CN112129284A - 一种仅测量角速率的简单过载控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明是关于一种仅测量角速率的简单过载控制方法，属于飞行器过载控制技术领域。该方法首先采用速率陀螺仪对飞行器的偏航角速率进行测量，而且该方法的特殊之处在于仅需要对偏航角速率进行测量。其次对侧向过载指令进行滤波与转换后得到角速率期望信号，与角速率信号进行比较后得到误差信号。然后对误差信号构造二阶非线性滞后网络得到误差的滞后信号。再次，对误差信号构造非线性超前网络，得到误差的非线性超前信号。最后对上述几种信号进行综合组成航向综合信号，实现对给定过载指令的跟踪。该方法的最大优点在于测量简单，算法简单，实现容易，经济成本低廉。

Description

一种仅测量角速率的简单过载控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器控制技术领域，具体而言，涉及一种仅测量角速度就能实现飞行器过载控制的简单方法。

背景技术

早期的过载控制由于稳定裕度与可靠性不然姿态控制，因此应用较少。但随着控制技术的发展，飞行器过载控制在飞行器控制系统的设计中得到了越来越多的应用。

但目前的过载控制技术主要是由大型的军用或民用有人飞行器的发展而来的。因此在过载控制中对测量元器件要求高，仅可能的测量飞行器过载信号、角速度信号，甚至角加速度信号，以为飞行器控制系统设计提供足够多的信息，保证飞行器控制系统足够安全，具有足够多的稳定裕度。

但最终技术发展与需要的变化，部分小型的无人的飞行器不断得到了广泛的应用。其由于无人和小型的背景，因此对飞行器空间、经济成本都有较高的要求，同时对控制的精度与稳定性反而可以降低部分要求。

基于以上背景原因，本发明提出了一类仅需要测量飞行器角速度，即可实现过载控制的简单控制方法。案例实施表明了其精度不错，尤其是由于角速度反馈使得系统的稳定性也有保障。而最大的优点在于，测量与控制都比较简单便捷，从而大大降低了控制成本。因此本发明不仅具有很好的创新性，而且其独特的设计使得经济成本降低而具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仅测量角速率的简单过载控制方法，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过载控制测量复杂控制实施成本高的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种仅测量角速率的简单过载控制方法，包括以下步骤：

步骤S10，采用速率陀螺仪对飞行器的偏航角速率进行测量；

步骤S20，根据所述的偏航角速率测量值，设置过载指令信号，并进行相应的转换与比较，得到偏航角速率误差信号；

步骤S30，根据所述的偏航角速率误差信号，设计二级非线性滞后网络，求取二阶非线性滞后信号；

步骤S40，根据所述的偏航角速率误差信号，设计非线性超前网络，求取非线性超前信号；

步骤S50，根据所述的飞行器的偏航角速率偏差信号，二阶非线性滞后信号、非线性超前信号进行线性叠加，构造最终的偏航综合信号，输送给飞行器偏航通道偏航舵，控制飞行器侧向过载跟踪给定过载指令。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的偏航角速率测量值，设置过载指令信号，并进行相应的转换与比较，得到偏航角速率误差信号包括：

其中n_d为设置侧向过载指令，n_dc为滤波指令信号，n_dc(n+1)为滤波指令信号n_dc的第n+1个数据，其初始值设置为0，n_d(n)为侧向过载指令n_d的第n个数据，T₁为滤波时间参数，T₂为数据间的时间间隔，

为期望的偏航角速率信号，k_a为过载角速率传送比，由飞行器气动力学参数可以确定，一般在[-3,0)之间选取。ω_y为飞行器偏航角速率信号，e_n为所求的角速率误差信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的偏航角速率误差信号，设计二级非线性滞后网络，求取二阶非线性滞后信号包括：

其中k_s1与k_s2为常值参数。x₂(n)为一级非线性滞后网络的输出信号，也叫一阶非线性滞后信号，其初始值设置为0。e_n(n)为偏航角速率误差信号的第n个数据。k_s3与k_s4为常值参数，x₁(n)为二级非线性滞后网络的输出信号，即所求的二阶非线性滞后信号，其初始值设置为0。x₂(n)为一级非线性滞后网络的输出信号的第n个数据。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的偏航角速率误差信号，设计非线性超前网络，求取非线性超前信号包括：

y₀＝y₂-e_n；

y_2a＝y₁；

y₂(n+1)＝y₂(n)+y_2aT₂；

y₃(n+1)＝y₃(n)+y_3aT₂；

e_n为偏航角速率误差信号，y₁即为所求的偏航角速率误差信号的非线性超前信号。其中y₂、y₃为非线性超前网络的状态，y₂(n)、y₃(n)为非线性超前网络的状态y₂、y₃的第n个值，其初始值设置为0，即y₂(1)＝0、y₃(1)＝0。y₀、y_2a、y_3a非线性为超前网络的中间变量。其中k₁、k₂、k₃、k₄为非线性超前网络的常值参数。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的飞行器的偏航角速率偏差信号，二阶非线性滞后信号、非线性超前信号进行线性叠加，构造最终的偏航综合信号包括：

u_z＝k_z1e_n+k_z2x₂+k_z3x₁+k_z4y₁+k_z5∫e_ndt；

其中k_z1,k_z2,k_z3,k_z4,k_z5为侧向过载控制的控制参数，其为常值，e_n为角速率误差信号，x₂为一阶非线性滞后信号、x₁为二阶非线性滞后信号，y₁为非线性超前信号，dt表示对时间信号的积分，u_z即为所求的侧向过载控制综合信号。

本发明最大的特点与创新性在于提出了一种简单的过载控制方法，其出发点是仅对飞行器角速度进行测量与反馈，即可实现较为精确的过载控制。而角速度测量与反馈，不仅保证了飞行器的稳定性与稳定裕度，而且使得过载控制的测量元器件十分简单经济，成本大大降低。其次，采用非线性滞后网络与非线性超前网络求取误差的滞后信号、超前信号的方法，也具有很高的理论与工程应用价值。

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仅测量角速率的简单过载控制方法的流程图；

图2是本发明实施例所提供方法的偏航角速率曲线(单位：度每秒)；

图3是本发明实施例所提供方法的偏航角速率误差曲线(无单位)；

图4是本发明实施例所提供方法的误差的二阶非线性滞后信号曲线(无单位)；

图5是本发明实施例所提供方法的非线性超前信号曲线(无单位)；

图6是本发明实施例所提供方法的偏航综合信号曲线(无单位)；

图7是本发明实施例所提供方法的偏航舵偏角曲线(单位：度)；

图8是本发明实施例所提供方法的侧滑角曲线(单位：度)；

图9是本发明实施例所提供方法的侧向过载曲线(无单位)。

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。

本发明提供了一种仅测量角速率的简单过载控制方法，其首先对飞行器偏航角速率进行测量，然后对过载指令的滤波与转换得到偏航角速率的期望信号，再进行比较得到偏航角速率的误差信号。在此基础之上，构建非线性滞后网络与非线性超前网络，得到误差信号的非线性滞后信号与非线性超前信号，从而综合形成偏航通道的过载控制律，最终实现侧向过载的跟踪控制。其创新点在于，首先，提供了一种仅测量单一的角速度，并利用角速度强反馈，即可实现过载的较为精确的控制的方法。传统过载控制必须测量飞行器的加速度信号，因此本方法更为简洁方便经济。其次，其基于角速度与过载之间的线性关系，然后构造超前网络与滞后网络实现过载控制的稳定性与鲁棒性的方法，具有很大的理论创新价值与工程应用价值。

下面，将结合附图对本发明的一种仅测量角速率的简单过载控制方法进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该仅测量角速率的简单过载控制方法可以包括以下步骤：

步骤S10，采用速率陀螺仪对飞行器的偏航角速率进行测量。

具体的，在飞行器上安装速率陀螺仪，对飞行器的偏航角速率进行测量，记作ω_y。

值得说明的是，由于纵向过载的控制与设计方法与侧向过载的控制原理相同，故此处仅以侧向过载控制为例说明，因此对应的仅测量偏航角速率。

同时，本发明方法的特别之处在于不需要对侧向过载进行测量，计不需要进行加速度计的安装，仅需要采用速率陀螺。而速率陀螺在一般飞行器上均有考虑安装，故无需额外安装的测量元器件，降低控制成本。但同时，由于没有对过载值进行测量，故也无法做到特别精确的控制，但本方法适合对过载控制精度无特别要求的小型飞行器。

步骤S20，根据所述的偏航角速率测量值，设置过载指令信号，并进行相应的转换与比较，得到偏航角速率误差信号。

具体的，首先，由飞行器的飞行任务，设置侧向过载指令，记作n_d。在设计过程中，为了测试所设计系统的性能，不失一般性，可以将过载指令设置为常值信号。

其次，将侧向过载指令通过如下的指令滤波器，避免指令阶跃冲击对系统性能的影响。设置通过指令滤波器后的信号为滤波指令信号，记作n_dc，其计算方式如下：

其中n_dc(n+1)为滤波指令信号n_dc的第n+1个数据，其初始值设置为0，n_d(n)为侧向过载指令n_d的第n个数据，T₁为滤波时间参数，T₂为数据间的时间间隔，其详细设计见后文案例实施。

然后，通过比例折换，得到期望的偏航角速率信号，记作

其计算方式如下：

其中k_a为过载角速率传送比，由飞行器气动力学参数可以确定，一般在[-3,0)之间选取。

最后，将所述的飞行器偏航角速率信号ω_y与飞行器偏航角速率期望信号

进行比较，得到角速率误差信号，记作e_n，其计算方式如下：

步骤S30，根据所述的偏航角速率误差信号，设计二级非线性滞后网络，求取二阶非线性滞后信号。

具体的，首先，根据所述的偏航角速率误差信号，设计一级非线性滞后网络如下：

其中k_s1与k_s2为常值参数，其详细设计见后文案例实施。x₂(n)为一级非线性滞后网络的输出信号，也叫一阶非线性滞后信号，其初始值设置为0。e_n(n)为偏航角速率误差信号的第n个数据。

其次，根据所述的一级非线性滞后网络的输出信号，设计二级非线性滞后网络如下：

其中k_s3与k_s4为常值参数，其详细设计见后文案例实施。x₁(n)为二级非线性滞后网络的输出信号，其初始值设置为0。x₂(n)为一级非线性滞后网络的输出信号的第n个数据。

步骤S40，根据所述的偏航角速率误差信号，设计非线性超前网络，求取非线性超前信号。

具体的，根据所述的偏航角速率误差信号e_n，构建非线性超前网络如下，得到偏航角速率误差信号的非线性超前信号，记作y₁：

y₀＝y₂-e_n；

y_2a＝y₁；

y₂(n+1)＝y₂(n)+y_2aT₂；

y₃(n+1)＝y₃(n)+y_3aT₂；

其中y₂、y₃为非线性超前网络的状态，y₂(n)、y₃(n)为非线性超前网络的状态y₂、y₃的第n个值，其初始值设置为0，即y₂(1)＝0、y₃(1)＝0。y₀、y_2a、y_3a非线性为超前网络的中间变量。其中k₁、k₂、k₃、k₄为非线性超前网络的常值参数，其详细设计见后文案例实施。飞行器的偏航角速率信号误差信号e_n为非线性超前网络的输入信号，状态y₁为非线性超前网络的输出信号，也就是所求的偏航角速率误差信号的非线性超前信号。

步骤S50，根据所述的飞行器的偏航角速率偏差信号，二阶非线性滞后信号、非线性超前信号进行线性叠加，构造最终的偏航综合信号，输送给飞行器偏航通道偏航舵，控制飞行器侧向过载跟踪给定过载指令。

具体的，将侧向过载控制综合信号记作u_z，其线性综合如下式所示：

u_z＝k_z1e_n+k_z2x₂+k_z3x₁+k_z4y₁+k_z5∫e_ndt；

其中k_z1,k_z2,k_z3,k_z4,k_z5为侧向过载控制的控制参数，其为常值，详细设计见后文案例实施。其中e_n为角速率误差信号，x₂为一阶非线性滞后信号、x₁为二阶非线性滞后信号，y₁为非线性超前信号，dt表示对时间信号的积分。

最终，进行控制参数的调试，选取合适常值参数组成最终的过载控制律，即可实现飞行器侧向过载对过载指令的跟踪。

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，在案例中设置期望过载指令为n_d＝1。在步骤S10，采用速率陀螺仪对飞行器的偏航角速率进行测量，得到偏航角速率如图2所示。

在步骤S20中，设置T₁＝0.1，T₂＝0.001，k_a＝-2.2，得到偏航角速率误差信号如图3所示。

在步骤S30中，k_s1＝0.006，k_s2＝-0.0001，k_s3＝0.006，k_s4＝-0.0001，根据所述的偏航角速率误差信号，设计二级非线性滞后网络，得到二阶非线性滞后信号如图4所示。

在步骤S40中，选取k₁＝12、k₂＝6、k₃＝15、k₄＝8，根据所述的偏航角速率误差信号，设计非线性超前网络，求取非线性超前信号如图5所示。

在步骤S50中，选取k_z1＝3,k_z2＝6,k_z3＝8,k_z4＝0.1,k_z5＝2，得到最终的偏航综合信号如图6所示，输送给飞行器偏航通道偏航舵，控制飞行器侧向过载跟踪给定过载指令。而其中偏航舵曲线如图7所示，侧滑角曲线如图8所示。最终得到的飞行器侧向过载信号曲线如图9所示。

由图9可以看出，最终飞行器的侧向过载可以准确跟踪给定过载信号1，尽管没有对过载信号进行测量，但由于过载与角速度之间的线性惯性，我们仍然得到了过载信号的间接控制结果。值得说明的是，由于模型中采用的真是的非线性六自由度模型，因此过载指令在3秒后才作用于控制系统，主要是为了避免飞行器速度在初始段过低带来的稳定性不足的问题。

由图7与图8可以看出，飞行器的侧滑角与舵偏角都没有超调，而且曲线十分平滑平缓，说明系统的阻尼比比较高，稳定裕度比较强。这是由于本发明对角速度进行测量与强反馈的缘故。因此本发明所提供方法具有很好的控制效果，也具有很高的工程应用价值。

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 (6)

1.一种仅测量角速率的简单过载控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10，采用速率陀螺仪对飞行器的偏航角速率进行测量；

步骤S20，根据所述的偏航角速率测量值，设置过载指令信号，并进行相应的转换与比较，得到偏航角速率误差信号；

步骤S30，根据所述的偏航角速率误差信号，设计二级非线性滞后网络，求取二阶非线性滞后信号；

步骤S40，根据所述的偏航角速率误差信号，设计非线性超前网络，求取非线性超前信号；

步骤S50，根据所述的飞行器的偏航角速率偏差信号，二阶非线性滞后信号、非线性超前信号进行线性叠加，构造最终的偏航综合信号，输送给飞行器偏航通道偏航舵，控制飞行器侧向过载跟踪给定过载指令。

2.根据权利要求1一种仅测量角速率的简单过载控制方法，其特征在于，仅需要对飞行器的角速度进行测量并进行反馈，即实现飞行器的稳定与过载控制。

3.根据权利要求1一种仅测量角速率的简单过载控制方法，其特征在于，根据所述的偏航角速率测量值，设置过载指令信号，并进行相应的转换与比较，得到偏航角速率误差信号包括：

其中n_d为设置侧向过载指令，n_dc为滤波指令信号，n_dc(n+1)为滤波指令信号n_dc的第n+1个数据，其初始值设置为0，n_d(n)为侧向过载指令n_d的第n个数据，T₁为滤波时间参数，T₂为数据间的时间间隔，

为期望的偏航角速率信号，k_a为过载角速率传送比，由飞行器气动力学参数可以确定，一般在[-3,0)之间选取。ω_y为飞行器偏航角速率信号，e_n为所求的角速率误差信号。

4.根据权利要求1一种仅测量角速率的简单过载控制方法，其特征在于，根据所述的偏航角速率误差信号，设计二级非线性滞后网络，求取二阶非线性滞后信号包括：

其中k_s1与k_s2为常值参数。x₂(n)为一级非线性滞后网络的输出信号，也叫一阶非线性滞后信号，其初始值设置为0。e_n(n)为偏航角速率误差信号的第n个数据。k_s3与k_s4为常值参数，x₁(n)为二级非线性滞后网络的输出信号，即所求的二阶非线性滞后信号，其初始值设置为0。x₂(n)为一级非线性滞后网络的输出信号的第n个数据。

5.根据权利要求1一种仅测量角速率的简单过载控制方法，其特征在于，根据所述的偏航角速率误差信号，设计非线性超前网络，求取非线性超前信号包括：

y₀＝y₂-e_n；

y_2a＝y₁；

y₂(n+1)＝y₂(n)+y_2aT₂；

y₃(n+1)＝y₃(n)+y_3aT₂；

e_n为偏航角速率误差信号，y₁即为所求的偏航角速率误差信号的非线性超前信号。其中y₂、y₃为非线性超前网络的状态，y₂(n)、y₃(n)为非线性超前网络的状态y₂、y₃的第n个值，其初始值设置为0，即y₂(1)＝0、y₃(1)＝0。y₀、y_2a、y_3a非线性为超前网络的中间变量。其中k₁、k₂、k₃、k₄为非线性超前网络的常值参数。

6.根据权利要求1一种仅测量角速率的简单过载控制方法，其特征在于，根据所述的飞行器的偏航角速率偏差信号，二阶非线性滞后信号、非线性超前信号进行线性叠加，构造最终的偏航综合信号包括：

u_z＝k_z1e_n+k_z2x₂+k_z3x₁+k_z4y₁+k_z5∫e_ndt；

其中k_z1,k_z2,k_z3,k_z4,k_z5为侧向过载控制的控制参数，其为常值，e_n为角速率误差信号，x₂为一阶非线性滞后信号、x₁为二阶非线性滞后信号，y₁为非线性超前信号，dt表示对时间信号的积分，u_z即为所求的侧向过载控制综合信号。

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