CN111831009B - 采用姿态角速率与侧滑角反馈补偿的偏航通道控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明是关于采用姿态角速率与侧滑角反馈补偿的偏航通道控制方法，属于飞行器飞行控制技术领域。该方法首先采用侧滑角传感器测量飞行器的侧滑角，并与侧滑角指令信号进行比较得到侧滑角误差信号，再进行非线性积分与微分变换，组成初步综合信号。其次由速率陀螺仪测量飞行器的偏航角速率，与非线性差分信号，侧滑角误差信号等组合，构造系统不确定性估计器，得到不确定性估计信号，最终综合不确定性的估计信号，组成航向综合信号，输送给飞行器偏航舵，使得飞行器偏航通道跟踪给定的侧滑角指令信号。该方法能够有效估计飞行器偏航通道控制系统的不确定性，从而提高侧滑角控制的精度。

Description

采用姿态角速率与侧滑角反馈补偿的偏航通道控制方法

技术领域

本发明属于飞行器飞行制导与控制领域，尤其是涉及采用姿态角速率与侧滑角反馈补偿的偏航通道控制方法。

背景技术

目前的飞行器控制技术中，基于姿态稳定的PID控制方法，占据了主要地位。上述姿态稳定的控制系统设计方法具有可靠性高，稳定裕度高，设计简单的优点。但其设计有时过于保守，导致飞行器机动性不足。为了提高飞行器的机动性，过载控制在高机动性要求的飞行器设计中占据了很大的份额。但其实过载与攻角、侧滑角之间有着良好的线性关联比例关系，因此进行攻角与侧滑角的直接控制，在国外进行了广泛的研究。今年来，国内也展开了较多了追踪研究。但传统的研究还是以攻角与侧滑角的PID控制为主，因此对飞行器控制系统的不确定性的估计等方面考虑不多，而飞行器系统必然存在着各种不确定性。

基于以上背景原因，本发明提出了一类基于侧滑角与偏航角速率测量，然后采用不确定性估计器估计系统不确定性，对初步偏航综合控制信号进行补偿的方法，提高了飞行器侧滑角控制的品质。

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基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法，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的系统不确定估计与侧滑角控制精度不高的问题。

本发明提供了采用姿态角速率与侧滑角反馈补偿的偏航通道控制方法，包括以下步骤：

步骤S10，在飞行器上安装侧滑角传感器，测量飞行器的侧滑角，并与给定侧滑角指令进行比较，形成侧滑角误差信号。同时安装速率陀螺仪，测量飞行器的偏航角速率信号；

步骤S20，根据所述的侧滑角误差信号，进行非线性积分与差分运算，分别得到侧滑角误差的非线性积分信号与非线性差分信号；

步骤S30，根据所述的侧滑角误差信号、非线性差分信号、非线性差分信号，进行线性叠加，得到初步综合信号；

步骤S40，根据所述的侧滑角误差信号、非线性差分信号、偏航角速率信号，建立系统不确定性估计器，得到不确定性估计信号；

步骤S50，根据所述的初步综合信号与不确定估计信号，进行线性综合，得到最终的航向综合信号，并输送给偏航舵，控制飞行器航向通道的侧滑角跟踪给的的侧滑角指令。

在本发明的一种示例实施例中，在飞行器上安装侧滑角传感器，测量飞行器的侧滑角，并与给定侧滑角指令进行比较，形成侧滑角误差信号。同时安装速率陀螺仪，测量飞行器的偏航角速率信包含：

e_β＝β-β^d；

其中β为飞行器的侧滑角信号，βd为飞行器的侧滑角指令信号，eβ为侧滑角误差信号，在飞行器上安装速率陀螺仪，测量飞行器的角速率信号，记作ωy。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的侧滑角误差信号，进行非线性积分与差分运算，分别得到侧滑角误差的非线性积分信号与非线性差分信号包括：

s_β＝∫e_β1dt；

e_d1(n)＝Te_β(n+1)-Te_β(n)；

e_d(n+1)＝e_d(n)+d_y(n)/T；

其中eβ为侧滑角误差信号，sβ为非线性积分信号，dt表示对时间信号进行积分。k1、k2、k3、ε1为常值参数。eβ1即为最终的非线性误差信号。

T为数据频率，即1秒内的数据个数。一般选取为T＝1000。ed1(n)、f(ed(n))、dy(n)为中间信号。k4、k5、k6、ε2、T1为常值参数。ed为非线性差分信号，其初始值设置为0，即ed(1)＝0。其中eβ(n)为侧滑角误差信号eβ的第n个数据，ed(n+1)为最终所求的非线性差分信号ed的第n+1个数据。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的侧滑角误差信号、非线性差分信号、非线性差分信号，进行线性叠加，得到初步综合信号包括：

δ_a＝k₇e_β+k₈e_d+k₉s_β；

其中eβ侧滑角误差信号、ed非线性差分信号、sβ非线性差分信号，k7、k8、k9为常值参数，δa为初步综合信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的侧滑角误差信号、非线性差分信号、偏航角速率信号，建立系统不确定性估计器，得到不确定性估计信号包括：

Λ＝e_β+s；

s(n+1)＝s(n)+d_sa/T；

其中s为不确定性估计器的状态变量，其初始值为s(1)＝0。并设s(n)为其第n个数据，前后两个数据间的时间间隔为1/T。dsa为估计器微分信号，ωy为偏航角速率信号，ed为非线性差分信号，δh为航向综合信号，其详细设置见后文，Λ为不确定估计信号。ka1、ka2、ka3、ka4、ka5、ka6、ka7、ka8、ka9、ε3为常值参数。Λ即为最终的为不确定估计信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的初步综合信号与不确定估计信号，进行线性综合，得到最终的航向综合信号包括：

δ_h＝δ_a-k_bΛ；

其中δa为初步综合信号，Λ为不确定估计信号，kb为正的常值参数，δh为航向综合信号。

本发明提出了采用姿态角速率与侧滑角反馈补偿的偏航通道控制方法，其通过偏航角角测量与非线性积分以及非线性差分的解算，提供了基本的偏航通道控制信号。在此基础上，为了解决飞行器控制系统的模型参数不确定等对控制系统品质的干扰问题，根据偏航角误差、非线性差分信号、偏航角速率信号构造不确定性估计器，从而对系统不确定性进行估计，最终对偏航通道控制信号进行补偿修正，从而使得本发明方法改善且提高了飞行器侧滑角控制的品质。

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是本发明提供的采用姿态角速率与侧滑角反馈补偿的偏航通道控制方法的流程图。

图2是本发明实施例所提供方法的飞行器飞行器侧滑角信号曲线；(单位：度)

图3是本发明实施例所提供方法的飞行器侧滑角误差信号曲线(单位：度)；

图4是本发明实施例所提供方法的系统的偏航角速率曲线(无单位)；

图5是本发明实施例所提供方法的非线性积分信号曲线(无单位)；

图6是本发明实施例所提供方法的非线性差分信号曲线(无单位)；

图7是本发明实施例所提供方法的初步综合信号曲线(无单位)；

图8是本发明实施例所提供方法的飞行器不确定性估计信号曲线(无单位)；

图9是本发明实施例所提供方法的飞行器航向综合信号曲线(无单位)；

图10是本发明实施例所提供方法的飞行器偏航舵偏角曲线(单位：度)；

图11是飞行器对目标进行跟踪导引过程的飞行器与目标距离变化曲线(单位：米)；

图12是飞行器对目标进行跟踪导引过程的飞行器与目标相对运动轨迹曲线(单位：米)。

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。

本发明一种采用姿态角速率与侧滑角反馈补偿的偏航通道控制方法，主要是通过侧滑角测量并于侧滑角指令信号得到侧滑角误差信号，并通过非线性积分与非线性差分，组成偏航通道控制的初步综合信号。然后，根据侧滑角误差信号、飞行器偏航角速率信号，非线性差分信号构造了不确定性估计器，对飞行器不确定性进行估计，从而为控制综合信号进行补偿，改善与提高了飞行器侧滑角控制的品质。因此，该方法的优点在于能够对系统不确定性进行估计与补偿，从而使得整个方法在面对飞行器模型不确定不完善时，具有很好的鲁棒性。

以下，将结合附图对本发明实例实施例中提及的采用姿态角速率与侧滑角反馈补偿的偏航通道控制方法进行解释以及说明。参考图1所示，该采用姿态角速率与侧滑角反馈补偿的偏航通道控制法包括以下步骤：

步骤S10，在飞行器上安装侧滑角传感器，测量飞行器的侧滑角，并与给定侧滑角指令进行比较，形成侧滑角误差信号。同时安装速率陀螺仪，测量飞行器的偏航角速率信号。

本发明主要是以偏航通道的控制为例说明所提供方法，控制目的是使飞行器的侧滑角跟踪侧滑角指令信号。而飞行器俯仰通道的控制设计可以完全参考偏航通道来进行，因此不再重复说明。

具体的，首先，在飞行器上安装侧滑角传感器，测量飞行器的侧滑角信号，记作β。

进一步，根据飞行器的任务需要，设置飞行器的侧滑角指令信号，记作βd。在此，不失一般性，采用常值信号来测试所设计偏航通道控制系统的稳定性与准确性以及快速性。因此，后文案例实施中，设置βd为常值信号。

然后，对侧滑角与侧滑角指令信号进行比较，得到侧滑角误差值，记作eβ。其比较方式为：

e_β＝β-β^d。

最后，在飞行器上安装速率陀螺仪，测量飞行器的角速率信号，记作ωy。

步骤S20，根据所述的侧滑角误差信号，进行非线性积分与差分运算，分别得到侧滑角误差的非线性积分信号与非线性差分信号。

具体的，首先，根据侧滑角误差信号eβ，进行如下的非线性积分运算，得到非线性积分信号，记作sβ，其计算方法如下：

s_β＝∫e_β1dt；

其中eβ1为非线性误差信号，dt表示对时间信号进行积分。k1、k2、k3、ε1为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

其次，针对所述侧滑角误差信号eβ进行如下的非线性差分运算，得到非线性差分信号，记作ed，其初始值设置为0，即ed(1)＝0。

e_d1(n)＝Te_β(n+1)-Te_β(n)；

e_d(n+1)＝e_d(n)+d_y(n)T；

其中eβ(n)为误差信号eβ的第n个数据，ed(n+1)为最终所求的非线性差分信号ed的第n+1个数据。T为上述数据频率，即1秒内的数据个数。一般选取为T＝1000。ed1(n)、f(ed(n))、dy(n)为中间信号。k4、k5、k6、ε2、T1为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤S30，根据所述的侧滑角误差信号、非线性差分信号、非线性差分信号，进行线性叠加，得到初步综合信号。

具体的，初步综合信号记为δa，其线性叠加方式如下：

δ_a＝k₇e_β+k₈e_dk₉s_β；

其中eβ侧滑角误差信号、ed非线性差分信号、sβ非线性差分信号，k7、k8、k9为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤S40，根据所述的侧滑角误差信号、非线性差分信号、偏航角速率信号，建立系统不确定性估计器，得到不确定性估计信号。

具体的，首先，设置s为不确定性估计器的状态变量，并设置其初始值为s(1)＝0。并设s(n)为其第n个数据，前后两个数据间的时间间隔为1/T。

其次，求解不确定性的估计信号，其按照下式计算：

Λ＝e_β+s；

其中Λ为不确定估计信号。

最后，设计不确定估计器，对估计器的状态变量进行更新如下：

s(n+1)＝s(n)+d_sa/T；

其中dsa为估计器微分信号，ωy为偏航角速率信号，ed为非线性差分信号，δh为航向综合信号，其详细设置见后文，Λ为不确定估计信号。kal、ka2、ka3、ka4、ka5、ka6、ka7、ka8、ka9、ε3为常值参数，其详细设置见后文案例实施。

步骤S50，根据所述的初步综合信号与不确定估计信号，进行线性综合，得到最终的航向综合信号，并输送给偏航舵，控制飞行器航向通道的侧滑角跟踪给的的侧滑角指令。

具体的，最终的航向综合信号记作δh，其线性综合方式如下：

δ_h＝δ_a-k_bΛ；

其中δa为初步综合信号，Λ为不确定估计信号，kb为正的常值参数，其详细设置见后文案例实施。

最终，由航向综合信号驱动舵系统，实现偏航通道侧滑角信号对侧滑角指令的准确跟踪，从而完成飞行器偏航通道的控制任务。

案例实施与计算机仿真模拟分析

为了验证本发明所提供方法的正确性，进行如下案例仿真分析。设置飞行器的侧滑角指令为2度。具体的，在步骤S10中，测量飞行器的侧滑角信号如图2所示，并与给定侧滑角指令进行比较，形成侧滑角误差信号，如图3所示。同时测量飞行器的偏航角速率信号，如图4所示。

在步骤S20中，选取k1＝0.2、k2＝0.5、k3＝0.7、ε1＝0.2，得到侧滑角误差的非线性积分信号如图5所示，选取T＝1000、k4＝1、k5＝2、k6＝1.5、ε2＝0.5、T1＝0.1，得到非线性差分信号如图6所示。

在步骤S30中，选取k7＝-2、k8＝-2、k9＝-1.3，根据所述的侧滑角误差信号、非线性差分信号、非线性差分信号，进行线性叠加，得到初步综合信号如图7所示。

在步骤S40中，选取ka1＝1、ka2＝0.2、ka3＝0.4、ka4＝0.3、ka5＝0.5、ka6＝0.7、ka7＝1、ka8＝0.1、ka9＝0.1、ε3＝0.5，得到不确定性估计信号如图8所示。

在步骤S50中，选取kb＝0.8，根据所述的初步综合信号与不确定估计信号，进行线性综合，得到最终的航向综合信号如图9所示。并输送给偏航舵，得到偏航舵偏角曲线如图10所示。

由图10可以看出，最终舵偏角最大值不超过8度，符合工程应用需要。由图9可以看出，最终的航向综合信号比较平滑与合理。由图8可以看出不确定性估计信号幅值在5以内，也比较合理。由图2可以看出最终侧滑角信号有一定超调，但超调较小，而且曲线变化非常平滑，最终对给定的侧滑角指令2度信号也能进行精准的跟踪，控制效果非常好。飞行器对目标进行跟踪导引过程的飞行器与目标距离变化曲线请参考图11；飞行器对目标进行跟踪导引过程的飞行器与目标相对运动轨迹曲线请参考图12。因此本案例不仅验证了本发明方法的有效性，而且表明本发明方法具有很高的工程应用与推广价值。

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 (4)

1.采用姿态角速率与侧滑角反馈补偿的偏航通道控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10，在飞行器上安装侧滑角传感器，测量飞行器的侧滑角，并与给定侧滑角指令进行比较，形成侧滑角误差信号，同时安装速率陀螺仪，测量飞行器的偏航角速率信号；

步骤S20，根据所述的侧滑角误差信号，进行非线性积分与差分运算，分别得到侧滑角误差的非线性积分信号与非线性差分信号；

步骤S30，根据所述的侧滑角误差信号、非线性积分信号信号、非线性差分信号，进行线性叠加，得到初步综合信号；

步骤S40，根据所述的侧滑角误差信号、非线性差分信号、偏航角速率信号，建立系统不确定性估计器，得到不确定性估计信号；

步骤S50，根据所述的初步综合信号与不确定估计信号，进行线性综合，得到最终的航向综合信号，并输送给偏航舵，生成控制飞行器航向通道的跟踪侧滑角指令；

根据所述的侧滑角误差信号，进行非线性积分与差分运算，分别得到侧滑角误差的非线性积分信号与非线性差分信号包括：

e_β＝β-β^d；

S_B＝∫e_β1dt；

e_d1(n)＝Te_β(n+1)-Te_β(n)；

e_d(n+1)＝e_d(n)+d_y(n)/T；

其中eβ为侧滑角误差信号，sβ为非线性积分信号，dt表示对时间信号进行积分，k1、k2、k3、ε1为常值参数，eβ1即为最终的非线性误差信号；

T为数据频率，即1秒内的数据个数，一般选取为T＝1000，ed1(n)、f(ed(n))、dy(n)为中间信号，k4、k5、k6、ε2、T1为常值参数，ed为非线性差分信号，其初始值设置为0，即ed(1)＝0，其中eβ(n)为侧滑角误差信号eβ的第n个数据，ed(n+1)为最终所求的非线性差分信号ed的第n+1个数据。

2.根据权利要求1所述的采用姿态角速率与侧滑角反馈补偿的偏航通道控制方法，其特征在于，根据所述的侧滑角误差信号、非线性积分信号、非线性差分信号，进行线性叠加，得到初步综合信号包括：

δa＝k7eβ+k8ed+k9sβ；

其中eβ侧滑角误差信号、ed非线性差分信号、sβ非线性积分信号，k7、k8、k9为常值参数，δa为初步综合信号。

3.根据权利要求1所述的采用姿态角速率与侧滑角反馈补偿的偏航通道控制方法，其特征在于，根据所述的侧滑角误差信号、非线性差分信号、偏航角速率信号，建立系统不确定性估计器，得到不确定性估计信号包括：

Λ＝e_β+s；

s(n+1)＝s(n)+d_sa/T；

其中s为不确定性估计器的状态变量，其初始值为s(1)＝0，并设s(n)为其第n个数据，前后两个数据间的时间间隔为1/T，dsa为估计器微分信号，ωy为偏航角速率信号，ed为非线性差分信号，δh为航向综合信号，Λ为不确定估计信号，ka1、ka2、ka3、ka4、ka5、ka6、ka7、ka8、ka9、ε3为常值参数，Λ即为最终的为不确定估计信号。

4.据权利要求1所述的采用姿态角速率与侧滑角反馈补偿的偏航通道控制方法，其特征在于，根据所述的初步综合信号与不确定估计信号，进行线性综合，得到最终的航向综合信号包括：

δ_h＝δ_a-k_bΛ；

其中δa为初步综合信号，Λ为不确定估计信号，kb为正的常值参数，δh为航向综合信号；

最终，由航向综合信号驱动舵系统，实现偏航通道侧滑角信号对侧滑角指令的准确跟踪，从而完成飞行器偏航通道的控制任务。