CN112433532B - 考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪及其解耦控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪及控制方法，该系统包括用以接收制导系统实时传递出的需用过载信息的需用过载接收模块，用于实时获得飞行器的飞行参数的飞行器参数测量模块，和获得完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令的考虑二阶舵机动力学的解耦控制模块，其中，根据需用过载信息和飞行器的飞行参数获得控制解耦的舵指令，再结合飞行器的飞行参数获得考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令，再结合飞行器的飞行参数获得完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令，据此控制舵机打舵工作。

Description

考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪及其解耦控制方法

技术领域

本发明涉及一种旋转飞行器的控制系统及方法，具体涉及一种考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪及控制方法。

背景技术

旋转飞行器通过采用自旋的方式可以带来诸多益处，如有效降低飞行器结构设计偏差对飞行器弹道的影响、简化控制系统设计、省略滚转控制机构等等。但该类飞行器在带来诸多益处的同时也存在一些弊端。由于飞行器自旋后会产生较大的滚转角速度，这使得飞行器产生了气动耦合、惯性耦合以及控制耦合等特性，使得俯仰通道和偏航通道间相互耦合交联，不利于对飞行器俯仰、偏航两通道进行精确控制。除此之外，舵机的滞后特性对旋转飞行器的控制有着较大的影响，因此在设计自驾仪的时候有必要考虑舵机环节对飞行器控制系统的影响，而传统的设计方法往往默认舵机为一阶惯性环节，这种方法忽略了旋转飞行器的控制耦合特性，且舵机模型建立不够精确，这增加了所设计自驾仪的风险性，而如果将舵机认定为二阶惯性环节，旋转飞行器动力学模型为八阶系统，模型较为复杂，且在解算过程中会涉及到求逆运算，八阶系统求逆过于困难，飞行器的处理设备难以及时解算完成；这些问题为旋转飞行器控制系统的精确稳定控制带来了较为严峻的挑战；

现有技术中，在实际控制旋转飞行器的过程中，都是忽略了上述耦合的影响和二阶惯性环节，所以飞行器的实际控制过程中存在一定的偏差，不过最终的制导控制效果还有待提高。

为了解决上述问题，有必要设计一种考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪及其解耦控制方法，从而保证对飞行器的精确控制。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪及控制方法，该系统包括用以接收制导系统实时传递出的需用过载信息的需用过载接收模块，用于实时获得飞行器的飞行参数的飞行器参数测量模块，和获得完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令的考虑二阶舵机动力学的解耦控制模块，其中，根据需用过载信息和飞行器的飞行参数获得控制解耦的舵指令，再结合飞行器的飞行参数获得考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令，再结合飞行器的飞行参数获得完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令，据此控制舵机打舵工作，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供一种考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪，该系统安装在旋转飞行器上，该系统包括

需用过载接收模块1，其与旋转飞行器上的制导系统相连，用以接收制导系统实时传递出的需用过载信息，

飞行器参数测量模块2，其用于实时获得飞行器的飞行参数，和

考虑二阶舵机动力学的解耦控制模块3，其用于实时根据需用过载信息和飞行器的飞行参数获得完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令。

其中，所述飞行器参数测量模块2包括舵机姿态传感器21、舵机角速率传感器22、加速度计23、惯性陀螺24和估测器25；

其中，所述舵机姿态传感器21用于实时测量得到飞行器的俯仰舵偏角信息和偏航舵偏角信息，

所述舵机角速率传感器22用于实时测量得到飞行器的俯仰舵机角速率信息和偏航舵机角速率信息，

所述加速度计23用于实时测量得到飞行器的加速度信息，

所述惯性陀螺24用于实时测量得到飞行器的偏航角速率信息和俯仰角速率信息，

所述估测器25用于根据所述加速度信息实时估算得到飞行器的攻角信息和侧滑角信息。

其中，考虑二阶舵机动力学的解耦控制模块3包括控制解耦的舵指令解算子模块31、考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令解算子模块32和完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令解算子模块33；

其中，所述控制解耦的舵指令解算子模块31用于实时根据需用过载信息和飞行器的飞行参数获得控制解耦的舵指令；

所述考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令解算子模块32用于实时根据飞行器的飞行参数和控制解耦的舵指令获得考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令；

所述完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令解算子模块33用于实时根据飞行器的飞行参数和考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令获得完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令。

其中，所述控制解耦的舵指令解算子模块31通过下式(一)实时获得控制解耦的舵指令，

u₂＝-K₂x₂+L₂v₂ (一)

其中，u₂表示控制解耦的舵指令，K₂表示状态反馈矩阵，L₂表示前馈补偿矩阵，x₂表示舵机状态空间表达式的状态变量，v₂表示需用过载。

其中，所述考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令解算子模块32通过下式(二)实时获得考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令，

y₂＝C₂∫(A₂x₂+B₂u₂)dt (二)

其中，y₂表示考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令，

A₂、B₂、C₂都表示舵机系统参数。

其中，所述完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令解算子模块33通过下式(三)实时获得完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令，

u₁＝-K₁x₁+L₁v₁ (三)

其中，u₁表示完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令，K₁表示状态反馈矩阵，L₁表示前馈补偿矩阵，x₁表示飞行器状态空间表达式的状态变量，v₁表示考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令。

其中，所述考虑二阶舵机动力学的解耦控制模块3与飞行器的舵机4相连，所述舵机4根据完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令打舵工作。

本发明还提供一种考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪的解耦控制方法，该方法包括如下步骤，

步骤1，通过过载接收模块1接收制导系统传递出的需用过载信息；

步骤2，通过飞行器参数测量模块2获得飞行器的飞行参数；

步骤3，通过考虑二阶舵机动力学的解耦控制模块3根据需用过载信息和飞行器的飞行参数获得完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令；

步骤4，实时重复步骤1-3，从而实时得到完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令。

其中，所述步骤2包括如下子步骤，

子步骤2-1，通过舵机姿态传感器21实时测量得到飞行器的俯仰舵偏角信息和偏航舵偏角信息，

子步骤2-2，通过舵机角速率传感器22实时测量得到飞行器的俯仰舵机角速率信息和偏航舵机角速率信息，

子步骤2-3，通过加速度计23实时测量得到飞行器的加速度信息，通过惯性陀螺24实时测量得到飞行器的偏航角速率信息和俯仰角速率信息，

子步骤2-4，通过估测器25根据所述三轴加速度信息实时估算得到飞行器的攻角和侧滑角。

其中，所述步骤3包括如下子步骤，

子步骤3-1，通过控制解耦的舵指令解算子模块31实时根据需用过载信息和飞行器的飞行参数获得控制解耦的舵指令；

子步骤3-2，通过考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令解算子模块32实时根据飞行器的飞行参数和控制解耦的舵指令获得考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令；

子步骤3-3，通过完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令解算子模块33实时根据飞行器的飞行参数和考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令获得完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令。

本发明所具有的有益效果包括：

(1)考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪及其解耦控制方法能够在接收到的需用过载基础上，结合旋转飞行器当前的飞行状况，考虑二阶舵机动力学及耦合情况，为舵机提供更为合理的舵机控制指令，从而加强旋转飞行器的控制效果，提高旋转飞行器的控制精度；

(2)考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪及其解耦控制方法中考虑二阶舵机动力，并且简化了计算过程，用模型变换的方式将八阶系统变换为两个四阶系统进行解算控制，节约计算时间，使其能够满足飞行器实时获得信息的要求。

附图说明

图1示出根据本发明一种优选实施方式的考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪整体逻辑图；

图2示出仿真实验中俯仰方向需用过载及响应曲线；

图3示出仿真实验中偏航方向需用过载及响应曲线。

附图标号说明：

1-需用过载接收模块

2-飞行器参数测量模块

3-考虑二阶舵机动力学的解耦控制模块

21-舵机姿态传感器

22-舵机角速率传感器

23-加速度计

24-惯性陀螺

25-估测器

31-控制解耦的舵指令解算子模块

32-考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令解算子模块

33-完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令解算子模块

4-舵机

具体实施方式

下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

根据本发明提供的一种考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪，如图1中所示，该系统安装在旋转飞行器上，所述旋转飞行器优选为高动态的旋转飞行器，即转速在10r/s以上的旋转飞行器；本申请中所述的耦合是指在对飞行器的俯仰方向和偏航方向分别控制时，其中一个方向的控制指令会对另外一个方向造成影响和干扰，尤其是在对飞行器的俯仰方向进行控制时，由于旋转的原因，其舵机打舵产生的作用力很有可能会在水平方向上有一定的分力，该分力就会导致飞行器在偏航方向上发生偏转。

该系统包括需用过载接收模块1，飞行器参数测量模块2和考虑二阶舵机动力学的解耦控制模块3；

其中，所述用过载接收模块1与旋转飞行器上的制导系统相连，用以接收制导系统实时传递出的需用过载信息，

所述制导系统也安装在飞行器上，其能够根据飞行器上传感器件获得的飞行器自身信息及目标信息实时给出需用过载，一般情况下再根据该需用过载控制舵机打舵工作，但本申请提供的方案中，该需用过载不会直接传递给舵机，而是传递给所述需用过载接收模块1，经过处理后在将处理得到的完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令传递给舵机。从而使得舵机的打舵工作更有针对性，对于滚转飞行器的控制效果更好。

其中，所述制导系统为本领域中已有的制导系统，其中可以采用比例导引制导律、重力补偿制导律等等已有的制导律。

所述飞行器参数测量模块2用于实时获得飞行器的飞行参数，所述飞行参数包括俯仰舵偏角、偏航舵偏角、俯仰舵机角速率、偏航舵机角速率、加速度、速度、偏航角速率、俯仰角速率、攻角和侧滑角；所述飞行器参数测量模块2能够从其自身携带的存储芯片中实时调取与飞行参数有关的动力系数。

所述考虑二阶舵机动力学的解耦控制模块3用于实时根据需用过载信息和飞行器的飞行参数获得完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令，并将该舵指令传递给舵机，由舵机按照该舵指令打舵工作。

在一个优选的实施方式中，所述需用过载信息包括期望俯仰过载和期望偏航过载；所述期望俯仰过载即为制导系统解算出的，在俯仰方向需要提供的过载；所述期望偏航过载即为制导系统解算出的，在偏航方向需要提供的过载。

所述控制解耦的舵指令、考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令和完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令都是舵指令，区别主要在于精度、准确性不同，所述舵指令都包括俯仰方向舵指令和偏航方向舵指令；所述俯仰方向舵指令表示最终要传递给舵机的，由舵机在俯仰方向执行的指令；所述偏航方向舵指令表示最终要传递给舵机的，由舵机在偏航方向执行的指令。

在飞行器的制导系统获得需用过载时，如果该需用过载直接传递给舵机，舵机必然根据其中的期望俯仰过载解算对应的俯仰方向舵指令，根据其中的期望偏航过载解算对应的偏航方向舵指令，在舵机执行过程中，舵机的滞后特性对旋转飞行器的控制有着较大的影响，而且传统的设计方法往往默认舵机为一阶惯性环节，这种方法忽略了旋转飞行器的控制耦合特性，从而导致最终打舵结果与期望值之间的偏差过大；需用过载在经过考虑二阶舵机动力学的解耦控制模块解算以后，提前考虑计算了舵机滞后、耦合等干扰因素带来的影响，从而根据最终得到的完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令进行打舵工作，能够使得打舵结果与期望值更为接近，控制效果更好。

在一个优选的实施方式中，所述飞行器参数测量模块2包括舵机姿态传感器21、舵机角速率传感器22、加速度计23、惯性陀螺24和估测器25；

其中，其中，所述舵机姿态传感器21用于实时测量得到飞行器的俯仰舵偏角信息和偏航舵偏角信息；

所述舵机角速率传感器22用于实时测量得到飞行器的俯仰舵机角速率信息和偏航舵机角速率信息；

所述加速度计23用于实时测量得到飞行器的加速度信息，

所述惯性陀螺24用于实时测量得到飞行器的偏航角速率信息和俯仰角速率信息，

所述估测器25用于根据所述三轴加速度信息实时估算得到飞行器的攻角和侧滑角。

其中，所述加速度计23设置有多个，优选地，至少设置有3个，其中至少一个加速度计位于飞行器的质心上，其安装朝向为沿着飞行器轴线朝向飞行器行进方向，用以测量飞行器沿着轴线方向的加速度，即飞行器自身的加速度，该加速度经过积分后可以得到飞行器的速度信息；

另外还有两个加速度计都安装在飞行器的轴线上，并且与质心之间偏离一定距离，并且这两个加速度计的安装方向彼此垂直，这两个加速度计都与所述估测器25相连，加速度计能够实时测量其自身所在位置处的加速度值，经过积分后即可得到该点的速度，再乘以该点与质心之间的距离即可得到该点角速度，再积分即可得到角度；优选地，该估测器还与飞行器上的地磁传感器相连，所述地磁传感器能够实时获知飞行器的滚转角，从而通过这两个加速度计和滚转角信息能够分别得到飞行器的侧滑角和攻角。在所述估测器中存储有加速度计与质心之间的距离，在所述估测器中还能够进行积分计算，从而该估测器能够实时给出飞行器的侧滑角信息和攻角信息。

在一个优选的实施方式中，考虑二阶舵机动力学的解耦控制模块3包括控制解耦的舵指令解算子模块31、考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令解算子模块32和完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令解算子模块33；

其中，所述控制解耦的舵指令解算子模块31用于实时根据需用过载信息和飞行器的飞行参数获得控制解耦的舵指令；

所述考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令解算子模块32用于实时根据飞行器的飞行参数和控制解耦的舵指令获得考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令；

所述完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令解算子模块33用于实时根据需飞行器的飞行参数和考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令获得完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令。

优选地，所述控制解耦的舵指令解算子模块31通过下式(一)实时获得控制解耦的舵指令，

u₂＝-K₂x₂+L₂v₂ (一)

其中，u₂表示控制解耦的舵指令，K₂表示状态反馈矩阵，L₂表示前馈补偿矩阵，x₂表示舵机状态空间表达式的状态变量，v₂表示需用过载；

优选地，

v₂＝[v_y v_z]^T

δ_y表示俯仰舵偏角，δ_z表示偏航舵偏角，

表示俯仰舵机角速率，表示

偏航舵机角速率；v_y表示期望俯仰过载，v_z表示期望偏航过载；

优选地，所述考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令解算子模块32通过下式(二)实时获得考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令，

y₂＝C₂∫(A₂x₂+B₂u₂)dt (二)

其中，y₂表示考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令，

A₂、B₂、C₂都表示舵机系统参数，

d₃、d₁₁、d₁₂、d₂₁、d₂₂都表示舵机模型的动力系数；能够根据其自身的已知参数和飞行器自身转速能够实时获知上述舵机模型的动力系数。

优选地，所述完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令解算子模块33通过下式(三)实时获得完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令，

u₁＝-K₁x₁+L₁v₁ (三)

其中，u₁表示完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令，K₁表示状态反馈矩阵，L₁表示前馈补偿矩阵，x₁表示飞行器状态空间表达式的状态变量，v₁与y₂一样，都表示考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令；

α表示攻角，β表示侧滑角，

表示俯仰角速率，

表示偏航角速率。

在一个优选的实施方式中，所述舵机模型的动力系数通过下式获得：

其中，

表示转速，该参数是实时探测得到的，μ_s表示舵机阻尼比，T_s表示舵机指令延迟，k_s表示舵机增益，μ_s、T_s和k_s都是在出厂时预装在飞行器中的参量。

在一个优选的实施方式中，所述考虑二阶舵机动力学的解耦控制模块3与飞行器的舵机4相连，所述舵机4根据完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令打舵工作；

所述舵机4根据完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令打舵工作得到的实际过载可通过下式(四)获知：

y₁＝C₁∫(A₁x₁+B₁u₁)dt (四)

其中，y₁＝[a_y a_z]^T，表示实际响应过载，a_y表示俯仰方向响应过载，a_z表示偏航方向响应过载，A₁、B₁、C₁都表示飞行器系统参数，

a₂₅、a₂₄、a₂₇、a₂₂、a₂₈和a₃₄都表示旋转飞行器的动力系数，所述旋转飞行器的动力系数是预装在飞行器中的已知数据，一般在飞行器出厂前通过风洞实验等方式计算获得的，在飞行器飞行过程中可以随时调取该数据。

本发明还提供一种考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪的解耦控制方法，该方法是通过上文所述考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪实现的，

该方法包括如下步骤，

步骤1，通过过载接收模块1接收制导系统传递出的需用过载信息；

步骤2，通过飞行器参数测量模块2获得飞行器的飞行参数；

步骤3，通过考虑二阶舵机动力学的解耦控制模块3根据需用过载信息和飞行器的飞行参数获得完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令；

步骤4，实时重复步骤1-3，从而实时得到完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令。

优选地，所述步骤2包括如下子步骤，

子步骤2-1，通过舵机姿态传感器21实时测量得到飞行器的俯仰舵偏角信息和偏航舵偏角信息，

子步骤2-2，通过舵机角速率传感器22实时测量得到飞行器的俯仰舵机角速率信息和偏航舵机角速率信息，

子步骤2-3，通过加速度计23实时测量得到飞行器的加速度信息，通过惯性陀螺24实时测量得到飞行器的偏航角速率信息和俯仰角速率信息，

子步骤2-4，通过估测器25根据所述三轴加速度信息实时估算得到飞行器的攻角和侧滑角。

优选地，所述步骤3包括如下子步骤，

子步骤3-1，通过控制解耦的舵指令解算子模块31实时根据需用过载信息和飞行器的飞行参数获得攻角收敛误差和侧滑角收敛误差；

子步骤3-2，通过

控制解耦的舵指令解算子模块31实时根据需用过载信息和飞行器的飞行参数获得控制解耦的舵指令；

子步骤3-2，通过考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令解算子模块32实时根据飞行器的飞行参数和控制解耦的舵指令获得考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令；

子步骤3-3，通过完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令解算子模块33实时根据飞行器的飞行参数和考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令获得完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令。

仿真实验：

通过计算机进行旋转飞行器的模拟仿真实验，旋转飞行器的模拟条件：旋转飞行器的飞行速度为580m/s，转速为11.6r/s；

通过计算机能够直接模拟该旋转飞行器的制导系统和舵机系统，所述制导系统能够实时给出制导指令，也就是需用过载，具体包括期望俯仰过载和期望偏航过载，该需用过载随时间变化的轨迹如图2、图3中的实线所示；舵机系统能够根据制导指令或者需用过载控制舵机打舵工作，并且直接给出根据该需用过载控制舵机工作后实际能够为旋转飞行器提供的过载情况；

在实验例中，截取计算机中制导系统给出的需用过载，并不直接将该需用过载传递给舵机系统，将该需用过载传递给本申请提供的考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪中，通过本申请提供的考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪的解耦控制方法得到完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令，再将该完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令传递给舵机系统，据此控制舵机工作，得到舵机工作后实际能够为旋转飞行器提供的过载情况；

其中，通过需用过载接收模块接收需用过载信息，即期望俯仰过载a_yc＝10*square(t)，期望偏航过载a_zc＝0；

通过计算机实时给出模拟的飞行器的飞行参数，包括俯仰舵偏角、偏航舵偏角、俯仰舵机角速率、偏航舵机角速率攻角、侧滑角、速度、俯仰角和偏航角；并且给出旋转飞行器的动力系数如下：

舵机参数表如下：

通过下式(一)、(二)、(三)解算得到俯仰方向舵机响应指令和偏航方向舵机响应指令；

u₂＝-K₂x₂+L₂v₂ (一)

y₂＝C₂∫(A₂x₂+B₂u₂)dt (二)

u₁＝-K₁x₁+L₁v₁ (三)

v₂＝[v_y v_z]^T，v_y表示期望俯仰过载，v_z表示期望偏航过载，

α表示攻角，β表示侧滑角，

表示俯仰角速率，

表示偏航角速率，δ_y表示俯仰舵偏角，δ_z表示偏航舵偏角，

表示俯仰舵机角速率，

表示偏航舵机角速率；u₁表示完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令，包括俯仰方向舵机响应指令和偏航方向舵机响应指令；

在将舵机响应指令传递会计算机中舵机系统后，仿真得到舵机工作后实际能够为旋转飞行器提供的过载情况如图2和图3中的虚线“解耦自驾仪”所示。

在对比例中，截取计算机中制导系统给出的需用过载，并不直接将该需用过载传递给舵机系统，将该需用过载传递给现有技术中已有的用在旋转飞行器中的传统三回路自驾仪中，该传统三回路自驾仪对该需用过载做出响应，得到舵机控制指令，并据此控制舵机，最终得到舵机提供的过载情况，如图2和图3中的点划线“传统三回路自驾仪”所示。

从图2和图3中可以看出，传统三回路自驾仪存在耦合的影响，在调整俯仰方向期望过载时，偏航方向过载的波动较大，而且其偏航方向过载的收敛速度较慢，必然会对飞行器的姿态及命中精度带来不良影响；而本申请提供的考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪不仅消除了俯仰控制时对偏航控制的耦合影响，而且收敛速度快，优势明显。

以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。

Claims (3)

1.一种考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪，其特征在于，该系统安装在旋转飞行器上，该系统包括

需用过载接收模块(1)，其与旋转飞行器上的制导系统相连，用以接收制导系统实时传递出的需用过载信息，

飞行器参数测量模块(2)，其用于实时获得飞行器的飞行参数，和

考虑二阶舵机动力学的解耦控制模块(3)，其用于实时根据需用过载信息和飞行器的飞行参数获得完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令；

考虑二阶舵机动力学的解耦控制模块(3)包括控制解耦的舵指令解算子模块(31)、考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令解算子模块(32)和完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令解算子模块(33)；

其中，所述控制解耦的舵指令解算子模块(31)用于实时根据需用过载信息和飞行器的飞行参数获得控制解耦的舵指令；

所述考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令解算子模块(32)用于实时根据飞行器的飞行参数和控制解耦的舵指令获得考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令；

所述完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令解算子模块(33)用于实时根据飞行器的飞行参数和考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令获得完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令；

所述控制解耦的舵指令解算子模块(31)通过下式(一)实时获得控制解耦的舵指令，

u₂＝-K₂x₂+L₂v₂ (一)

其中，u₂表示控制解耦的舵指令，K₂表示状态反馈矩阵，L₂表示前馈补偿矩阵，x₂表示舵机状态空间表达式的状态变量，v₂表示需用过载；

v₂＝[v_y v_z]^T

δ_y表示俯仰舵偏角，δ_z表示偏航舵偏角，

表示俯仰舵机角速率，表示

偏航舵机角速率；v_y表示期望俯仰过载，v_z表示期望偏航过载；

所述考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令解算子模块(32)通过下式(二)实时获得考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令，

y₂＝C₂∫(A₂x₂+B₂u₂)dt (二)

其中，y₂表示考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令，

A₂、B₂、C₂都表示舵机系统参数；

d₃、d₁₁、d₁₂、d₂₁、d₂₂都表示舵机模型的动力系数；

所述完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令解算子模块(33)通过下式(三)实时获得完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令，

u₁＝-K₁x₁+L₁v₁ (三)

其中，u₁表示完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令，K₁表示状态反馈矩阵，L₁表示前馈补偿矩阵，x₁表示飞行器状态空间表达式的状态变量，v₁与y₂一样，都表示考虑舵机动力学滞后且控制解耦的舵指令；

α表示攻角，β表示侧滑角，

表示俯仰角速率，

表示偏航角速率。

2.根据权利要求1所述的考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪，其特征在于，

所述飞行器参数测量模块(2)包括舵机姿态传感器(21)、舵机角速率传感器(22)、加速度计(23)、惯性陀螺(24)和估测器(25)；

其中，所述舵机姿态传感器(21)用于实时测量得到飞行器的俯仰舵偏角信息和偏航舵偏角信息，

所述舵机角速率传感器(22)用于实时测量得到飞行器的俯仰舵机角速率信息和偏航舵机角速率信息，

所述加速度计(23)用于实时测量得到飞行器的加速度信息，

所述惯性陀螺(24)用于实时测量得到飞行器的偏航角速率信息和俯仰角速率信息，

所述估测器(25)用于根据所述加速度信息实时估算得到飞行器的攻角信息和侧滑角信息。

3.根据权利要求1所述的考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪，其特征在于，

所述考虑二阶舵机动力学的解耦控制模块(3)与飞行器的舵机(4)相连，所述舵机(4)根据完全解耦且考虑二阶舵机动力学滞后的舵指令打舵工作。

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