算模块2、量测模块3和舵机模块4，
其中，所述飞控模块1用于实时解算出惯性系下的舵指令，并发送给解算模块2，
所述解算模块2用于将惯性系下的舵指令转换为弹体系下的舵指令，并发送给舵机模块4，
所述量测模块3用于实时测量得到飞行器的滚转角和滚转角速度，
所述舵机模块4用于经过舵机动力学环节得到弹体系下的舵偏角响应。
根据本发明提供的补偿舵机动力学滞后的低速旋转飞行器控制方法及系统，摒弃了传统的离线参数装订过程，提出了可用于进行舵机动力学滞后补偿的补偿指令，能有效的削弱控制耦合效应对弹体飞行带来的不利影响。此外，本发明在实际应用过程中，只需将包含解析表达式的补偿指令嵌入飞控模块中，并在舵机环节处进行补偿即可，简单有效，更有效的增强了低成本火箭弹的控制系统稳定性，以及末端命中精度，具有较高的工程应用价值。
附图说明
图1示出根据本发明一种优选实施方式的舵机动力学滞后补偿的低速旋转飞行器控制系统逻辑图。
图2示出根据本发明一种优选实施方式的仿真实验例中输入单位阶跃指令时获得的俯仰通道和偏航通道的等效舵偏角曲线图；
图3示出根据本发明一种优选实施方式的仿真实验例中输入正弦信号时获得的俯仰通道和偏航通道的等效舵偏角曲线图。
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。
根据本发明提供的补偿舵机动力学滞后的低速旋转飞行器控制方法，该方法中，
通过飞行器上的飞控模块解算出惯性系下的舵指令，
再将所述惯性系下的舵指令分解为弹体系下的舵指令，
最后将所述弹体系下的舵指令传递给舵机，经过舵机动力学环节得到弹体系下的舵偏角响应，即由舵机解算出弹体系下的舵偏角响应。
其中，在由惯性系下的舵指令分解为弹体系下的舵指令的过程中加入相角超前补偿，在经过舵机动力学环节得到弹体系下的舵偏角响应的过程中加入幅值补偿。
其中，所述惯性系的原点O选取为飞行器的初始发射点，Ox轴指向弹道面与水平面的交线，指向目标为正；Oy轴位于包含Ox轴的铅垂面内且指与Ox轴垂直；Oz轴与其他两轴垂直并构成右手坐标系，所述弹体系是与飞行器固连的动坐标系，原点选取为飞行器的瞬时质心，Ox1轴与弹体纵轴重合，指向头部为正；Oy1轴位于弹体初始纵向对称面内且与Ox1轴垂直，指向弹体上方为正；Oz1轴垂直于Ox1y1平面，方向按照右手定则确定。
所述飞控模块即为飞行器上的控制系统，由硬件装置(如ARM，DSP等硬件)和飞控软件组成。实际过程中，需要把飞控软件程序写入硬件装置，即可得到可用的飞控模块，所述飞控模块可以选用现有飞行器中已有的飞控模块，本申请中对此不作特别限定。
所述飞行器中装载有卫星信号接收装置，能够实时接收卫星信号，从而获知飞行器自身的位置信息，在飞行器中还装订有目标位置信息，从而能够通过数学解算的方式获取制导所需的视线角速率信息，再通过飞控模块中预先灌装的制导律生成弹体的轨迹修正指令，即惯性系下的舵指令。
本申请中所述的低速旋转飞行器是指转速在25转/秒以下的飞行器，该类飞行器由于弹体的旋转运动，导致俯仰通道和偏航通道之间存在严重的耦合现象，而弹体的控制耦合可能会导致飞行器在飞行过程中失去稳定性，并会降低飞行器的终端命中精度。所以需要通过给出补偿方案来消除此耦合效应带来的不利影响，增强飞行器控制系统的鲁棒性，提高飞行器的末端命中精度。
在一个优选的实施方式中，飞控模块解算出惯性系下的舵指令包括旋转飞行器期望的俯仰通道过载指令acy和旋转飞行器期望的偏航通道过载指令acz。
本申请中涉及的飞行器控制系统只包含前向通道和阻尼反馈回路。
所述惯性系下的舵指令包括惯性系下的俯仰舵指令σcy和惯性系下的偏航舵指令σcz，其中，σcy通过下式(一)获得，σcz通过下式(二)获得：
σcy＝kp·acy+kg·(0-wcy) (一)
σcz＝kp·ace+kg·(0-wcz) (二)；
其中，kp表示控制系统的前向通道增益，kg表示控制系统的阻尼回路增益，kp和kg都是预装在飞行器上的已知参量，wcy表示弹体在惯性系下的俯仰角速度，wcz弹体在惯性系下的偏航角速度；wcy和wcz都通过安装在飞行器上的角速度陀螺传感器实时探测并将其转换到惯性系得到。
弹体系下的舵指令包括弹体系下的俯仰舵指令和弹体系下的偏航舵指令；在现有技术中，所述惯性系下的舵指令通过下式(三)分解为弹体系下的舵指令，
其中，σ′cy表示弹体系下的俯仰舵指令，σ′cz表示弹体系下的偏航舵指令，γm表示飞行器滚转角的测量值，其通过地磁装置或者角速率陀螺直接实时测量得到，与真实值相比，一般会存在一定的偏差，所述σcy表示惯性系下的俯仰舵指令，所述σcz表示惯性系下的偏航舵指令。
在一个优选的实施方式中，在加入相角超前补偿的情况下，所述惯性系下的舵指令通过下式(四)分解为弹体系下的舵指令；
其中，σ′cy表示弹体系下的俯仰舵指令，也是经由相角超前补偿得到的弹体系下的俯仰舵指令，σ′cz表示弹体系下的偏航舵指令，也是经由相角超前补偿得到的弹体系下的偏航舵指令，φd表示耦合角，用于执行所述相角超前补偿，即在解算过程中，该耦合角与飞行器当前的滚转角相加，
表示飞行器当前的滚转角。
在一个优选的实施方式中，所述耦合角φd通过下式(五)获得；
其中，Ts表示舵机的时间常数，μs表示舵机的阻尼，Ts和μs都是预存在飞行器上的已知量；φ表示飞行器当前的滚转角速度，其通过地磁装置或者角速率陀螺实时测量得到。
通过式(四)和式(五)即可获得相角超前补偿后的弹体系下的舵指令，再将该相角超前补偿后的弹体系下的舵指令传递给舵机，经过舵机动力学环节得到弹体系下的舵偏角响应。
该方法中根据当前时刻测量得到的
解算出当前时刻的耦合角φd，再通过当前时刻的耦合角φd补偿下一时刻的弹体系下的舵指令，优选地，该方法中的时间步长为0.02s。
在现有技术中，所述舵机动力学环节中通过下式(六)得到弹体系下的舵偏角响应：
Gσ(s)表示弹体系下的舵偏角响应，Ks表示舵机的动力学增益，优选地取值为1。
在一个优选的实施方式中，在加入幅值补偿的情况下，在舵机动力学环节中通过下式(七)获得弹体系下的舵偏角响应：
其中，Gσ(s)表示弹体系下的舵偏角响应，也是也是经由幅值补偿得到的弹体系下的舵偏角响应，Ks表示舵机的动力学增益，S表示微分算子；Kσ表示舵机动力学的幅值补偿增益。
所述式(七)可以变换为关于舵偏角的微分方程形式，从而求得舵偏角在每个控制周期的增量，再叠加上一周期的舵偏角即为当前控制周期的舵偏角响应。
具体来说，所述式(七)可以变为下式(七一)和(七二)：
通过上式(七一)和(七二)可得弹体系下的俯仰舵偏角增量dσ′y和弹体系下的偏航舵偏角增量dσ′z。因此，弹体系下的俯仰舵偏角和偏航舵偏角可得到，如下所示：
σ′y(k)＝σ′y(k-1)+dσ′y
σ′z(k)＝σ′z(k-1)+dσ′z
上式中：σ′y(k-1)表示上一周期的俯仰舵偏角，σ′y(k)表示当前周期的俯仰舵偏角；σ′z(k-1)表示上一周期的偏航舵偏角，σ′z(k)表示当前周期的偏航舵偏角。
在一个优选的实施方式中，Kσ通过下式(八)获得：
通过式(七)和式(八)即可获得幅值补偿后的舵偏角响应，再通过所述舵机执行该幅值补偿后的弹体系下的舵偏角响应。
飞行器上的舵机工作频率限制会造成其输出响应存在一定的相位滞后和幅值衰减，从而使飞行器的俯仰和偏航通道存在一定的控制耦合，并且其耦合程度与飞行器转速快慢密切相关，通过本申请提供的方法能够补偿该相位滞后和幅值衰减，使得舵机最终执行的舵指令能够达到预期的控制效果。
本发明还提供一种补偿舵机动力学滞后的低速旋转飞行器控制系统，该系统包括飞控模块1、解算模块2、量测模块3和舵机模块4，如图1中所示，
其中，所述飞控模块1用于实时解算出惯性系下的舵指令，并发送给解算模块2，
所述解算模块2用于将惯性系下的舵指令转换为弹体系下的舵指令，并发送给舵机模块4，
所述量测模块3用于实时测量得到飞行器的滚转角和滚转角速度，
所述舵机模块4用于经过舵机动力学环节得到弹体系下的舵偏角响应。
优选地，所述解算模块2通过下式(四)获得弹体系下的舵指令，
其中，σ′cy表示弹体系下的俯仰舵指令，σ′cz表示弹体系下的偏航舵指令，φd表示耦合角，
表示飞行器当前的滚转角，所述σcy表示惯性系下的俯仰舵指令，所述σcz表示惯性系下的偏航舵指令；
优选地，所述耦合角φd通过下式(五)获得；
其中，Ts表示舵机的时间常数，μs表示舵机的阻尼系数；
表示飞行器当前的滚转角速度。
优选地，所述舵机模块4通过下式(七)获得弹体系下的舵偏角响应，
其中，Gσ(s)表示弹体系下的舵偏角响应，Kσ表示舵机动力学的幅值补偿增益，Ks表示舵机的动力学增益，S表示微分算子；
优选地，所述Kσ通过下式(八)获得：
所述量测模块3包括地磁装置和/或角速率陀螺，所述量测模块3用于测量飞行器的滚转角和滚转角速度。
所述舵机模块还包括舵机执行机构，用以执行弹体系下的舵偏角响应。
仿真实验例：
飞行器自旋转速为
舵机频率为ws＝15Hz，阻尼为μs＝0.65，通过本申请提供的舵机动力学滞后补偿的低速旋转飞行器控制方法对获得该飞行器的舵偏角的解算过程进行相角超前补偿和幅值补偿；
(1)给飞行器的惯性系下俯仰通道输入单位阶跃指令作为飞控模块解算出惯性系下的舵指令；得到的输出俯仰通道和偏航通道的等效舵偏角曲线如图2中所示；其中，采用本申请提供的飞行器控制方法的输出曲线为解耦后俯仰舵输出和解耦后偏航舵输出，未采用本申请提供的飞行器控制方法的输出曲线为未解耦俯仰舵输出和未解耦偏航舵输出；
(2)给飞行器的惯性系下俯仰通道输入幅值为1°、频率为2Hz的正弦信号作为飞控模块解算出惯性系下的舵指令；得到的输出俯仰通道和偏航通道的等效舵偏角曲线如图3中所示；其中，采用本申请提供的飞行器控制方法的输出曲线为解耦后俯仰舵输出和解耦后偏航舵输出，未采用本申请提供的飞行器控制方法的输出曲线为未解耦俯仰舵输出和未解耦偏航舵输出；
其中，从图2和图3中可以看出，解耦前俯仰通道的舵指令会在偏航通道产生舵输出。而采用本申请提供的补充方法后，消除了舵机控制系统的耦合效应，本申请提供的相角超前补偿和幅值补偿可以减弱弹体旋转及舵机动力学滞后带来的控制耦合现象。
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 (10)
1.一种舵机动力学滞后补偿的低速旋转飞行器控制方法，其特征在于，该方法包括
通过飞行器上的飞控模块解算出惯性系下的舵指令，
再将所述惯性系下的舵指令分解为弹体系下的舵指令，
最后将所述弹体系下的舵指令传递给舵机，经过舵机动力学环节得到弹体系下的舵偏角响应；
其中，在由惯性系下的舵指令分解为弹体系下的舵指令的过程中加入相角超前补偿，在经过舵机动力学环节得到弹体系下的舵偏角响应的过程中加入幅值补偿。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
所述惯性系下的舵指令包括惯性系下的俯仰舵指令σcy和惯性系下的偏航舵指令σcz，其中，σcy通过下式(一)获得，σcz通过下式(二)获得：
σcy＝kp·acy+kg·(0-wcy) (一)
σcz＝kp·acz+kg·(0-wcz) (二)
其中，kp表示控制系统的前向通道增益，kg表示控制系统的阻尼回路增益，wcy表示飞行器在惯性系下的俯仰角速度，wcz飞行器在惯性系下的偏航角速度，acy表示旋转飞行器期望的俯仰通道过载指令，acz表示旋转飞行器期望的偏航通道过载指令。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
在加入相角超前补偿的情况下，所述惯性系下的舵指令通过下式(四)分解为弹体系下的舵指令；
其中，σ′cy表示弹体系下的俯仰舵指令，σ′cz表示弹体系下的偏航舵指令，φd表示耦合角，用于执行所述相角超前补偿，
表示飞行器当前的滚转角，所述σcy表示惯性系下的俯仰舵指令，所述σcz表示惯性系下的偏航舵指令。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，
所述耦合角φd通过下式(五)获得；
其中，Ts表示舵机的时间常数，μs表示舵机的阻尼系数；
表示飞行器当前的滚转角速度。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，
在加入幅值补偿的情况下，在舵机动力学环节中通过下式(七)获得弹体系下的舵偏角响应：
其中，Gσ(s)表示弹体系下的舵偏角响应，Kσ表示舵机动力学的幅值补偿增益，Ks表示舵机的动力学增益，S表示微分算子。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，
所述Kσ通过下式(八)获得：
7.一种舵机动力学滞后补偿的低速旋转飞行器控制系统，其特征在于，该系统包括
飞控模块(1)、解算模块(2)、量测模块(3)和舵机模块(4)，
其中，所述飞控模块(1)用于实时解算出惯性系下的舵指令，并发送给解算模块(2)，
所述解算模块(2)用于将惯性系下的舵指令转换为弹体系下的舵指令，并发送给舵机模块(4)，
所述量测模块(3)用于实时测量得到飞行器的滚转角和滚转角速度，
所述舵机模块(4)用于经过舵机动力学环节得到弹体系下的舵偏角响应。
8.根据权利要求7所述的舵机动力学滞后补偿的低速旋转飞行器控制系统，其特征在于，
所述解算模块(2)通过下式(四)获得弹体系下的舵指令，
σ′cy表示弹体系下的俯仰舵指令，σ′cz表示弹体系下的偏航舵指令，φd表示耦合角，
表示飞行器当前的滚转角，所述σcy表示惯性系下的俯仰舵指令，所述σcz表示惯性系下的偏航舵指令；
优选地，所述耦合角φd通过下式(五)获得；
其中，Ts表示舵机的时间常数，μs表示舵机的阻尼系数；
表示飞行器当前的滚转角速度。
9.根据权利要求7所述的舵机动力学滞后补偿的低速旋转飞行器控制系统，其特征在于，
所述舵机模块(4)通过下式(七)获得弹体系下的舵偏角响应，
其中，Gσ(s)表示弹体系下的舵偏角响应，Kσ表示舵机动力学的幅值补偿增益，Ks表示舵机的动力学增益，S表示微分算子；
优选地，所述Kσ通过下式(八)获得：
10.根据权利要求7所述的舵机动力学滞后补偿的低速旋转飞行器控制系统，其特征在于，
所述量测模块(3)包括地磁装置和/或角速率陀螺。
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