CN111061286A - 一种滤波微分提供阻尼实现飞行器侧向过载控制的方法 - Google Patents

Abstract

本发明是关于一种滤波微分提供阻尼实现飞行器侧向过载控制的方法，属于飞行器制导与控制技术领域，该方法包括以下步骤：对飞行器的侧向过载以及飞行器偏航通道的偏航角速率进行测量；根据所述侧向过载与过载指令信号构成过载误差信号；根据角速度计测量的偏航角速率信号进行滤波微分设计，形成阻尼信号；再由过载误差信号积分得到过载误差积分信号；并上述过载误差信号、过载误差积分信号、阻尼信号匹配组成飞行器过载跟踪控制器。该方法解决了现有技术中部分高速飞行器的稳定控制过程中需要测量飞行器角加速度信号，以此来提供系统稳定所需的阻尼信号，从而实现飞行器过载稳定的问题。

Description

一种滤波微分提供阻尼实现飞行器侧向过载控制的方法

技术领域

本发明涉及飞行器制导与控制技术领域，具体而言，涉及一种采用角速度计加滤波微分来为飞行器过载回路提供阻尼实现过载稳定与控制的方法。

背景技术

飞行器控制领域目前采用的主流控制方法有姿态控制与过载控制两大类。而且传统的飞行器大多采用姿态控制方法，主要原因是姿态控制比较成熟，稳定性与可靠性高，尤其适用于有人飞行器的控制。但在无人飞行器、或者对机动性要求比较高的飞行器控制中，也有不少采用过载控制方法，如空空导弹等。

而过载控制除了需要测量过载信号外，也有继续采用姿态控制来为系统提供阻尼的方法，这样的控制方法是姿态与过载的复合体，比较复杂，应用并不广泛。而除此之外，也有采用过载信号与角加速度信号匹配进行控制的方法，但该类方法存在的问题在于，首先，角加速度计需要单独安装，一般惯性导航组合元器件不能提供角加速度计信号，因此增大了经济开销；其次，角加速度信号由于其快变特性，难以准确测量，因此在有的系统中，即使安装了角加速度计，仍然无法保证过载控制回路的稳定性。

基于以上原因，本发明提出了一种采用飞行器角速度测量与滤波器组合求取近似微分的方法，为过载控制回路提供足够的阻尼，从而保证系统的稳定性，具有很高的工程应用价值。

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一种采用角速度计与滤波微分提供阻尼信号实现飞行器过载控制的方法，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系统阻尼不足而导致的系统稳定性不好问题。

根据本发明的一个方面，提供一种采用角速度计与滤波微分提供阻尼信号实现飞行器过载控制的方法，包括以下步骤：

步骤S10，在飞行器上安装惯性组合导航器件对飞行器的侧向过载、偏航角速率进行测量；

步骤S20，根据所述的飞行器过载测量信号n_z与过载指令信号进行比较构造过载误差信号，并进行积分运算得到误差积分信号；

步骤S30，根据所述的飞行器偏航角速率测量信号ω_y，构造两个滤波微分器，得到偏航角加速度的两个近似信号，并将两者叠加得到偏航角加速度的近似信号；

步骤S40，将所述的过载误差信号与误差积分信号与飞行器偏航角加速度的近似信号进行线性组合，并进行参数调选，得到最终的过载控制律，输出给飞行器偏航舵，使得飞行器侧向能够稳定的对侧向过载指令进行跟踪，完成对所述飞行器偏航通道的过载控制任务。

在本发明的一个示例实施例中，根据测量的飞行器过载信号n_z，构造过载误差积分信号包括：

其中s_e为过载误差积分信号，

代表对时间的积分。而e_nz为过载误差信号，其由过载测量值n_z与过载指令信号

比较而成，而飞行器过载指令信号

在飞行器实际飞行中是根据飞行器的实际任务需要而设定。

在本发明的一个示例实施例中，根据飞行器偏航角速率ω_y，构造两个子滤波微分器，得到偏航角加速度的近似信号Dω_y包括：

其中T₆、T₇为正常参数；

的按照如下差分方程构成的第一个滤波微分器进行计算：

其中

代表当前时刻的

值，

代表下一时刻的

值，而

的初始值设置为0，ω_y(n)为当前时刻的ω_y值，而ω_y(n-1)为前一时刻的ω_y值。而当前时刻、前一时刻之间的时间间隔为ΔT，选取ΔT＝0.001。根据当前时刻数据和以前时刻的数据ω_y值来推算下一时刻的

值，也即

的值。

其中

由下面传递函数组成的第二个滤波微分器计算：

其中T₄、T₅为正常参数，s代表传递函数的微分算子。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述过载误差信号与误差积分信号与飞行器偏航角加速度的近似信号Dω_y进行线性组合，得到最终的过载控制律包括：

其中δ_y为飞行器偏航通道的控制量，也就是偏航舵系统的输入信号。c₁、c₂、c₃、c₄为常值控制参数。

本发明一种采用角速度计与滤波微分提供阻尼信号实现飞行器过载控制的方法，一方面，根据飞行器惯性导航组合或者由陀螺仪与线加速度计测量的测量过载与偏航角速度，由两个滤波微分器组合提供偏航角加速度的近似信号，提供过载控制所需要的阻尼，保证系统稳定，解决了现有技术中由于角加速度计单独安装费用昂贵的问题，另一方面也解决了由于角加速度测量精度不足带来系统阻尼不足与过载控制稳定裕度不够的问题，因此具有很高的工程实用价值。

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采用角速度计与滤波微分提供阻尼信号实现飞行器过载控制的方法的流程图。

图2是本发明实施例所提供方法的子滤波器结构图。

图3是本发明实施例所提供方法的飞行器侧向过载误差曲线。

图4是本发明实施例所提供方法的飞行器侧向过载曲线。

图5是本发明实施例所提供方法的飞行器偏航角速率曲线。

图6是本发明实施例所提供方法的飞行器偏航角曲线。

图7是本发明实施例所提供方法的飞行器舵偏角曲线。

图8是本发明实施例所提供方法的飞行器攻角曲线。

具体实施方式

现在将参考附图基础上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。

本发明提供了一种采用角速度计与滤波微分提供阻尼信号实现飞行器过载控制的方法，根据飞行器上安装的惯性导航元器件测量得到的飞行器侧向过载与偏航角速率，通过构造两类滤波微分器，得到两类滤波微分的线性组合，实现偏航角加速度的近似估计，从而为过载控制器提供阻尼信号，最后叠加过载误差信号与误差积分信号，输出给飞行器偏航舵系统，实现飞行器侧向过载对过载指令的准确跟踪。

在目前已有的过载控制方法中，许多是采用内环姿态稳定回路来提供系统的阻尼，也有是采用角加速度计测量飞行器的偏航角加速度来提供侧向过载稳定回路所需要的阻尼。前者采用内环姿态稳定回路的方法比较复杂，后者采用角加速度计测量的缺点在于需要安装独立的角加速度计，因为惯性导航组合元件无法提供角加速度信息。而且即使单独安装角加速度计也存在测量结果精度不足的问题，在有的飞行器中该问题甚至会导致难以提供足够阻尼而使得过载回路不稳定。因此本发明提供采用惯性组合元器件测量飞行器角速度，再采用滤波器求取其近似微分的方法，不仅能够节省安装角速度计的费用，而且也能够解决角加速度计测量准确度不足，难以提供阻尼信号的问题。从而本发明具有很高的工程应用价值。

下面，将结合附图对本发明的一种采用角速度计与滤波微分提供阻尼信号实现飞行器过载控制的方法进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该采用角速度计与滤波微分提供阻尼信号实现飞行器过载控制的方法可以包括以下步骤：

步骤S10，在飞行器上安装惯性组合导航器件对飞行器的侧向过载、偏航角速率进行测量。

具体的，首先，可以采用惯性导航组合测量飞行器的侧向过载信号，下面以飞行器航向通道为研究对象。假设采用惯性导航组合元器件测量得到飞行器侧向过载，记作n_z。同时测量其偏航角速率，记作为ω_y；也可在飞行器上安装加速度计与速率陀螺仪，分别测量飞行器侧向过载n_z与姿态角速率ω_y。

步骤S20，根据所述的飞行器过载测量信号n_z与过载指令信号进行比较构造过载误差信号，并进行积分运算得到误差积分信号。

具体的，首先，根据测量的飞行器过载信号n_z与飞行器过载指令信号

进行比较，得到过载误差信号，记作e_nz：

其比较方式如下：

此处需要补充说明的是，飞行器过载指令信号

在飞行器实际飞行中是根据飞行器的实际任务需要而设定，而在飞行器控制器的设计过程中，我们也可以选取简答的常值信号来代替，也不失一般性。因此在后面案例实施中我们选取的

为常值。

其次，在过载误差信号e_nz的基础上，再积分，构造积分信号信号s_e如下：

其中

代表对时间的积分。

步骤S30，根据所述的飞行器偏航角速率测量信号ω_y，构造两个滤波微分器，得到偏航角加速度的两个近似信号，并将两者叠加得到偏航角加速度的近似信号。

具体的，首先，设计如下的第一个子滤波器，其采用传递函数如下：

其中

为滤波器的传递函数，s为传递函数中的微分算子，T₁、T₂、T₃为常值正滤波参数，详细设计见后文案例实施。将步骤S10测量所得的偏航角速率ω_y作为第一个子滤波器的输入信号，得到第一个子滤波器的输出信号，记作

上述滤波器的具体实现详见后文案例实施中的差分方程。

其次，设计如下的第二个子滤波器，其可由子系统G_a与子系统G_b按照如图2负反馈结构构成。其代表的关系如下传递函数所示：

也就是

其中G_a、G_b采用传递函数描述如下：

其中，s为传递函数中的微分算子。T₄、T₅为常值正滤波参数，详细设计见后文案例实施。

最后，将飞行器偏航角速率信号ω_y分别通过第一个子滤波器得到的输出信号

通过第二个子滤波器得到的输出信号记作

再由两者叠加组成偏航角加速度的近似信号

其叠加方式如下：

其中T₆、T₇为正常参数，详细设计见后文案例实施。

步骤S40，将所述的过载误差信号与误差积分信号与飞行器偏航角加速度的近似信号Dω_y进行线性组合，并进行参数调选，得到最终的过载控制律，输出给飞行器偏航舵，使得飞行器侧向能够稳定的对侧向过载指令进行跟踪，完成对所述飞行器偏航通道的过载控制任务。

具体的，此处主要涉及的是飞行器过载控制律的设计与生成，由于最终输出给飞行器偏航通道的偏航舵，因此整个飞行器过载控制规律可以描述为如下式子：

其中δ_y为飞行器偏航通道的控制量，也就是偏航舵系统的输入信号。c₁、c₂、c₃、c₄为控制参数，详细选取见后文案例实施。

最后，是关于本发明的参数调整。在设置期望的过载指令为常值信号后，通过调节控制规律中的参数c₁、c₂、c₃、c₄以及T₁、T₂、T₃、T₄、T₅、T₆、T₇，观测飞行器的实际过载曲线是否能够和期望过载指令快速吻合跟踪。最终通过多次仿真模拟，调选控制效果最满意的参数，即组成最终的过载控制方法，实现飞行器的过载控制。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

步骤S10的测量过程与前文描述相同，在此不再重复。

步骤S20中过载指令信号设置为常值信号，即

其余信号生成与前文描述相同，在此不再重复。

步骤S30选取T₁＝0.005、T₂＝1、T₃＝0.1、T₄＝0.000225、T₅＝0.021、T₆＝1、T₇＝1。其中第一个子滤波器

的差分方程实现如下：

其中

代表当前时刻的

值，

代表下一时刻的

值，而

的初始值设置为0，ω_y(n)为当前时刻的ω_y值，而ω_y(n-1)为前一时刻的ω_y值。而当前时刻、前一时刻之间的时间间隔为ΔT，选取ΔT＝0.001。根据当前时刻数据和以前时刻的数据ω_y值来推算下一时刻的

值，也即

的值。

步骤S40选取中选取c₁＝7、c₂＝12.5、c₃＝2、c₄＝0.5，组成最终的过载控制律，得到的控制效果如图3至图8所示。由图3可以看出，过载误差在5到10秒内由1左右减少到0，实现了飞行器侧向过载误差的消除。图4可以看出飞行器侧向过载从5秒开始，由0逐渐增加达到1，从而实现了给定常值过载的跟踪。图5可以看出飞行器角速度最终稳定在2度每秒左右，由图6可以看出飞行器的偏航角一直负向增加，在5秒内大约变化了10度左右，说明飞行器在常值过载1的指令作用下，一直进行航向的转弯运动。图7可以看出飞行器的舵偏角最终稳定在3.5度左右，图8可以看出飞行器的攻角稳定在4度左右。因此整个过程舵偏角与攻角都在正常范围内，从而飞行器的侧向过载跟踪控制设计是正确而有效的。

在上述基础上，考虑过载指令大小变化、飞行器飞行高度变化、飞行速度变化，对上述控制率律参数进行微调，最终确定飞行器侧向过载控制律的参数，从而完成过飞行器载控制器的设计。

由于飞行器运动过程中的角加速度信号难以精准测量，因此本发明所提供方法只需采用常规技术，即采用陀螺仪实现角速度的测量即可达到飞行器过载稳定的目的。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这类的发明后，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指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 (4)

1.一种滤波微分提供阻尼实现飞行器过载控制的方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10，在飞行器上安装惯性组合导航器件对飞行器的侧向过载、偏航角速率进行测量；

步骤S20，根据所述的飞行器过载测量信号n_z与过载指令信号进行比较构造过载误差信号，并进行积分运算得到误差积分信号；

步骤S30，根据所述的飞行器偏航角速率测量信号ω_y，构造两个滤波微分器，得到偏航角加速度的两个近似信号，并将两者叠加得到偏航角加速度的近似信号；

步骤S40，将所述的过载误差信号与误差积分信号与飞行器偏航角加速度的近似信号进行线性组合，并进行参数调选，得到最终的过载控制律，输出给飞行器偏航舵，使得飞行器侧向能够稳定的对侧向过载指令进行跟踪，完成对所述飞行器偏航通道的过载控制任务。

2.根据权利要求1所述的一种滤波微分提供阻尼实现飞行器过载控制的方法，其特征在于，对飞行器的侧向过载测量与过载误差信号以及生成过载误差积分信号包括：

其中

为飞行器过载指令信号，在飞行器实际飞行中是根据飞行器的实际任务需要而设定。n_z为飞行器侧向过载测量值，e_nz为过载误差信号，s_e为过载误差积分信号，ò^dt代表对时间的积分。

3.根据权利要求1一种滤波微分提供阻尼实现飞行器过载控制的方法，其特征在于，对飞行器的偏航角速度信号进行测量，并构建偏航角加速度信号的近似信号包括：

其中Dω_y为偏航角加速度的近似信号，T₆、T₇为正常参数；

的计算按照如下差分方程进行：

其中

代表当前时刻的

值，ω_y(n)为当前时刻的ω_y值，ω_y即飞行器偏航角速率的测量值，

代表下一时刻的

值，而

的初始值设置为0，而ω_y(n-1)为前一时刻的ω_y值。而当前时刻、前一时刻之间的时间间隔为ΔT，选取ΔT＝0.001。根据当前时刻数据和以前时刻的数据ω_y值来解算下一时刻的

值，也即

的值。

其中

由下面传递函数计算：

其中T₄、T₅为正常参数，s代表传递函数的微分算子。

4.根据权利要求3一种滤波微分提供阻尼实现飞行器过载控制的方法，其特征在于，根据所述过载误差信号、误差积分信号、飞行器偏航角加速度的近似信号Dω_y构建最终的过载控制律包括：

其中δ_y为飞行器偏航通道的控制量，也就是偏航舵系统的输入信号。c₁、c₂、c₃、c₄为常值控制参数。

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