CN111142371A - 一种采用角加速度提供阻尼的飞行器过载回路设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明是关于一种采用角加速度提供阻尼的飞行器过载回路设计方法，属于飞行器控制技术领域，其特点在于采用角加速度计测量飞行器的偏航角加速度为过载外回路提供阻尼，再采用加速度计测量飞行器的线加速度得到侧向过载，并与期望过载指令相比较，得到过载误差信号。对过载误差信号进行两次积分组成过载误差综合积分信号以消除过载指令与姿态指令之间的转换静差问题。再引入飞行器姿态角加速度信号的非线性变换信号、偏航角速率的比例信号以及飞行器角速度信号的二次非线性变换信号组成过载回路的阻尼信号，输出给姿态稳定回路，即可实现过载跟踪的控制目标。该方法解决了传统过载控制的静差问题与阻尼不足问题。

Description

一种采用角加速度提供阻尼的飞行器过载回路设计方法

技术领域

本发明属于飞行器控制领域，尤其涉及飞行器姿态稳定与过载稳定的控制系统设计方法，主要是采用线加速度计与角加速度计为测量元器件测量飞行器的过载与姿态角加速度，从而提供阻尼增大飞行器系统的稳定性。

背景技术

尽管目前飞行器大多数都采用传统的姿态控制体制，但在末端无人飞行器的制导上，尤其是采用比例导引的无人飞行器上，采用过载控制和比例导引匹配更为方便。同时，针对防空拦截的无人飞行器来说，为了增大其机动性而加大拦截概率，也大多采用了过载控制。但过载控制也分为两大类，一类是直接采用过载与角加速度测量的直接过载控制体制，另一类是采用过载回路包含传统姿态稳定回路的体制。后者比较保守，但具有传统姿态控制稳定裕度较大的优点。本发明属于后者，但在过载回路的设计上，引入了角加速度的测量，大大增加了系统的阻尼，从而消除了引入积分器而增加的系统震荡。而由于第二种体制采用过载回路包含姿态回路设计时，由过载到姿态角的转换，必然存在积分甚至二次积分，因此如何为系统引入阻尼成为工程设计者最为关心的关键技术。而本发明采用角加速度测量的方法，不仅在理论上具有很好的创新性，而且在工程上，效果也非常显著，故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公开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加速度提供阻尼的飞行器过载回路设计方法，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传统过载控制方法存在过载静差或系统阻尼不足的问题。

本发明提供了一种采用角加速度提供阻尼的飞行器过载回路设计方法，包括以下步骤：

步骤S10：安装线加速度计于飞行器器体上测量飞行器的侧向过载，并与过载指令进行比较，形成过载误差信号；

步骤S20：针对所述的过载误差信号进行积分运算，得到过载误差积分信号；

步骤S30：安装角加速度计测量飞行器的角加速度信号，并进行非线性变换，得到飞行器的角加速度非线性变换信号；

步骤S40：针对所述的角加速度非线性变换信号与角速度信号，进行线性组合后再进行积分运算，得到角加速度非线性积分信号；

步骤S50：针对所述的角加速度信号与角加速度非线性信号，进行二次非线性变换，得到角加速度二次非线性变换信号；

步骤S60：针对所述的过载误差积分信号，进行二次积分运算，得到过载误差双积分信号；

步骤S70：针对所述的过载误差信号、过载误差积分信号，过载误差双积分信号、角加速度信号、角加速度非线性变换信号、角加速度非线性积分信号、角加速度二次非线性变换信号进行线性组合与叠加，得到综合信号；

步骤S80：针对所述的综合信号，设计飞行器姿态稳定回路，实现飞行器偏航角对综合信号的稳定跟踪；

步骤S90：调试姿态稳定回路参数，实现飞行器偏航角对综合信号的稳定跟踪；在此基础上，再调节过载控制回路参数，使得飞行器侧向过载能够稳定跟踪侧向过载指令，从而完成设计任务与控制目标。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述侧向过载信号与过载指令进行比较并积分，形成过载误差与误差积分信号包括：

e₁＝n_zd-n_z；

s₁＝∫e₁dt；

其中n_z为采用线加速度计测量的飞行器偏航通道的侧向过载，n_zd为飞行器偏航通道的侧向过载指令。e₁为过载误差信号，s₁为过载误差积分信号，其中dt表示对时间信号积分。

在本发明的一个示例实施例中，安装角加速度计测量飞行器的角加速度信号，并进行非线性变换，得到飞行器的角加速度非线性变换信号，并叠加角加速度信号进行积分运算，得到角加速度非线性积分信号包括：

其中

为采用角速度计测量的飞行器的偏航角加速度信号，

为角加速度非线性变换信号，s₂为角加速度非线性积分信号，k₁、m、n、ε₁、k₂为控制常值参数。

在本发明的一个示例实施例中，针对所述的角加速度信号与角加速度非线性信号，进行二次非线性变换，得到角加速度二次非线性变换信号包括：

其中f为二次非线性变换信号，

为角加速度非线性变换信号，

为角加速度信号，k₂、k₃、ε₂为控制常值参数。

在本发明的一个示例实施例中，针对所述的过载误差积分信号，进行二次积分运算，得到过载误差双积分信号，并对七种信号进行叠加得到综合信号包括：

s₃＝∫s₁dt；

其中s₁为过载误差积分信号，s₃为过载误差双积分信号，e₁为过载误差信号、

为角加速度信号、

为角加速度非线性变换信号、s₂为角加速度非线性积分信号、f为角加速度二次非线性变换信号，ψ^d为综合信号，

k_n1、k_n2、k_n3、k_n4、k_n5、k_n6、k_n7为常值控制参数。

在本发明的一个示例实施例中，针对所述的综合信号，设计飞行器姿态稳定回路，实现飞行器偏航角对综合信号的稳定跟踪包括：

u＝k_p1(ψ^d-ψ)+k_s1∫(ψ^d-ψ)dt+k_d1ω_y；

其中ψ^d为所述的的综合信号，在此ψ^d作为姿态稳定回路的输入，u为姿态稳定回路的输出信号，将直接输出给飞行器的偏航舵系统，ψ为飞行器的偏航角信号，采用陀螺仪测量，ω_y为飞行器的偏航角速率信号。姿态稳定回路的控制目标是使得飞行器的偏航角信号ψ跟踪输入的综合信号ψ^d。k_p1、k_s1、k_d1为姿态稳定回路的三个参数。

由于姿态稳定回路的设计方法较多，也并非本发明保护的重点，因此在此为了便于说明且保持本发明阐述的系统性与完整性，本发明选用的姿态稳定回路为PID控制方法，但不限于此方法，其它姿态稳定回路设计方法也不影响本发明的过载控制原理正确性，因此在实际使用可以根据实际情况灵活选取。最终调节姿态稳定回路的参数k_p1、k_s1、k_d1，然后调试过载回路的参数然后调试参数k₁、m、n、ε₁、k₂、k₃、ε₂、k_n1、k_n2、k_n3、k_n4、k_n5、k_n6、k_n7，使得姿态稳定回路的输出信号u输出给飞行器舵机系统，控制飞行器的偏航通道侧向过载跟踪n_z跟踪侧向过载指令n_zd。

值得说明的是，本发明尽管是以飞行器偏航通道的侧向过载跟踪为例说明的，但整个方法完全可以照搬应用于飞行器俯仰通道的纵向过载跟踪控制。同时本发明采用的是过载误差与角加速度匹配的方法实现过载控制外回路设计，然后再匹配内稳定姿态回路的设计方法，这样的过载控制外回路既有积分信号消除静差，又有角加速度提供阻尼保证系统的稳定裕度。本发明以传统的姿态PID控制为例说明，但内稳定姿态PID回路的设计也可以采用其它方法替代，不影响整个过载外回路设计与过载控制的创新性，而且特别适合需要使用过载控制而又同时希望保留姿态控制回路的飞行器系统终。

本发明提供的一种采用角加速度提供阻尼的飞行器过载回路设计方法，在过载回路串联匹配姿态回路的设计方法上具有理论的创新性，而且由于保留了传统姿态控制回路，又引入了角加速度增加系统的阻尼，使得整个系统设计具有很高的稳定裕度，从而使得本发明具有很高的工程应用价值。

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加速度提供阻尼的飞行器过载回路设计方法。

图2是本发明提供的方法案例的飞行器侧向过载信号变化曲线(单位：g)。

图3是本发明提供的方法案例的飞行器侧向过载误差信号变化曲线(单位：g)。

图4是本发明提供的方法案例的侧向过载误差积分信号变化曲线(无单位)。

图5是本发明提供的方法案例的飞行器偏航角加速度变化曲线(度/秒/秒)。

图6是本发明提供的方法案例的飞行器角加速度非线性变换信号变化曲线(无单位)。

图7是本发明提供的方法案例的飞行器角加速度非线性积分信号变化曲线(无单位)。

图8是本发明提供的方法案例的飞行器角加速度二次非线性变换信号(无单位)。

图9是本发明提供的方法案例的飞行器过载误差双积分信号(无单位)。

图10是本发明提供的方法案例的变化曲线(无单位)。

图11是本发明提供的方法案例的偏航角对常值信号的响应曲线(单位：度)。

图12是本发明提供的方法案例的飞行器侧滑角信号变化曲线(单位：度)。

图13是本发明提供的方法案例的飞行器偏航舵偏角信号变化曲线(单位：度)。

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。

本发明公开了一种采用角加速度提供阻尼的飞行器过载回路设计方法，采用角加速度计测量飞行器的偏航角加速度为过载外回路提供阻尼，再采用加速度计测量飞行器的线加速度得到飞行器的侧向过载，再由飞行器的侧向过载与飞行器的期望过载指令相比较，得到飞行器的过载误差信号。再由过载误差信号进行一次积分、二次积分组成过载误差综合积分信号以消除过载指令与姿态指令之间的转换静差问题。再引入飞行器姿态角加速度信号的非线性变换信号、偏航角速率的比例信号以及飞行器角速度信号的二次非线性变换信号组成过载回路的阻尼信号，减少上述多重积分引入产生的震荡。最终得到的过载回路输出信号，输出给姿态稳定回路进行姿态角的跟踪，使得飞行器的偏航角跟踪过载回路的输出信号，即可实现本发明提供方法所实现的过载跟踪的控制目标。

以下，结合具体的实施例对本发明涉及的一种采用角加速度提供阻尼的飞行器过载回路设计方法进行详细的解释以及说明。参考图1所示，该采用角加速度提供阻尼的飞行器过载回路设计方法包括以下步骤：

步骤S10：安装线加速度计于飞行器器体上测量飞行器的侧向过载，并与过载指令进行比较，形成过载误差信号；

采用线加速度计测量飞行器偏航通道的侧向过载，记作n_z。假设飞行器偏航通道的侧向过载指令为n_zd，飞行器的控制任务是使飞行器的实际侧向过载n_z跟踪侧向过载指令n_zd。通过两者的比较求差得到过载误差信号，记作e₁，其计算按照如下公式进行：

e₁＝n_zd-n_z；

步骤S20：针对所述的过载误差信号进行积分运算，得到过载误差积分信号；

对上述误差信号e₁，进行如下的积分运算，得到误差积分信号，记作s₁，其积分如按照下式进行:

s₁＝∫e₁dt；

步骤S30：安装角加速度计测量飞行器的角加速度信号，并进行非线性变换，得到飞行器的角加速度非线性变换信号；

具体的，采用角速度计测量飞行器的偏航角角加速度，计作

对角加速度信号进行如下的非线性变换，得到角加速度非线性变换信号，该信号记作

其变换按照如下公式进行：

其中k₁、m、n、ε₁为控制参数，详细设计见后文案例实施。

步骤S40：针对所述的角加速度非线性变换信号与角速度信号，进行线性组合后再进行积分运算，得到角加速度非线性积分信号；

具体的，上述角加速度非线性变换信号

首先叠加角加速度信号

然后对叠加信号进行积分，得到角加速度非线性积分信号，记为s₂，其积分运算按照如下式进行

其中k₂为控制参数，其详细选取见后文案例实施。

步骤S50：针对所述的角加速度信号与角加速度非线性信号，进行二次非线性变换，得到角加速度二次非线性变换信号；

对上述角加速度非线性变换信号进行二次非线性变换，得到的信号记为f，其计算按照如下公式进行

其中k₂、k₃、ε₂为控制参数，详细设计见后文案例实施。

步骤S60：针对所述的过载误差积分信号，进行二次积分运算，得到过载误差双积分信号；

具体的，对上述过载误差积分信号s₁进行二次积分，得到的信号称为过载误差双积分信号，记作s₃，其计算方式如下所示：

s₃＝∫s₁dt；

其中dt表示对时间信号积分，s₁为过载误差积分信号。

步骤S70：针对所述的过载误差信号、过载误差积分信号，过载误差双积分信号、角加速度信号、角加速度非线性变换信号、角加速度非线性积分信号、角加速度二次非线性变换信号进行线性组合与叠加，得到综合信号；

具体的，对上述过载误差信号e₁、过载误差积分信号s₁、过载误差双积分信号s₃、角加速度信号

角加速度非线性变换信号

角加速度非线性积分信号s₂、角加速度二次非线性变换信号f七类信号进行线性叠加，得到的综合信号记为ψ^d，其线性叠加方法如下公式所示：

其中k_n1、k_n2、k_n3、k_n4、k_n5、k_n6、k_n7为控制参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤S80：针对所述的综合信号，设计飞行器姿态稳定回路，实现飞行器偏航角对综合信号的稳定跟踪；

具体的，将所述的综合信号ψ^d作为姿态稳定回路的输入，由姿态稳定回路对其进行跟踪，因此姿态稳定回路的控制任务就是使得飞行器的偏航角ψ能够稳定跟踪姿态稳定回路的输入信号ψ^d。由于姿态稳定回路的设计方法较多，也并非本发明保护的重点，因此在此为了便于说明且保持本发明阐述的系统性与完整性，下面以一种常用的PID控制方法给出姿态稳定回路的设计，最终姿态稳定回路的输出信号u输出给飞行器舵机系统，控制飞行器的偏航通道侧向过载跟踪n_z跟踪侧向过载指令n_zd。其中本发明选用的姿态稳定回路为PID控制方法，但不限于此方法，采用其它姿态稳定回路设计方法也不影响本发明的过载控制原理正确性，因此在实际使用可以根据实际情况灵活选取。姿态稳定回路的PID控制方法根据如下公式进行：

u＝k_p1(ψ^d-ψ)+k_s1∫(ψ^d-ψ)dt+k_d1ω_y；

其中u为姿态稳定回路的输出信号，将直接输出给飞行器的偏航舵系统，ψ为飞行器的偏航角信号，采用陀螺仪测量，ω_y为飞行器的偏航角速率信号，采用速率陀螺仪测量；ψ^d为上一步设计的综合信号。姿态稳定回路的控制目标是使得飞行器的偏航角信号ψ跟踪输入的综合信号ψ^d。k_p1、k_s1、k_d1为姿态稳定回路的三个参数，详细设计见后文案例实施。

步骤S90：调试姿态稳定回路参数，实现飞行器偏航角对综合信号的稳定跟踪；在此基础上，再调节过载控制回路参数，使得飞行器侧向过载能够稳定跟踪侧向过载指令，从而完成设计任务与控制目标。

具体的，首先进行姿态稳定回路的参数k_p1、k_s1、k_d1，可以先假设ψ^d为常值信号，如果飞行器的偏航角信号ψ能快速跟踪输入的信号ψ^d，则表明姿态稳定回路设计正确。

再次，进行过载回路参数设计。将ψ^d由上一步的常值信号恢复成综合信号ψ^d如下

然后调试参数k₁、m、n、ε₁、k₂、k₃、ε₂、k_n1、k_n2、k_n3、k_n4、k_n5、k_n6、k_n7，直到过载回路使得飞行器侧向过载n_z能快速跟踪侧向过载指令n_zd，即完成参数调试，最终完成本发明提供的过载控制方法设计。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

在步骤一中，主要是实现加速度计测量与过载误差信号形成，如下所示：采用线加速度计测量飞行器偏航通道的侧向过载，其响应曲线如图2所示。不失一般性，假设飞行器偏航通道的侧向过载指令为n_zd＝1，过载误差信号e₁如图3所示。

在步骤二中，主要是过载误差积分信号的求取，如下所示，按照本发明提供方法得到误差积分信号s₁变化曲线如图4所示。

在步骤三中，主要是角加速度信号的测量与角加速度非线性变换信号求取，如下所示：采用角速度计测量飞行器的偏航角角加速度ω_y如图5所示。对角加速度信号进行如下的非线性变换得到角加速度非线性变换信号

如图6所示，其中k₁＝0.1、m＝0.9、n＝0.8、ε₁＝12。

在步骤四中，主要工作是角加速度非线性变换信号的积分信号求取。如下所示：按照本发明提供方法得到的角加速度非线性积分信号s₂变换曲线如图7所示。

在步骤五中，主要是求取角加速度二次非线性变换信号，如下所示：按照本发明提供方法得到的角加速度二次非线性性变换f变化曲线如图8所示，其中k₂＝0.1、k₃＝0.1、ε₂＝10。

在步骤六中，主要是实现过载误差双积分信号的求取，如下所示：按照本发明提供方法得到的过载误差双积分信号s₃变化曲线如图9所示。

在步骤七中，主要是实现七种信号的综合，求得综合信号，如下所示：选取k_n1＝-8、k_n2＝-56、k_n3＝-48、k_n4＝-0.2、k_n5＝-1、k_n6＝-0.2、k_n7＝-1为控制参数，综合信号ψ^d变化曲线如图10所示。

在步骤八中，主要是进行飞行器姿态稳定回路设计，如下所示：选取k_p1＝0.43、k_s1＝0.24、k_d1＝0.36为姿态稳定回路的三个参数，选取ψ^d＝2，其偏航角响应曲线如图11所示。可见其能稳定跟踪期望的偏航角信号2度，故稳定回路能够正常工作。

在步骤九中，主要是进行参数调试并完成设计，如下所示：按照上述参数设计，完成过载控制方法设计，最终飞行器的侧滑角曲线如图12所示，飞行器的偏航舵偏角曲线如果13所示。由图2的过载曲线可以看出，飞行器能够快速跟踪过载指令n_zd＝1。而图12与图13的侧滑角与舵偏角曲线可以看出，飞行器的侧滑角在安全区域范围内，舵偏角也没有进入饱和区，因此整个过载控制设计的方法是原理正确的。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，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公开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 (5)

1.一种采用角加速度提供阻尼的飞行器过载回路设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10：安装线加速度计于飞行器器体上测量飞行器的侧向过载，并与过载指令进行比较，形成过载误差信号；

步骤S20：针对所述的过载误差信号进行积分运算，得到过载误差积分信号；

步骤S30：安装角加速度计测量飞行器的角加速度信号，并进行非线性变换，得到飞行器的角加速度非线性变换信号；

步骤S40：针对所述的角加速度非线性变换信号与角速度信号，进行线性组合后再进行积分运算，得到角加速度非线性积分信号；

步骤S50：针对所述的角加速度信号与角加速度非线性信号，进行二次非线性变换，得到角加速度二次非线性变换信号；

步骤S60：针对所述的过载误差积分信号，进行二次积分运算，得到过载误差双积分信号；

步骤S70：针对所述的过载误差信号、过载误差积分信号，过载误差双积分信号、角加速度信号、角加速度非线性变换信号、角加速度非线性积分信号、角加速度二次非线性变换信号进行线性组合与叠加，得到综合信号；

步骤S80：针对所述的综合信号，设计飞行器姿态稳定回路，实现飞行器偏航角对综合信号的稳定跟踪；

步骤S90：调试姿态稳定回路参数，实现飞行器偏航角对综合信号的稳定跟踪；在此基础上，再调节过载控制回路参数，使得飞行器侧向过载能够稳定跟踪侧向过载指令，从而完成设计任务与控制目标。

2.根据权利要求1所述的一种采用角加速度提供阻尼的飞行器过载回路设计方法，其特征在于，根据所述侧向过载信号与过载指令进行比较并积分，形成过载误差与误差积分信号包括：

e₁＝n_zd-n_z；

s₁＝∫e₁dt；

其中n_z为采用线加速度计测量的飞行器偏航通道的侧向过载，n_zd为飞行器偏航通道的侧向过载指令。e₁为过载误差信号，s₁为过载误差积分信号，其中dt表示对时间信号积分。

3.根据权利要求2所述的一种采用角加速度提供阻尼的飞行器过载回路设计方法，其特征在于，安装角加速度计测量飞行器的角加速度信号，并进行非线性变换，得到飞行器的角加速度非线性变换信号，并叠加角加速度信号进行积分运算，得到角加速度非线性积分信号包括：

其中

为采用角速度计测量的飞行器的偏航角加速度信号，

为角加速度非线性变换信号，s₂为角加速度非线性积分信号，k₁、m、n、ε₁、k₂为控制常值参数。

4.根据权利要求3所述的一种采用角加速度提供阻尼的飞行器过载回路设计方法，其特征在于，针对所述的角加速度信号与角加速度非线性信号，进行二次非线性变换，得到角加速度二次非线性变换信号包括：

其中f为二次非线性变换信号，

为角加速度非线性变换信号，

为角加速度信号，k₂、k₃、ε₂为控制常值参数。

5.根据权利要求4所述的一种采用角加速度提供阻尼的飞行器过载回路设计方法，其特征在于，针对所述的过载误差积分信号，进行二次积分运算，得到过载误差双积分信号，并对七种信号进行叠加得到综合信号包括：

s₃＝∫s₁dt；

其中s₁为过载误差积分信号，s₃为过载误差双积分信号，e₁为过载误差信号、

为角加速度信号、

为角加速度非线性变换信号、s₂为角加速度非线性积分信号、f为角加速度二次非线性变换信号，ψ^d为综合信号，

k_n1、k_n2、k_n3、k_n4、k_n5、k_n6、k_n7为常值控制参数。

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