CN111949043B - 一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法 - Google Patents

一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，包括步骤如下：(1)将俯偏回路和滚动回路启控时刻初始化为允许启控时间最大值；(2)在飞行时间在允许启控时间最小值到最大值之间，对陀螺测量的俯仰、偏航、滚动回路姿态角速度信号进行滤波；(3)根据滤波处理后的滚动回路姿态角速度和滚动回路阻尼回路控制参数g2实时解算滚动回路的启控时刻；(4)根据滤波处理后的俯仰、偏航回路姿态角速度和俯偏回路阻尼回路控制参数ksf以及滚动回路启控时刻实时解算俯偏回路的启控时刻；(5)当飞行时间达到允许启控时间最大值时，若俯偏回路或滚动回路仍未启控，将允许启控时间最大值作为俯偏回路或滚动回路的启控时刻。

Description

一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法
技术领域
本发明属于飞行器稳定控制领域，特别涉及飞行器在空中分离后俯偏回路和滚动回路启控时刻在线提取方法。适用于飞行器从运载器或投送器分离，或飞行器与助推器分离后的启控时刻在线提取方法。
背景技术
稳定控制系统是飞行器的重要组成部分，在飞行器分离过程中，其作用为有效抑制初始姿态角速度干扰和气动干扰，稳定飞行器姿态，确保安全分离。
飞行器分离过程，由于受到分离机构的作用力，存在初始姿态角速度扰动；而且飞行器与投送器/运载器或飞行器与助推级距离较近，存在复杂的流场干扰，可能导致飞行器静不稳定度增大，发散力矩增大，或者舵效减小。分离后，需要合理选取俯偏和滚动回路启控时刻，针对干扰较大的回路，应尽早启控，同时要合理分配舵偏资源。
首先通过电气信号在线获取分离信息，依据理论计算的飞行器与投送器或运载器的距离在分离某一时间段后满足避免结构干涉的要求，可以得到飞行器允许启控时间的最小值。现有技术下，有些飞行器采用俯偏和滚动回路同时启控，如果俯偏回路和滚动回路干扰均较大，可能存在较大的舵偏资源争抢，舵偏角和舵偏角速度需求过大，影响导弹稳定；有些飞行器俯偏和滚动回路按固定时间间隔错时启控，例如滚动回路比俯偏回路先启控，而实际飞行中若俯偏回路干扰更大，工况更恶劣，则影响俯偏回路快速稳定。以上做法均没有根据分离后的实际飞行工况在线提取启控时刻。
发明内容
本发明要解决的技术问题是飞行器和投送器或运载器分离后存在复杂流场干扰，如何合理确定俯偏回路和滚动回路的启控时刻，针对干扰较大的回路，尽早启控，同时合理分配舵偏资源，避免飞行器失稳。
本发明的目的在于提供一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，打破传统固定的控制时序，基于对俯偏角速度和滚动角速度的判别，在线提取俯偏和滚动回路的启控时刻，优化对舵偏资源的利用。启控后，在线计算舵偏指令，驱动舵面偏转，施加控制力与控制力矩，稳定导弹姿态。
为了达到上述的目的，本发明提供一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，包括步骤如下：
步骤一、将俯偏回路和滚动回路启控时刻初始化为允许启控时间最大值；
步骤二、在飞行时间在允许启控时间最小值到最大值之间，对陀螺测量的俯仰、偏航、滚动回路姿态角速度信号进行滤波；
步骤三、当飞行时间在允许启控时间最小值到最大值之间，根据滤波处理后的滚动回路姿态角速度和滚动回路阻尼回路控制参数g2实时解算滚动回路的启控时刻；
步骤四、当飞行时间在允许启控时间最小值到最大值之间，根据滤波处理后的俯仰、偏航回路姿态角速度和俯偏回路阻尼回路控制参数ksf以及滚动回路启控时刻实时解算俯偏回路的启控时刻；
步骤五、当飞行时间达到允许启控时间最大值时，若俯偏回路或滚动回路仍未启控，将允许启控时间最大值作为俯偏回路或滚动回路的启控时刻。
上述一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，其中，所述步骤一中，将俯偏回路和滚动回路启控时刻初始化为允许启控时间最大值，公式如下:
tr＝t1
tp＝t1
式中：tr为滚动回路启控时刻，tp为俯偏回路启控时刻，t1为允许启控时间最大值。
上述一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，其中，所述步骤一中，为避免飞行器与投送器或运载器分离后结构干涉，允许启控时间最小值为t0，允许启控时间最大值t1取t0+0.1～t0+0.2。
上述一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，其中，所述步骤二中，对陀螺测量的俯仰、偏航、滚动回路姿态角速度信号进行滤波，采用低通滤波器形如Ta为时间常数。
上述一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，其中，所述步骤三中，当飞行时间在允许启控时间最小值到最大值之间，实时解算滚动回路启控时刻的方法为：当滤波后的滚动角速度绝对值大于判据值时，将当前时间作为滚动回路启控时间，滚动回路启控：
当时，tr＝t
式中：wx为滤波后的滚动角速度，g2为滚动回路的阻尼回路控制参数，为滚动回路阻尼回路舵偏判据值，kw为舵系统传递系数，t表示飞行时间，tr为滚动回路启控时刻。
上述一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，其中，所述取单舵最大舵偏的0.25～0.5倍。
上述一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，其中，所述步骤四中，当飞行时间在允许启控时间最小值到最大值之间，实时解算俯偏回路启控时刻的方法为：当滤波后的俯仰或偏航角速度绝对值大于判据值时，对比当前时间和滚动回路启控时间，按以下公式提取俯偏回路启控时刻，并将俯偏回路启控时刻限幅在允许启控时间最大值t1以内：
当或/>时，
式中：wy为滤波后的偏航角速度，wz为滤波后的俯仰角速度，ksf为俯偏回路的阻尼回路控制参数，kw为舵系统传递系数，为俯偏回路阻尼回路舵偏判据值，t表示飞行时间，tr为滚动回路启控时刻，tp为俯偏回路启控时刻。
上述一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，其中，所述取单舵最大舵偏的0.25～0.5倍。
上述一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，其中，所述步骤五中，当飞行时间达到允许启控时间最大值t1时，若俯偏回路或滚动回路仍未启控，将允许启控时间最大值作为俯偏回路或滚动回路的启控时刻：
与现有技术相比，本发明的技术有益效果是：
(1)通过在线提取俯偏回路和滚动回路的启控时刻，优先把舵偏资源分配给初始干扰大的回路，合理分配舵偏资源。
(2)当俯偏回路满足姿态角速度判据时，若滚动回路已启控或与俯偏回路同时满足姿态角速度判据，在保证俯偏回路在允许启控时间最大值t1内启控的前提下，尽量确保俯偏回路在滚动回路启控后0.05s及以上再启控，避免在俯偏和滚动回路干扰均较大时，形成严重的舵偏争抢，从而合理分配舵偏资源。
(3)通过引入阻尼回路系数ksf和g2计算姿态角速度形成的阻尼回路舵偏，同时参考单舵可用舵偏，得到适用于不同分离空域的提取启控时刻的姿态角速度判据，充分考虑了不同分离空域导弹的控制能力差异。
(4)通过设置允许启控时间最大值，避免干扰较小的情况下，长时间无法提取到启控时刻的情况。
(5)由于分离过程陀螺测量的角速度信号可能包含高频噪声和随机噪声，通过滤波处理，避免噪声影响启控时刻的准确提取。
附图说明
本发明的一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法由以下的实施例及附图给出。
图1为俯仰回路的控制原理框图；
图2为偏航回路的控制原理框图；
图3为滚动回路的控制原理框图；
图4为滚动回路启控时刻提取流程图。公式1为
图5为俯偏回路启控时刻提取流程图。公式2为或/>
具体实施方式
以下将结合附图对本发明的一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法作进一步的详细描述。
以滚转稳定轴对称三通道控制飞行器为例对本方法进行说明，三个通道的控制原理图可以分别如图1-图3所示，其中，ksf为阻尼回路控制参数，km为姿态控制回路控制参数，g2为滚动回路的阻尼回路控制参数，g3为滚动回路姿态控制回路控制参数。
下面对启控时刻在线提取具体步骤进行说明，启控后，在线计算舵偏指令，驱动舵面偏转，施加控制力与控制力矩，稳定导弹姿态。
1.将俯偏回路和滚动回路启控时刻初始化为允许启控时间最大值，公式如下:
tr＝t1
tp＝t1
式中：
tr为滚动回路启控时刻。
tp为俯偏回路启控时刻。
t1为允许启控时间最大值。为避免飞行器与投送器或运载器分离后结构干涉，可以给出允许启控时间最小值t0，为避免干扰较小时，长时间未提取到启控时刻，需设定允许启控时间最大值t1，一般可以取t0+0.1～t0+0.2。
2.在飞行时间大于允许启控时间最小值t0后，对陀螺测量的俯仰、偏航、滚动回路姿态角速度信号进行滤波，可采用低通滤波器形如Ta为时间常数(例如Ta取0.05)。
3.当飞行时间在允许启控时间最小值到最大值之间，根据滤波处理后的滚动回路姿态角速度和滚动回路阻尼回路控制参数g2实时解算滚动回路的启控时刻，具体如下：
当滤波后的滚动角速度绝对值大于判据值时(公式如下)，将当前时间作为滚动回路启控时间。滚动回路启控。
当时，tr＝t
式中：wx为滤波后的滚动角速度。g2为滚动回路的阻尼回路控制参数。为滚动回路阻尼回路舵偏判据值，例如可取单舵最大舵偏的0.25～0.5倍。kw为舵系统传递系数。t表示飞行时间。tr为滚动回路启控时刻。
4.当飞行时间在允许启控时间最小值到最大值之间，根据滤波处理后的俯仰、偏航回路姿态角速度和俯偏回路阻尼回路控制参数ksf以及滚动回路启控时刻实时解算俯偏回路的启控时刻，具体如下：当滤波后的俯仰或偏航角速度绝对值大于判据值时，对比当前时间和滚动回路启控时间，按以下公式提取俯偏回路启控时刻，并将俯偏回路启控时刻限幅在允许启控时间最大值t1以内：
当或/>时，
式中：wy为滤波后的偏航角速度。wz为滤波后的俯仰角速度。ksf为俯偏回路的阻尼回路控制参数。kw为舵系统传递系数。为俯偏回路阻尼回路舵偏判据值，例如可取单舵最大舵偏的0.25～0.5倍。t表示飞行时间。tr为滚动回路启控时刻。tp为俯偏回路启控时刻。(由于tr和tp需初始化为允许启控时间最大值t1，则此处tr＞t表示在从t0到当前时刻t,未提取到滚动回路启控时刻tr，tr取值仍为初始化值t1。)
5.当飞行时间达到允许启控时间最大值，若俯偏回路或滚动回路仍未启控，将允许启控时间最大值作为俯偏回路或滚动回路的启控时刻。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (7)

1.一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，其特征在于，包括步骤如下：
步骤一、将俯偏回路和滚动回路启控时刻初始化为允许启控时间最大值；
步骤二、在飞行时间在允许启控时间最小值到最大值之间，对陀螺测量的俯仰、偏航、滚动回路姿态角速度信号进行滤波；
步骤三、当飞行时间在允许启控时间最小值到最大值之间，根据滤波处理后的滚动回路姿态角速度和滚动回路阻尼回路控制参数g2实时解算滚动回路的启控时刻；
步骤四、当飞行时间在允许启控时间最小值到最大值之间，根据滤波处理后的俯仰、偏航回路姿态角速度和俯偏回路阻尼回路控制参数ksf以及滚动回路启控时刻实时解算俯偏回路的启控时刻；
步骤五、当飞行时间达到允许启控时间最大值时，若俯偏回路或滚动回路仍未启控，将允许启控时间最大值作为俯偏回路或滚动回路的启控时刻；
所述步骤三中，当飞行时间在允许启控时间最小值到最大值之间，实时解算滚动回路启控时间的方法为：当滤波后的滚动角速度绝对值大于判据值时，将当前时间作为滚动回路启控时间，滚动回路启控：
当时，tr＝t
式中：wx为滤波后的滚动角速度，g2为滚动回路的阻尼回路控制参数，为滚动回路阻尼回路舵偏判据值，kw为舵系统传递系数，t表示飞行时间，tr为滚动回路启控时间；
所述步骤四中，当飞行时间在允许启控时间最小值到最大值之间，实时解算俯偏回路启控时间的方法为：当滤波后的俯仰或偏航角速度绝对值大于判据值时，对比当前时间和滚动回路启控时间，按以下公式提取俯偏回路启控时间，并将俯偏回路启控时间限幅在允许启控时间最大值t1以内：
当或/>时，
式中：wy为滤波后的偏航角速度，wz为滤波后的俯仰角速度，ksf为俯偏回路的阻尼回路控制参数，kw为舵系统传递系数，为俯偏回路阻尼回路舵偏判据值，t表示飞行时间，tr为滚动回路启控时间，tp为俯偏回路启控时间。
2.如权利要求1所述的一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，其特征在于，所述步骤一中，将俯偏回路和滚动回路启控时刻初始化为允许启控时间最大值，公式如下:
tr＝t1
tp＝t1
式中：tr为滚动回路启控时刻，tp为俯偏回路启控时刻，t1为允许启控时间最大值。
3.如权利要求2所述的一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，其特征在于，所述步骤一中，为避免飞行器与投送器或运载器分离后结构干涉，允许启控时间最小值为t0，允许启控时间最大值t1取t0+0.1～t0+0.2。
4.如权利要求1所述的一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，其特征在于，所述步骤二中，对陀螺测量的俯仰、偏航、滚动回路姿态角速度信号进行滤波，采用低通滤波器形如Ta为时间常数。
5.如权利要求1所述的一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，其特征在于，所述取单舵最大舵偏的0.25～0.5倍。
6.如权利要求1所述的一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，其特征在于，所述取单舵最大舵偏的0.25～0.5倍。
7.如权利要求1所述的一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，其特征在于，所述步骤五中，当飞行时间达到允许启控时间最大值t1时，若俯偏回路或滚动回路仍未启控，将允许启控时间最大值作为俯偏回路或滚动回路的启控时刻：
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