CN112835374A - 一种适用于大空域的自适应稳定控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明的一种适用于大空域的自适应稳定控制方法，属于飞行器稳定控制领域，包含以下步骤：以飞行器空载状态为基准，根据速度、动压和合成攻角设计俯偏回路空载段调参规律；根据发动机点火时间、发动机状态和飞行时间，拟合质量和Y向/Z向转动惯量；根据拟合的Y向/Z向转动惯量对俯偏回路控制参数进行适应性调整；根据拟合的质量对俯偏回路控制参数进行适应性调整；根据发动机点火时间、发动机状态和飞行时间，结合质心变化对气动特性的影响，适应性调整俯偏回路控制参数。本发明通过飞行时间、发动机状态以及拟合的质量和转动惯量适应性地调整俯偏回路控制参数，改变了以往飞行器对象特性已经发生变化，提高大空域飞行的控制品质和稳定裕度。

Description

一种适用于大空域的自适应稳定控制方法
技术领域
本发明属于飞行器稳定控制领域，特别涉及大空域飞行过程的俯偏回路控制参数自适应计算方法。
背景技术
稳定控制系统是飞行器的重要组成部分，其作用保持飞行器姿态稳定，抑制干扰并快速响应姿态或过载指令。
现有技术下，通常使用速度、动压和合成攻角进行稳定控制系统调参规律设计。而发动机工作状态对控制性能也产生重要影响。发动机燃料燃烧引起飞行器质量变化，质量变化将引起飞行器质心和转动惯量的变化。大空域飞行过程，飞行器质量、质心、转动惯量变化幅度较大。在飞行速度、动压、合成攻角等飞行状态相同条件下，飞行器质量、质心、转动惯量特性决定着飞行器的操纵能力，忽略这些影响可能造成上升时间、超调量和稳定裕度等指标不满足任务书指标要求，严重时无法保证系统稳定性。
发明内容
本发明要解决的技术问题是在大空域飞行过程中，飞行器质量、质心和转动惯量变化较大时，保证系统稳定受控，改善系统动态响应。
本发明的一种适用于大空域的自适应稳定控制方法，适用于大空域飞行状态下，飞行器质量、转动惯量、质心大幅变化条件下的稳定控制系统俯偏回路控制参数自适应计算。在传统稳定控制系统设计的基础上，通过引入拟合的飞行器质量和转动惯量、飞行时间和发动机状态，动态调整俯偏回路控制参数，确保飞行器在大空域下稳定受控，并优化系统动态响应特性。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种适用于大空域的自适应稳定控制方法，包括以下步骤：
(1)以飞行器空载状态为基准，根据速度、动压和合成攻角设计俯偏回路空载段调参规律；
(2)根据发动机点火时间、发动机状态和飞行时间，拟合质量和Y向/Z向转动惯量；
(3)根据拟合的Y向/Z向转动惯量对俯偏回路控制参数进行适应性调整；
(4)根据拟合的质量对俯偏回路控制参数进行适应性调整；
(5)根据发动机点火时间、发动机状态和飞行时间，结合质心变化对气动特性的影响，适应性调整俯偏回路控制参数。
进一步地，所述步骤(3)中根据Y向/Z向转动惯量拟合结果，俯偏回路控制参数Ksf、K的调整方法根据公式
Figure BDA0002889148640000021
Figure BDA0002889148640000022
进行处理，其中J是拟合的飞行器Y向/Z向转动惯量，Jk是空载时Y向/Z向转动惯量,Ksf为阻尼回路控制参数，K＝Ki×Kg，Ki为主通道增益，Kg为复合回路控制参数。
进一步地，所述步骤(4)中根据质量拟合结果，俯偏回路控制参数Ki的调整方法根据公式
Figure BDA0002889148640000023
进行处理，其中m是拟合的飞行器质量，mk是飞行器空载质量。
进一步地，所述步骤(5)中俯偏回路控制参数Ksf、K、Ki分别根据公式Ksf＝Ksf×f1(t,ti),K＝K×f2(t,ti),Ki＝Ki×f3(t,ti)进行处理，其中f1(t,ti)、f2(t,ti)、f3(t,ti)是以飞行时间t、发动机点火时间ti为自变量的函数，用于适应发动机工作状态变化引起的质心位置变化的影响。
本发明的有益效果是：
(1)通过飞行时间、发动机状态以及拟合的质量和转动惯量适应性地调整俯偏回路控制参数，改变了以往飞行器对象特性已经发生变化，而控制参数不能适应性调整的不足，提高飞行器大空域飞行的控制品质和稳定裕度。
(2)通过飞行时间、发动机状态适应性调整俯偏回路控制参数，适应质心变化对系统静稳定度的影响，避免系统稳定裕度不足。
附图说明
以下结合附图和实施例对本发明作进一步说明。
图1为本发明实施例的俯仰回路的控制原理框图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
以某型采用双脉冲发动机的轴对称飞行器为例，对本方法进行说明，该方法对单推力、双推力发动机同样适用，俯仰回路的控制原理图如图1所示，其中，Ksf为阻尼回路控制参数，Ki为主通道增益，Kg为复合回路控制参数，Ka为加速度回路控制参数。
定义t0时刻为一脉冲点火时刻，一脉冲工作持续到t1时刻，t2时刻二脉冲点火，二脉冲工作持续到t3时刻，以上时间信息在飞行过程中可根据纵向加速度信息实时获取，并提供给稳定控制系统。
下面对具体步骤进行说明：
1.以飞行器空载状态为基准，根据速度、动压和合成攻角设计俯偏回路空载段调参规律，可以表示为：
Ksf＝g1(V,q,α合)
K＝g2(V,q,α合)
Ki＝g3(V,q,α合)
Figure BDA0002889148640000041
Ka＝g4(V,Kg)
式中，V,q,α合分别是飞行器的速度、动压、合成攻角，g1(V,q,α合)、g2(V,q,α合)、g3(V,q,α合)表示以飞行器的速度、动压、合成攻角为自变量的函数，g4(V,Kg)表示以飞行器的速度、Kg为自变量的函数。
2.根据发动机点火时间、发动机状态和飞行时间，拟合质量和Y向/Z向转动惯量，公式如下：
Figure BDA0002889148640000042
Figure BDA0002889148640000043
式中，m、J分别表示拟合的t时刻的飞行器的质量、转动惯量，t表示飞行时间，m0、J0代表满载质量、转动惯量，m1、J1代表半载质量、转动惯量，m2、J2代表空载质量、转动惯量，a1、a2、b1、b2是拟合质量、转动惯量用到的系数。
3.根据拟合的Y向/Z向转动惯量对俯偏回路控制参数进行适应性调整：
Figure BDA0002889148640000051
Figure BDA0002889148640000052
4.根据拟合的质量对俯偏回路控制参数进行适应性调整。
Figure BDA0002889148640000053
5.根据发动机点火时间、发动机状态和飞行时间，结合质心变化对气动特性的影响，适应性调整俯偏回路控制参数。
例如，公式如下：
Figure BDA0002889148640000054
Ksf＝Ksf×kt
K＝K×kt
Figure BDA0002889148640000055
Ki＝Ki×kit
式中c1、c2、kt、kt0是调整参数Ksf、K用到的系数，d1、d2、kit、kit0是调整参数Ki用到的系数。kt和kit随时间应连续变化。
6.根据步骤1～4调整过的Ksf、K和Ki的取值，按以下公式计算Kg和Ka。
Figure BDA0002889148640000056
Ka＝g4(V,Kg)
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 (5)

1.一种适用于大空域的自适应稳定控制方法，其特征在于，包含如下步骤：
(1)以飞行器空载状态为基准，根据速度、动压和合成攻角设计俯偏回路空载段调参规律；
(2)根据发动机点火时间、发动机状态和飞行时间，拟合质量和Y向/Z向转动惯量；
(3)根据拟合的Y向/Z向转动惯量对俯偏回路控制参数进行适应性调整；
(4)根据拟合的质量对俯偏回路控制参数进行适应性调整；
(5)根据发动机点火时间、发动机状态和飞行时间，结合质心变化对气动特性的影响，适应性调整俯偏回路控制参数。
2.根据权利要求1所述的一种适用于大空域的自适应稳定控制方法，其特征在于，所述步骤(1)中俯偏回路空载段调参规律，可以表示为：
Ksf＝g1(V,q,α合)
K＝g2(V,q,α合)
Ki＝g3(V,q,α合)
Figure FDA0002889148630000011
Ka＝g4(V,Kg)
式中，V,q,α合分别是飞行器的速度、动压、合成攻角，g1(V,q,α合)、g2(V,q,α合)、g3(V,q,α合)表示以飞行器的速度、动压、合成攻角为自变量的函数，g4(V,Kg)表示以飞行器的速度、Kg为自变量的函数。
3.根据权利要求2所述的一种适用于大空域的自适应稳定控制方法，其特征在于，所述步骤(3)中根据Y向/Z向转动惯量拟合结果，俯偏回路控制参数Ksf、K的调整方法根据公式
Figure FDA0002889148630000021
Figure FDA0002889148630000022
进行处理，其中J是拟合的飞行器Y向/Z向转动惯量，Jk是空载时Y向/Z向转动惯量,Ksf为阻尼回路控制参数，K＝Ki×Kg，Ki为主通道增益，Kg为复合回路控制参数。
4.根据权利要求3所述的一种适用于大空域的自适应稳定控制方法，其特征在于，所述步骤(4)中根据质量拟合结果，俯偏回路控制参数Ki的调整方法根据公式
Figure FDA0002889148630000023
进行处理，其中m是拟合的飞行器质量，mk是飞行器空载质量。
5.根据权利要求4所述的一种适用于大空域的自适应稳定控制方法，其特征在于，所述步骤(5)中俯偏回路控制参数Ksf、K、Ki分别根据公式Ksf＝Ksf×f1(t,ti),K＝K×f2(t,ti),Ki＝Ki×f3(t,ti)进行处理，其中f1(t,ti)、f2(t,ti)、f3(t,ti)是以飞行时间t、发动机点火时间ti为自变量的函数，用于适应发动机工作状态变化引起的质心位置变化的影响。
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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108958038A (zh) * 2018-08-16 2018-12-07 上海航天控制技术研究所 一种适应飞行器推力离散特性的控制参数调整方法
US20190033892A1 (en) * 2017-07-27 2019-01-31 Intel Corporation Trajectory tracking controllers for rotorcraft unmanned aerial vehicles (uavs)
CN110673623A (zh) * 2019-11-04 2020-01-10 苏州经贸职业技术学院 一种基于双环pd控制算法控制的四旋翼无人机着陆方法
CN112506046A (zh) * 2020-10-09 2021-03-16 北京航空航天大学 一种针对翼尖铰接组合式飞行平台的增稳控制方法
CN113341710A (zh) * 2021-05-21 2021-09-03 北京理工大学 一种飞行器敏捷转弯复合控制律及其建立方法和应用
CN113848963A (zh) * 2021-11-29 2021-12-28 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞行控制系统的控制律参数设计方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20190033892A1 (en) * 2017-07-27 2019-01-31 Intel Corporation Trajectory tracking controllers for rotorcraft unmanned aerial vehicles (uavs)
CN108958038A (zh) * 2018-08-16 2018-12-07 上海航天控制技术研究所 一种适应飞行器推力离散特性的控制参数调整方法
CN110673623A (zh) * 2019-11-04 2020-01-10 苏州经贸职业技术学院 一种基于双环pd控制算法控制的四旋翼无人机着陆方法
CN112506046A (zh) * 2020-10-09 2021-03-16 北京航空航天大学 一种针对翼尖铰接组合式飞行平台的增稳控制方法
CN113341710A (zh) * 2021-05-21 2021-09-03 北京理工大学 一种飞行器敏捷转弯复合控制律及其建立方法和应用
CN113848963A (zh) * 2021-11-29 2021-12-28 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞行控制系统的控制律参数设计方法

Non-Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
CHEN, FUYANG: "Hybird Nonlinear Control for Fighter With Center of Gravity Perturbation and Aerodynamic Parameter Uncertainty", 《IEEE ACCESS》 *
ZHENHUA LI: "Stochastic gradient particle swarm optimization based entry trajectory rapid planning for hypersonic glide vehicles", 《AEROSPACE SCIENCE AND TECHNOLOGY》 *
付国强等: "无人机全包线变增益调参控制律设计", 《计算机测量与控制》 *
周欲晓等: "跨大气层飞行器爬升段纵向飞行控制律和制导律设计", 《南京航空航天大学学报》 *
张明涛,安锦文: "飞行控制系统自动调参", 《弹箭与制导学报》 *
高俊: "无人飞行器控制参数离线优化与在线调整研究", 《中国优秀硕士论文全文数据库工程科技Ⅱ辑》 *

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