CN111367307A - 一种用校正网络代替角加速度计的飞行器侧向过载跟踪方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用校正网络代替角加速度计的飞行器侧向过载跟踪方法，其特点在于，首先采用线加速度计测量侧向过载，与过载指令进行比较得到误差信号，再进行依次积分得到多级积分信号，由非线性变换实现非线性综合信号。其次，由差分方程实现误差信号的校正、并由非线性变换实现非线性积分，并组成线性综合信号。再次，由陀螺仪测量飞行器的角速率信号，由差分方差构建校正网络实现角加速度的替代信号，进行非线性变换后组成校正综合信号。最后由简单叠加构成飞行器偏航角的期望信号，由姿态稳定回路进行跟踪，即可实现本发明提供方法所实现的过载跟踪的控制目标。本发明的优点是测量元器件简单，不需要采用角加速度计，从而控制成本低廉。

Description

一种用校正网络代替角加速度计的飞行器侧向过载跟踪方法

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跟踪的飞行控制系统设计方法，以及一种采用校正网络替代角加速度计的控制方法。

背景技术

尽管过载控制远远做不到像传统姿态稳定控制一样广泛应用于绝大部分飞行器，但目前过载控制已经在具有很好机动性要求的很多无人飞行器中取得了很好的应用。而各种过载控制方法中，采用角加速度计与过载测量的方案又占了一部分，但采用角加速度测量具有两方面的劣势。其一是飞行器的角加速度变换非常快，本身对其准确测量也比较困难，其二是角加速度计的采用，也使得控制成本大大增加，从而使得很多低成本的小型无人飞行器因成本原因而无法采用。基于以上背景，本发明公开了一种采用差分方程建立的校正网络来构建角加速度信号，从而可以省去角加速度计的成本。同时采用传统的线加速度计测量过载以及速率陀螺仪测量角速度即可实现飞行器的过载跟踪的目标。因此本发明特别适用于低成本的飞行器控制系统设计，其不仅具有较高的理论价值，也具有很好的工程应用价值和经济价值。

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用校正网络代替角加速度计的飞行器侧向过载跟踪方法，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测量元器件昂贵导致的控制经济成本过高的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种用校正网络代替角加速度计的飞行器侧向过载跟踪方法，包括以下步骤：

步骤S10：采用线加速度器测量飞行器侧向过载，并与过载指令进行对比，得到过载误差信号，再由过载误差进行多级积分，形成多级积分综合信号；

步骤S20：针对所述的过载误差信号，进行非线性限幅变换并积分，得到误差非线性积分信号，然后设计校正网络，把误差信号通过校正网络后得到校正信号，最后进行信号叠加，形成过载误差叠加信号；

步骤S30：采用速率陀螺仪测量飞行器的偏航角速率，然后对偏航角速率设计校正网络得到角速率校正信号，代替角加速度计的使用，得到校正综合信号；

步骤S40：根据所述的过载误差多级积分综合信号、过载误差叠加信号与校正综合信号进行简单加法叠加，得到飞行器偏航角期望信号，由偏航通道姿态稳定系统进行稳定跟踪，从而实现最终的过载跟踪控制。

在本发明的一种示例实施例中，采用线加速度器测量飞行器侧向过载，并与过载指令进行对比，得到过载误差信号，再由过载误差进行多级积分，形成多级积分综合信号包括：

n_z＝a_z/g；

e_n＝n_zc-n_z；

s_1＝∫e₁dt；

s_2＝∫s₁dt；

s_3＝∫s₂dt；

其中a_z为采用线加速度计测量的飞行器的实时侧向加速度，g为重力加速度，详细选取见后文案例实施。n_z为侧向过载，n_zc为飞行器的侧向过载指令信号，e_n为侧向过载误差信号，s₁为过载误差一次积分信号，dt表示对时间积分，s₂为过载误差二次积分积分信号，s₃为过载误差三次积分信号，u_pi为过载误差多级积分综合信号，m₀,m₁,m₂,m₃,ε₀,k_a0,k_a1,k_a2,k_a3为控制参数，其详细选取见后文案例实施。

在本发明的一种示例实施例中，针对所述的过载误差信号，进行非线性限幅变换并积分，得到误差非线性积分信号，然后设计校正网络，把误差信号通过校正网络后得到校正信号，最后进行信号叠加，形成过载误差叠加信号包括：

f_s＝∫f₁dt；

u_jf＝k_b1n_z+k_b2f_s+k_b3e_j；

其中e_n为侧向过载误差信号，f₁为误差非线性信号计作，m₄,ε₁为控制参数，其选取详见后文案例实施。f_s为过载误差非线性积分信号，e_j为校正信号，T₂、T₁为校正网络参数，其详细设计见后文案例实施。e_n(n)、e_n(n-1)分别代表信号e_n当前时刻的数据与前一步的数据。e_j(n)、e_j(n-1)分别代表信号e_j当前时刻的数据与前一步的数据。当前时刻与前一步的时间间隔必须小于0.005秒，其设置详见后文案例实施。k_b1、k_b2、k_b3为控制参数，其详细设计见后文案例实施，u_jf为过载误差叠加信号。

在本发明的一种示例实施例中，采用速率陀螺仪测量飞行器的偏航角速率，然后对偏航角速率设计校正网络得到角速率校正信号，代替角加速度计的使用，得到校正综合信号包括：

u_zh＝k_c1ω_y+k_c2ω_jy+k_c2ω_jyf；

其中ω_y为速率陀螺仪测量得到的飞行器偏航角速率，T₃、T₄为校正网络参数，其详细设计见后文案例实施。ω_y(n)、ω_y(n-1)分别代表信号ω_y当前时刻的数据与前一步的数据。ω_jy为角速率校正信号，ω_jy(n)、ω_jy(n-1)分别代表信号ω_jy当前时刻的数据与前一步的数据。当前时刻与前一步的时间间隔必须小于0.005秒，其设置详见后文案例实施。ω_jyf为角速率校正非线性变换信号，其详细设计见后文案例实施。u_zh为校正综合信号，k_c1、k_c2、k_c3、ε₂为控制参数，其详细设计见后文案例实施。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的过载误差多级积分综合信号、过载误差叠加信号与校正综合信号进行简单加法叠加，得到飞行器偏航角期望信号包括：

ψ^d＝u_pi+u_jf+u_zh；

其中u_pi为过载误差多级积分综合信号、u_jf为过载误差叠加信号、u_zh为校正综合信号，ψ^d为飞行器偏航角期望信号。再将ψ^d输送飞行器姿态稳定控制回路，使得飞行器的偏航角ψ跟踪偏航角期望信号ψ^d，即可控制飞行器侧向过载n_z跟踪侧向过载指令为n_zc，从而能完成本发明过载控制的控制任务与控制目标。

有益效果

本发明提供的一种用校正网络代替角加速度计的飞行器侧向过载跟踪方法，其优点在于，通过校正网络替代角加速度计测量的方式，解决了角加速度计测量精度不高，而且角加速度计测量经济成本高昂而导致的控制成本过高问题。因此本发明通过校正网络的方式，实现角加速度计的替代，特别适合低成本低预算的飞行器过载控制。同时，非线性积分与校正网络匹配使用的方式，也使得本发明方法具有足够的稳定裕度与控制精度，从而也使得本发明方法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用校正网络代替角加速度计的飞行器侧向过载跟踪方法的流程图；

图2是本发明所提供案例的飞行器侧向过载误差信号变化曲线(单位：g)；

图3是本发明所提供案例的飞行器过载误差多级积分综合信号变化曲线(无单位)；

图4是本发明所提供案例的飞行器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过载误差校正信号变化曲线(无单位)；

图6是本发明所提供案例的飞行器过载误差叠加信号变化曲线(无单位)；

图7本发明所提供案例的飞行器角速率校正信号(无单位)；

图8是本发明所提供案例的飞行器校正综合信号(无单位)；

图9是本发明所提供案例的飞行器偏航角期望信号(无单位)；

图10是本发明所提供案例的飞行器实际偏航角变化曲线(单位：度)；

图11是本发明所提供案例的实际偏航角与期望偏航角对比曲线(单位：度)；

图12是本发明所提供案例的飞行器侧向过载与侧向过载指令对比曲线(单位：g)。

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。

本发明提供了一种用校正网络代替角加速度计的飞行器侧向过载跟踪方法，首先采用线加速度计测量飞行器的侧向过载，与过载指令进行比较得到误差信号，再进行依次积分得到多级积分信号，由非线性变换实现过载误差与多级积分的非线性综合信号。其次，由差分方程实现误差信号的校正、并由非线性变换实现非线性积分，由校正信号与非线性积分信号以及过载误差信号组成线性综合信号。再次，由陀螺仪测量飞行器的角速率信号，再由差分方差构建校正网络实现角加速度的替代信号，再进行非线性变换得到角速率的非线性信号，由角速率信号、角速率校正信号与角速率非线性信号组成最终的校正综合信号。最后由非线性综合信号、线性综合信号以及校正综合信号简单叠加构成飞行器偏航角的期望信号，由飞行器偏航通道姿态稳定回路跟踪偏航角期望信号，即可实现本发明提供方法所实现的过载跟踪的控制目标。

下面，将结合附图对本发明的一种用校正网络代替角加速度计的飞行器侧向过载跟踪方法进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该一种用校正网络代替角加速度计的飞行器侧向过载跟踪方法包括以下步骤：

步骤S10：采用线加速度器测量飞行器侧向过载，并与过载指令进行对比，得到过载误差信号，再由过载误差进行多级积分，形成多级积分综合信号；

本发明提供一种飞行器侧向过载指令跟踪控制方法，假设飞行器的侧向过载指令为n_zc，不失一般性，可以选取为常值信号测试整个侧向过载控制回路的有效性。其详细选取见后文案例实施。

具体的，首先，采用线加速度计安装于飞行器器体上，测量飞行器的实时侧向加速度，计为a_z，再将其转化为侧向过载值，记为n_z，其转化方式按照如下公式进行：n_z＝a_z/g。其中g为重力加速度，详细选取见后文案例实施。

针对上述测量得到的飞行器侧向过载信号n_z，与飞行器的侧向过载指令为n_zc做差，得到飞行器侧向过载误差信号，计作e_n。其计算按照如下公式进行：e_n＝n_zc-n_z。

然后，，对上述过载误差信号求取一次积分，计作s₁，其计算按照如下公式进行：s₁＝∫e₁dt，其中dt表示对时间积分。

其次，对过载误差信号进行二次积分，计作s₂，其计算按照如下公式进行：s₂＝∫s₁dt。

再次，对过载误差信号进行三次积分，计作s₃，其计算按照如下公式进行：s₃＝∫s₂dt。

最后，对上述过载误差信号e_n、过载误差一次积分信号s₁、过载误差二次积分信号s₂、过载误差三次积分信号s₃进行非线性综合，得到过载误差多级积分综合信号，记为u_pi，其计算方式按照如下式进行：

其中m₀,m₁,m₂,m₃,ε₀,k_a0,k_a1,k_a2,k_a3为控制参数，其详细选取见后文案例实施。

步骤S20：针对所述的过载误差信号，进行非线性限幅变换并积分，得到误差非线性积分信号，然后设计校正网络，把误差信号通过校正网络后得到校正信号，最后进行信号叠加，形成过载误差叠加信号。

具体的，对上述侧向过载误差信号e_n，首先进行如下的非线性限幅变换，得到非线性信号计作f₁，其计算如下所示：

其中m₄,ε₁为控制参数，其选取详见后文案例实施。

再对上述非线性信号f₁进行积分，得到过载误差非线性积分信号，记作f_s，其积分运算按照如下式进行：f_s＝∫f₁dt。

其次，把过载误差信号通过下面校正网络，得到校正信号，记作e_j，其校正网络的差分方程如下：

其中T₂、T₁为校正网络参数，其详细设计见后文案例实施。e_n(n)、e_n(n-1)分别代表信号e_n当前时刻的数据与前一步的数据。e_j(n)、e_j(n-1)分别代表信号e_j当前时刻的数据与前一步的数据。当前时刻与前一步的时间间隔必须小于0.005秒，其设置详见后文案例实施。

最后，把上述侧向过载误差信号e_n、过载误差非线性积分信号f_s、过载误差校正信号e_j进行线性叠加，得到过载误差叠加信号，记作u_jf，其叠加按照如下公式计算：

u_jf＝k_b1n_z+k_b2f_s+k_b3e_j；

其中k_b1、k_b2、k_b3为控制参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤S30：采用速率陀螺仪测量飞行器的偏航角速率，然后对偏航角速率设计校正网络得到角速率校正信号，代替角加速度计的使用，得到校正综合信号；

具体的，首先采用速率陀螺仪测量飞行器的偏航角速率，记作ω_y。然后对偏航角速率通过如下校正网络，得到角速率校正信号记作ω_jy，可以替代角加速度信号。由于飞行器一般都会采用速率陀螺来保证飞行器的稳定飞行，因此偏航角速率的测量不要求额外增加测量元器件；而有些设计中需要采用角加速度信号，但角加速度的准确测量比较困难，而且角加速度计的使用又会增加成本。因此本发明提出采用校正网络得到校正信号来替代角加速度的使用，其校正网络采用如下差分方程来描述：

其中T₃、T₄为校正网络参数，其详细设计见后文案例实施。ω_y(n)、ω_y(n-1)分别代表信号ω_y当前时刻的数据与前一步的数据。ω_jy(n)、ω_jy(n-1)分别代表信号ω_jy当前时刻的数据与前一步的数据。当前时刻与前一步的时间间隔必须小于0.005秒，其设置详见后文案例实施。

其次，对角速率校正信号ω_jy进行非线性变换，记作角速率校正非线性变换信号ω_jyf，其变换按照如下公式进行：

其中ε₂为控制参数，其详细设计见后文案例实施。

最后对上述信号进行叠加，得到校正综合信号，记作u_zh，其计算按照如下式进行：

u_zh＝k_c1ω_y+k_c2ω_jy+k_c2ω_jyf；

其中k_c1、k_c2、k_c3为控制参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤S40：根据所述的过载误差多级积分综合信号、过载误差叠加信号与校正综合信号进行简单加法叠加，得到飞行器偏航角期望信号，由偏航通道姿态稳定系统进行稳定跟踪，从而实现最终的过载跟踪控制。

具体的，首先，对上述过载误差多级积分综合信号u_pi、过载误差叠加信号u_jf、校正综合信号u_zh进行简单加法综合，得到的信号作为飞行器偏航角期望信号，记作ψ^d。其按照如下公式生成：

ψ^d＝u_pi+u_jf+u_zh；

然后将生成的飞行器偏航角期望信号，输送飞行器姿态稳定控制回路，使得飞行器的偏航角ψ跟踪偏航角期望信号ψ^d。有关姿态角稳定跟踪的回路设计方法非本发明保护的内容，一般飞行器采用PID控制，也可采用其它方法，在此不再累述。本发明采用姿态角PID控制来完成上述飞行器偏航角期望信号ψ^d的跟踪，如果飞行器的偏航角能够稳定跟踪ψ^d信号，则能控制飞行器侧向过载n_z跟踪侧向过载指令为n_zc，从而能完成本发明过载控制的控制任务与控制目标。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

为验证本发明所提供方法的正确性与有效性，特提供如下案例仿真进行模拟。

在第一步中，主要是实现过载误差及其多级积分综合信号的形成。按照上述方法得到的过载误差信号如图2所示。选取m₀＝1,m₁＝1,m₂＝1,m₃＝1,ε₀＝10,k_a0＝1,k_a1＝5,k_a2＝5,k_a3＝0.5，得到的过载误差多级积分综合信号如图3所示。

在第二步中，主要是实现过载误差非线性积分与校正信号的形成，选取m₄＝1,ε₁＝2.5得到过载误差非线性信号f₁如图4所示。当前时刻与前一步的时间间隔为0.001秒，校正网络的差分方程参数选取T₁＝0.01,T₂＝100。过载误差校正信号e_j的变化曲线如图5所示。选取k_b1＝-8、k_b2＝-56、k_b3＝-500，得到的过载误差叠加信号u_jf如图6所示。

在第三步中，主要是采用校正网络替代角加速度计的使用，设置校正网络的参数为T₃＝10、T₄＝0.01，当前时刻与前一步的时间间隔为0.001秒，得到角速率校正信号记作ω_jy如图7所示。选取ε₂＝12、k_c1＝-1、k_c2＝0.5、k_c3＝0.3，最终得到的校正综合信号u_zh如果8所示。

在第四步中，主要是实现信号综合与姿态稳定跟踪。按照本发明提供的叠加方法，得到飞行器偏航角期望信号ψ^d如图9所示。最终飞行器的实际偏航角如图10所示。如果将飞行器的实际偏航角与期望偏航角放在一张图里，则如图11所示，可见飞行器能够实现偏航角的稳定跟踪。而飞行器的侧向过载n_z与侧向过载指令为n_zc如图12所示，可以飞行器最终的侧向过载能够准确跟踪过载指令信号，故本发明例所提供方法是合理和有效的。

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)

1.一种用校正网络代替角加速度计的飞行器侧向过载跟踪方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10：采用线加速度器测量飞行器侧向过载，并与过载指令进行对比，得到过载误差信号，再由过载误差进行多级积分，形成多级积分综合信号；

步骤S20：针对所述的过载误差信号，进行非线性限幅变换并积分，得到误差非线性积分信号，然后设计校正网络，把误差信号通过校正网络后得到校正信号，最后进行信号叠加，形成过载误差叠加信号；

步骤S30：采用速率陀螺仪测量飞行器的偏航角速率，然后对偏航角速率设计校正网络得到角速率校正信号，代替角加速度计的使用，得到校正综合信号；

步骤S40：根据所述的过载误差多级积分综合信号、过载误差叠加信号与校正综合信号进行简单加法叠加，得到飞行器偏航角期望信号，由偏航通道姿态稳定系统进行稳定跟踪，从而实现最终的过载跟踪控制。

2.根据权利要求1一种用校正网络代替角加速度计的飞行器侧向过载跟踪方法，其特征在于，采用线加速度器测量飞行器侧向过载，并与过载指令进行对比，得到过载误差信号，再由过载误差进行多级积分，形成多级积分综合信号包括：

n_z＝a_z/g；

e_n＝n_zc-n_z；

s₁＝∫e₁dt；

s₂＝∫s₁dt；

s₃＝∫s₂dt；

其中a_z为采用线加速度计测量的飞行器的实时侧向加速度，g为重力加速度，详细选取见后文案例实施。n_z为侧向过载，n_zc为飞行器的侧向过载指令信号，e_n为侧向过载误差信号，s₁为过载误差一次积分信号，dt表示对时间积分，s₂为过载误差二次积分积分信号，s₃为过载误差三次积分信号，u_pi为过载误差多级积分综合信号，m₀,m₁,m₂,m₃,ε₀,k_a0,k_a1,k_a2,k_a3为控制参数。

3.根据权利要求1一种用校正网络代替角加速度计的飞行器侧向过载跟踪方法，其特征在于，针对所述的过载误差信号，进行非线性限幅变换并积分，得到误差非线性积分信号，然后设计校正网络，把误差信号通过校正网络后得到校正信号，最后进行信号叠加，形成过载误差叠加信号包括：

f_s＝∫f₁dt；

u_jf＝k_b1n_z+k_b2f_s+k_b3e_j；

其中e_n为侧向过载误差信号，f₁为误差非线性信号计作，m₄,ε₁为控制参数，其选取详见后文案例实施。f_s为过载误差非线性积分信号，e_j为校正信号，T₂、T₁为校正网络参数。e_n(n)、e_n(n-1)分别代表信号e_n当前时刻的数据与前一步的数据。e_j(n)、e_j(n-1)分别代表信号e_j当前时刻的数据与前一步的数据。当前时刻与前一步的时间间隔必须小于0.005秒，其设置详见后文案例实施。k_b1、k_b2、k_b3为控制参数，u_jf为过载误差叠加信号。

4.根据权利要求1一种用校正网络代替角加速度计的飞行器侧向过载跟踪方法，其特征在于，采用速率陀螺仪测量飞行器的偏航角速率，然后对偏航角速率设计校正网络得到角速率校正信号，代替角加速度计的使用，得到校正综合信号包括：

u_zh＝k_c1ω_y+k_c2ω_jy+k_c2ω_jyf；

其中ω_y为速率陀螺仪测量得到的飞行器偏航角速率，T₃、T₄为校正网络参数，其详细设计见后文案例实施。ω_y(n)、ω_y(n-1)分别代表信号ω_y当前时刻的数据与前一步的数据。ω_jy为角速率校正信号，ω_jy(n)、ω_jy(n-1)分别代表信号ω_jy当前时刻的数据与前一步的数据。当前时刻与前一步的时间间隔必须小于0.005秒，其设置详见后文案例实施。ω_jyf为角速率校正非线性变换信号，其详细设计见后文案例实施。u_zh为校正综合信号，k_c1、k_c2、k_c3、ε₂为控制参数。

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