CN111208844B - 基于过载角速度的飞行器纵向过载非线性控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明是关于一种基于过载角速度的飞行器纵向过载非线性控制方法，属于飞行器控制技术领域。首先采用元器件测量飞行器的过载与角速度，并与过载指令比较得到过载误差；再进行非线性自适应变换得到过载误差非线性信号与角速度非线性混合信号；由过载误差进行抗饱和运算与非线性积分，并与过载误差积分信号进行综合与饱和限制，得到综合积分信号；最后根据所述的过载误差信号、纵向过载误差非线性信号、角速度非线性混合信号以及综合积分信号进行组合，得到最终的纵向过载控制总信号，实现飞行器纵向过载跟踪纵向过载指令信号。该方法可以在仅测量过载与角速度的情况下实现过载控制，具有简单经济与鲁棒性好的优点。

Description

基于过载角速度的飞行器纵向过载非线性控制方法

技术领域

本发明属于飞行器控制领域，尤其涉及一种仅测量纵向过载与俯仰角速度来控制飞行器过载的控制系统设计方法。

背景技术

过载是飞行力学领域所特有的一个形容飞行器机动大小的量，也是一个无因次与无单位的物理量。其与飞行器加速度有着密切联系，粗略来看侧向过载是飞行器某个方向上的加速度与重力加速度的比值，当然，纵向过载略有不同。正是由于过载与加速度、机动性之间的天然密切联系，因此过载控制成为了飞行器控制领域的一个关键分支。与传统的姿态控制相比，过载控制的突出优点是反应速度快，机动性好，因此特别适合于对灵巧性要求较高的飞行器控制系统设计。当然传统的姿态控制有着更为广泛的应用，主要原因是在于过载控制在某些飞行态势下，存在稳定裕度不足或者鲁棒性不足的问题。基于该方面原因，本发明提出了一种仅测量飞行器纵向过载与飞行器俯仰角速率，即可实现飞行器纵向通道过载跟踪指令过载的控制方法。其优点之一在于控制方案简单经济；其二在于通过引入复杂的非线性变换，使得系统具有较大的非线性不灵敏区域，从而使得过载控制在兼有快速性的同时，具有鲁棒性较好的优点。因此尽管非线性变换一定程度上降低了系统的反应灵敏度，但其为飞行器系统带来了更好的稳定裕度与环境适应能力。

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基于过载角速度的飞行器纵向过载非线性控制方法，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过载控制稳定裕度不足的问题，并能降低飞行器过载控制的经济成本。

本发明提供了一种基于过载角速度的飞行器纵向过载非线性控制方法，包括以下步骤：

步骤S10：在飞行器上安装线加速度计，或者惯性导航设备，测量飞行器的纵向过载，同时安装速率陀螺仪，测量飞行器的俯仰角速率；

步骤S20：针对所述的纵向过载测量信号，与纵向过载指令信号进行比较得到纵向过载误差信号，并进行非线性自适应变换，得到纵向过载误差非线性信号；

步骤S30：针对所述的角速度测量信号与纵向过载非线性误差信号，进行线性与非线性混合变换，得到角速度非线性混合信号；

步骤S40：根据所述的纵向过载误差进行抗饱和运算与非线性积分，得到纵向过载误差的非线性积分信号，并与纵向过载误差积分信号进行综合，并进行饱和限制，得到综合积分信号；

步骤S50：根据所述的过载误差信号、纵向过载误差非线性信号、角速度非线性混合信号以及综合积分信号进行线性组合，得到最终的纵向过载控制总信号；

步骤S60：将所述的过载控制总信号输送给俯仰舵机，俯仰舵机控制飞行器俯仰舵，实现飞行器纵向过载跟踪纵向过载指令信号。

下面针对上述步骤的核心内容作更为具体的展开阐述，后续更为详细的说明将在具体实施方式与案例实施仿真中进行补充。

在本发明的一种示例实施例中，针对所述的纵向过载测量信号，与纵向过载指令信号进行比较得到纵向过载误差信号，并进行非线性自适应变换，得到纵向过载误差非线性信号包括：

e_b＝|e_ny|^3/5；

其中

为纵向过载指令，n_y为纵向过载测量信号，e_ny为纵向过载误差信号，ε₁、ε₂、k₁、k₂、k₃与k₄为常值控制参数，/>

为纵向过载误差非线性信号。

在本发明的一种示例实施例中，对所述的角速度测量信号与纵向过载非线性误差信号，进行线性与非线性混合变换，得到角速度非线性混合信号包括：

ω_b＝|ω_y|^3/5；

其中ω_y为角速度测量信号，

为角速度非线性信号，ε₃、ε₄、k₅、k₆、k₇、k₈与k₉为常值控制参数，/>

为角速度非线性混合信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的纵向过载误差进行抗饱和运算与非线性积分，得到纵向过载误差的非线性积分信号，并与纵向过载误差积分信号进行综合，并进行饱和限制，得到综合积分信号：

s₁＝∫e_bnydt；

s₂＝∫e_nydt；

s₀＝s₁+k₁₀s₂；

其中e_ny为纵向过载误差信号，e_bny为抗饱和信号，记作，其计算方式如下：ε₅、k₁₀为常值控制参数，b₁为饱和界参数，也为常值参数。s₁为纵向过载误差非线性积分信号，s₂为纵向过载误差积分信号，s为综合积分信号

在本发明的一种示例实施例中，针对所述的过载误差信号、纵向过载误差非线性信号、角速度非线性混合信号以及综合积分信号进行线性组合，得到最终的纵向过载控制总信号包括：

w＝k₁₁e_ny+k₁₂f_e1+k₁₃f_ω2+k₁₄s；

其中k₁₁、k₁₂、k₁₃、k₁₄、k₁₅与ε₆为常值控制参数，w为中间信号，e_ny过载误差信号，

为纵向过载误差非线性信号，/>

为角速度非线性混合信号，s为综合积分信号，δ_z为过载控制总信号。

最终过载控制总信号直接驱动飞行器的俯仰舵机，使得飞行器的纵向过载跟踪过载指令信号。

本发明一种基于过载角速度的飞行器纵向过载非线性控制方法，给出了仅测量过载与角速度的简单经济的飞行器纵向过载控制实现方法。同时由于非线性变换、非线性积分、饱和限幅等方法的采用，使得过载控制的稳定裕度与鲁棒性大大增加。尤其是复杂非线性变换的引入，使得控制系统具有较大的不灵敏区域，从而能够极大地削弱外界扰动对系统带来的影响。因此本发明提出的过载控制方法使得控制系统本身具有较好的鲁棒性，从而具有较高的可靠性与工程应用价值。

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基于过载角速度的飞行器纵向过载非线性控制方法的流程图；

图2是本发明所提供案例的飞行器纵向过载信号变化曲线(无单位)；

图3是本发明所提供案例的飞行器纵向过载误差信号变化曲线(无单位)；

图4是本发明所提供案例的飞行器纵向过载误差非线性信号变化曲线(无单位)；

图5是本发明所提供案例的飞行器俯仰角速度非线性信号变化曲线(单位：度每秒)；

图6是本发明所提供案例的飞行器俯仰角速度信号变化曲线(单位：度每秒)；

图7本发明所提供案例的飞行器过载误差综合积分信号曲线(无单位)；

图8是本发明所提供案例的飞行器纵向过载控制总信号曲线(无单位)；

图9是本发明所提供案例的飞行器俯仰舵偏角信号曲线(单位：度)；

图10是本发明所提供案例的飞行器攻角曲线(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。

本发明公开的一种基于过载角速度的飞行器纵向过载非线性控制方法，主要采用元器件测量飞行器的纵向过载与俯仰角速度，再由过载与过载指令比较得到过载误差信号。再分别对过载误差与俯仰角速度信号引入复杂的非线性变换，得到过载误差与角速度非线性混合信号。而后对过载误差进行非线性积分与抗饱和运算，得到积分综合信号。最后，对上述信号进行线性叠加与非线性处理，得到总的过载控制信号，直接驱动俯仰舵机即可实现飞行器的纵向过载控制。

本方法由于控制算法简单，测量状态少，因此特别适合于低成本的亚音速飞行器控制，或者也可应用于速度较小的飞艇控制，具有经济便捷的优点，也利用控制系统小型化设计。同时，由于其中复杂非线性变换的引入，使得过载控制系统具有较好的鲁棒性，能够抵抗各种未知的外界干扰，因此该方法不仅具有较好的理论价值，而且还具有较高的工程应用价值。

以下，将结合附图对本发明实例实施例中提及的一种基于过载角速度的飞行器纵向过载非线性控制方法进行解释以及说明。参考图1所示，该采用过载角速度测量的飞行器非线性纵向过载控制方法包括以下步骤：

步骤S10：在飞行器上安装线加速度计，或者惯性导航设备，测量飞行器的纵向过载，同时安装速率陀螺仪，测量飞行器的俯仰角速率。

具体的，为了实现飞行器纵向过载控制的目的，首先安装线加速度计或者惯性导航设备，在转台上动态调试并测量飞行器的纵向过载，记作n_y。其中如果是线加速度计，测量飞行器的纵向线加速度为a_y，则采用如下公式转换为纵向过载：

n_y＝a_y/g+1；

其中g为重力加速度常数，一般取9.8即可。

再次，在飞行器器体上安装速率陀螺仪，测量飞行器的俯仰角速率，静态安装并上转台动态调试，将飞行器的俯仰角速率的测量值记作ω_y。

步骤S20：针对所述的纵向过载测量信号，与纵向过载指令信号进行比较得到纵向过载误差信号，并进行非线性自适应变换，得到纵向过载误差非线性信号。

具体的，首先确定纵向过载指令信号，记作

该信号根据飞行器的实际使用与飞行需要，由飞行任务给出。在设计阶段，不失一般性，选取阶跃信号作为测试信号即可，即选取/>

为常值信号，幅值在-2至4之间。

其次，根据纵向过载指令

与纵向过载测量信号n_y，进行比较求差，得到纵向过载误差信号，记作e_ny，其比较按照如下方式进行：

最后，根据过载误差信号e_ny与俯仰角速率测量信号，进行如下的非线性变换ω_y，得到纵向过载误差非线性信号，记作

其解算按照如下公式进行：

e_b＝|e_ny|^3/5；

其中ε₁、ε₂、k₁、k₂、k₃与k₄为常值控制参数，其选取详见后文案例实施。

步骤S30：针对所述的角速度测量信号与纵向过载非线性误差信号，进行线性与非线性混合变换，得到角速度非线性混合信号。

具体的，针对角速度测量信号ω_y，首先进行如下的非线性变换，得到角速度非线性信号，记作

其变换方式如下：

ω_b＝|ω_y|^3/5；

其中ε₃、ε₄、k₅、k₆、k₇与k₈为常值控制参数，其选取详见后文案例实施。

其次将角速度非线性信号

与角速度信号，进行混合叠加，得到角速度混合信号，记作/>

其解算方式如下：

其中k₉为常值控制参数，其选取详见后文案例实施。

步骤S40：根据所述的纵向过载误差进行抗饱和运算与非线性积分，得到纵向过载误差的非线性积分信号，并与纵向过载误差积分信号进行综合，并进行饱和限制，得到综合积分信号。

具体的，首先根据所述的纵向过载误差信号e_ny，进行如下的抗饱和运算，得到抗饱和信号，记作e_bny，其计算方式如下：

其中ε₅为常值控制参数，其选取详见后文案例实施。

进一步的，对该抗饱和信号进行积分，得到非线性积分信号，记作s₁，其计算方式如下：

s₁＝∫e_bnydt；

其中dt表示对时间信号进行积分。

而后，对纵向过载误差信号e_ny进行积分，记作s₂，其计算方式如下：

s₂＝∫e_nydt；

最后，对两类积分信号进行综合，并进行饱和限制，得到综合积分信号，记作s：

其中，s₀＝s₁+k₁₀s₂；其中k₁₀为常值控制参数，b₁为饱和界参数，也为常值参数，其选取详见后文案例实施。

步骤S50：根据所述的过载误差信号、纵向过载误差非线性信号、角速度非线性混合信号以及综合积分信号进行线性组合，得到最终的纵向过载控制总信号。

具体的，过载控制总信号记作δ_z，其组成如下：

w＝k₁₁e_ny+k₁₂f_e1+k₁₃f_ω2+k₁₄s；

其中k₁₁、k₁₂、k₁₃、k₁₄、k₁₅与ε₆为常值控制参数，其选取详见后文案例实施。

步骤S60：将所述的过载控制总信号输送给俯仰舵机，俯仰舵机控制飞行器俯仰舵，实现飞行器纵向过载跟踪纵向过载指令信号。

具体的，将所述过载控制总信号输送给俯仰舵机，由俯仰舵机控制飞行器俯仰舵，选取过载指令为不同的常值信号，首先在飞行器简化的线性以及非线性模型上进行控制器的参数调节，对比查看过载跟踪效果，然后进行实际模型的操控实验，最终实现飞行器纵向过载的测量值跟踪纵向过载指令信号的控制目标，实现飞行器纵向通道的过载控制。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

为了进一步说明与验证所述步骤的正确性，现给出详细的计算机模拟控制参数与结果图形。

本案例选取的是一般低空飞行器，速度在0.8马赫左右，故在步骤S10中选取g＝9.8即可。对飞行器过载信号进行测量后，得到的过载曲线如图2所示。由图2可以看出飞行器过载能够跟踪期望过载指令2。过载指令2为5s后给出，由于在初始段，飞行器发动机存在加速过程，速度不太稳定，因此不宜在初始段进行大过载机动飞行。

在步骤S20中选取常值控制参数ε₁＝0.4、ε₂＝0.5、k₁＝4、k₂＝1.2、k₃＝0.8与k₄＝1。得到的过载误差信号如图3所示，过载误差非线性信号如图4所示。由图3与图4可以看出，在5s后，飞行器的纵向过载误差能够快速趋近于0。

在步骤S30中选取常值控制参数ε₃＝0.6、ε₄＝0.2、k₅＝1.2、k₆＝0.9、k₇＝0.8、k₈＝1.1与k₉＝0.9。得到的角速度非线性信号如图5所示，角速度信号如图6所示。

在步骤S40中，选取常值控制参数ε₅＝0.5，b₁＝15，k₁₀＝0.9，得到过载误差综合积分信号如图7所示。

在步骤S50中，选取常值控制参数k₁₁＝-2、k₁₂＝-1、k₁₃＝0.6、k₁₄＝-1、k₁₅＝1.2与ε₆＝0.5，得到最终的纵向过载控制总信号如图8所示。

在步骤S60中，将所述的过载控制总信号输送给俯仰舵机，俯仰舵机控制飞行器俯仰舵，得到的俯仰舵偏角曲线如图9所示。最终飞行器的攻角信号如图10所示。

由图9可以看出，俯仰舵偏角接近10度，主要是本案例中给出的过载指令比较大，同时攻角也是接近8度。从整个曲线可以看出，攻角变化比较稳定，尽管稳定值比较大，主要是由于飞行器的过载指令较大原因导致的。因此本发明提供的方法是正确有效的，而且干扰拉偏实验表明该方法具有很强的鲁棒性。

本发明仅需测量飞行器过载信号与角速度信号，即可实现飞行器的稳定飞行与控制，具有控制体制简单，测量仪器成本低廉的优点。尤其是过载指令能够得到跟踪后，非常适合与机动性强的飞行器的飞行控制，如要求快速机动的无人机、地空飞行器、空空飞行器，该方法也能应用于低速飞艇的控制等等。

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)

1.一种基于过载角速度的飞行器纵向过载非线性控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10：在飞行器上安装线加速度计，或者惯性导航设备，测量飞行器的纵向过载，同时安装速率陀螺仪，测量飞行器的俯仰角速率；

步骤S20：针对所述的纵向过载测量信号，与纵向过载指令信号进行比较得到纵向过载误差信号，并进行非线性自适应变换，得到纵向过载误差非线性信号如下：

其中

为纵向过载指令，n_y为纵向过载测量信号，e_ny为纵向过载误差信号，ε₁、ε₂、k₁、k₂、k₃与k₄为常值控制参数，/>

为纵向过载误差非线性信号；

步骤S30：针对所述的飞行器的俯仰角速率信号与纵向过载非线性误差信号，进行线性与非线性混合变换，得到角速度非线性混合信号如下：

其中ω_y为角速度测量信号，

为角速度非线性信号，ε₃、ε₄、k₅、k₆、k₇、k₈与k₉为常值控制参数，/>

为角速度非线性混合信号；

步骤S40：根据所述的纵向过载误差进行抗饱和运算与非线性积分，得到纵向过载误差的非线性积分信号，并与纵向过载误差积分信号进行综合，并进行饱和限制，得到综合积分信号如下：

s₁＝∫e_bnydt；

s₂＝∫e_nydt；

s₀＝s₁+k₁₀s₂；

其中e_bny为抗饱和信号，ε₅、k₁₀为常值控制参数，b₁为饱和界参数，也为常值参数，s₁为纵向过载误差非线性积分信号，s₂为纵向过载误差积分信号，s为综合积分信号；

步骤S50：根据所述的过载误差信号、纵向过载误差非线性信号、角速度非线性混合信号以及综合积分信号进行线性组合，得到最终的纵向过载控制总信号如下：

w＝k₁₁e_ny+k₁₂f_e1+k₁₃f_ω2+k₁₄s；

其中k₁₁、k₁₂、k₁₃、k₁₄、k₁₅与ε₆为常值控制参数，w为中间信号，e_ny过载误差信号，

为纵向过载误差非线性信号，/>

为角速度非线性混合信号，s为综合积分信号，δ_z为过载控制总信号；

步骤S60：将所述的过载控制总信号输送给俯仰舵机，俯仰舵机控制飞行器俯仰舵，实现飞行器纵向过载跟踪纵向过载指令信号。

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