CN113064443B - 增益在线调整方法及使用其的阻尼回路控制方法 - Google Patents

增益在线调整方法及使用其的阻尼回路控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种增益在线调整方法及使用其的阻尼回路控制方法，该方法可根据实时飞行状态测量结果进行实时在线参数调整，调整后的阻尼回路驾驶仪能够更好的克服原有缺点，提升控制准确性和稳定性，所述阻尼回路驾驶仪中的驾驶仪参数通过基于动压参数的指数函数实时获得；其中，在选定合适的指数曲线参数时，该曲线的变化规律与飞行器飞行过程中由于高度、空气密度、温度、速度等造成的动压变化曲线非常类似；从而无论飞行器从何种高度发射，无论飞行器处于何种高度状况，都能够实时获得行之有效的驾驶仪参数，从而确保阻尼回路的稳定可靠。

Description

增益在线调整方法及使用其的阻尼回路控制方法
技术领域
本发明涉及飞行器制导控制领域，具体涉及一种阻尼回路，更具体地涉及到一种增益在线调整方法及使用其的阻尼回路控制方法。
背景技术
阻尼回路是主要的飞行器驾驶仪结构之一，它的作用原理是：通过角速率陀螺采集的飞行器对应通道(俯仰、偏航或滚转通道)的角速率信息构成角速率反馈，达到抑制飞行器抖动，提高稳定性的目的。
目前，阻尼回路在无人机控制以及导弹、制导炮弹、制导火箭弹等典型飞行器平台上都有较多应用，其特点是结构简单，抑制抖动效果明显，对元器件精度水平要求较低，易于低成本实现，同时可以根据飞行器不同的静稳定性、结构特性以及气动特性方便的进行参数设计调整，使之满足不同条件下的使用要求。
但阻尼回路驾驶仪由于其特殊的结构原因，导致对飞行器过载指令的响应跟踪不闭环，影响跟踪过载指令的准确性，在不同飞行状态下，气动参数变化，这一现象将更加明显；
针对这一问题，传统解决方法是根据不同飞行状态进行多次设计，以列表形式进行驾驶仪参数的分段使用，即给出多个驾驶仪参数；固定不变或分段选值得方法在较窄范围的气动条件限制下是可以满足飞行使用需求的，但是在飞行器需要进行控制的飞行性分段覆盖的范围较大，气动特性和本身结构特性变化较大时，这些方法就有一定局限性，或者会造成设计工作的繁复。例如对于一款地面发射的飞行器，根据其飞行轨迹和轨迹上的气动特性完成了分段增益设计，但当改为空中发射时，由于起始高度变化，空气密度变化，造成了气动变化，原分段设计就需要大范围调整，而多个分段的参数调整需要大量验证，这就大大增加了设计复杂性，在重新设计完善以前，该飞行器不能发射，即使发射，也难以解决抖动的问题。
由于上述原因，本发明人对现有的阻尼控制方法做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的控制方法。
发明内容
为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种增益在线调整方法及使用其的阻尼回路控制方法，该方法可根据实时飞行状态测量结果进行实时在线参数调整，调整后的阻尼回路驾驶仪能够更好的克服原有缺点，提升控制准确性和稳定性，所述阻尼回路驾驶仪中的驾驶仪参数通过基于动压参数的指数函数实时获得；其中，在选定合适的指数曲线参数时，该曲线的变化规律与飞行器飞行过程中由于高度、空气密度、温度、速度等造成的动压变化曲线非常类似；从而无论飞行器从何种高度发射，无论飞行器处于何种高度状况，都能够实时获得行之有效的驾驶仪参数，从而确保阻尼回路的稳定可靠，从而完成本发明。
具体来说，本发明的目的在于提供一种阻尼回路增益在线调整方法，该方法中，通过基于动压参数的指数函数实时获得阻尼回路中的前向增益和阻尼回路参数。
其中，所述指数函数为下述式(一)：
Figure BDA0002966145230000031
其中，FA表示前向增益，ωg表示阻尼回路参数，q表示动压参数，ak、bk、ag、bg都是指数函数中的待确定参数。
其中，所述动压q通过下式(二)实时获得：
Figure BDA0002966145230000032
其中，ρ表示飞行器所在位置的空气密度，v表示飞行器的飞行速度。
其中，在飞行器发射前将所述指数函数中的待确定参数的取值灌装到所述飞行器中。
其中，通过下述步骤获得所述指数函数中的待确定参数：
步骤1，模拟飞行器的弹道轨迹；
步骤2，从弹道轨迹中选取特征点，并记录飞行器处于该特征点时飞行器参数，所述飞行器参数包括弹道时间、飞行器速度、动压和设定的驾驶仪参数；
步骤3，将特征点处的飞行器参数代入到式(一)中解算所述指数函数中的待确定参数；
优选地，所述特征点有两个。
本发明还提供一种阻尼回路控制方法，该方法中，将过载指令与阻尼回路反馈结果融合后输出给飞行器的执行机构。
其中，过载指令与阻尼回路反馈结果通过下式(三)融合：
a执行＝FA·ac-ωg·ω (三)
其中，a执行表示融合后输出给执行机构的指令，ac表示过载指令，ω表示角速率陀螺测得的弹体姿态角速度，FA表示前向增益，ωg表示阻尼回路参数。
其中，所述前向增益和阻尼回路参数通过式(一)实时获得：
Figure BDA0002966145230000041
其中，FA表示前向增益，ωg表示阻尼回路参数，q表示动压，ak、bk、ag、bg都是指数函数中的待确定参数。
根据本发明所述的增益在线调整方法及使用其的阻尼回路控制方法中能够很好的利用飞行器动压对驾驶仪参数进行在线实时计算，得到的驾驶仪参数设计结果能很好的符合选取的特征点飞行状态的各个中间状态，是一种较为便捷的驾驶仪设计方法，从而克服阻尼回路驾驶仪受飞行状态影响大的问题。
附图说明
图1示出本发明实施例中飞行器飞行过程中的速度随时间变化曲线；
图2示出本发明实施例中飞行器飞行过程中的高度随时间变化曲线；
图3示出本发明实施例中飞行器飞行过程中的动压随时间变化曲线；
图4示出本发明实施例中弹道时间0.5s节点处设定的驾驶仪参数对应的系统开环伯德图；
图5示出本发明实施例中弹道时间0.5s节点处设定的驾驶仪参数对应的系统根轨迹情况图；
图6示出本发明实施例中弹道时间0.5s节点处设定的驾驶仪参数对应的阶跃响应情况图；
图7示出本发明实施例中弹道时间1.2s节点处设定的驾驶仪参数对应的系统开环伯德图；
图8示出本发明实施例中弹道时间1.2s节点处设定的驾驶仪参数对应的系统根轨迹情况图；
图9示出本发明实施例中弹道时间1.2s节点处设定的驾驶仪参数对应的阶跃响应情况图；
图10示出本发明实施例中实时解算驾驶仪参数的自动驾驶仪在0.6s时的阶跃响应曲线；
图11示出本发明实施例中实时解算驾驶仪参数的自动驾驶仪在0.7s时的阶跃响应曲线；
图12示出本发明实施例中实时解算驾驶仪参数的自动驾驶仪在1.0s时的阶跃响应曲线；
图13示出本发明实施例中实时解算驾驶仪参数的自动驾驶仪在3.3s时的阶跃响应曲线；
图14示出本发明对比例中固定参数自动驾驶仪在0.6s时的阶跃响应曲线；
图15示出本发明对比例中固定参数自动驾驶仪在0.7s时的阶跃响应曲线；
图16示出本发明对比例中固定参数自动驾驶仪在1.0s时的阶跃响应曲线；
图17示出本发明对比例中固定参数自动驾驶仪在3.3s时的阶跃响应曲线。
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阻尼回路增益在线调整方法，该方法中，通过基于动压的指数函数实时获得阻尼回路中的前向增益和阻尼回路参数。其中V表示弹体飞行速度，可由弹上卫星接收装置测量得到，ρ表示空气密度，可由弹上卫星接收装置测得的海拔高度解算得到。
其中，所述指数函数为下述式(一)：
Figure BDA0002966145230000061
其中，FA表示前向增益，ωg表示阻尼回路参数，q表示动压参数，ak、bk、ag、bg都是指数函数中的待确定参数。
在一个优选的实施方式中，所述动压q通过下式(二)实时获得：
Figure BDA0002966145230000062
其中，ρ表示飞行器所在位置的空气密度，v表示飞行器的飞行速度，在实际工作过程中，飞行器上设置有卫星信号接收模块，能够实时接收并解算出飞行器的高度信息和速度信息，根据飞行器高度信息，即可获知该高度对应的空气密度。
在一个优选的实施方式中，在飞行器发射前将所述指数函数中的待确定参数的取值灌装到所述飞行器中。即在飞行器出厂时存储确定该待确定参数即可，该飞行器能够适用于各种高度条件状况下的飞行工作。
在一个优选的实施方式中，通过下述步骤获得所述指数函数中的待确定参数：
步骤1，模拟飞行器的弹道轨迹；在所述模拟的过程中，利用传统的方式，给不同高度状况下的飞行情况设定对应的固定的驾驶仪参数；所述驾驶仪参数即包括前向增益和阻尼回路参数，此处的前向增益和阻尼回路参数的取值都是被赋予的固定值。
步骤2，从弹道轨迹中选取特征点，并记录飞行器处于该特征点时飞行器参数，所述飞行器参数包括弹道时间、飞行器速度、动压和设定的驾驶仪参数；优选地，所述特征点有两个，且这两个特征点是弹道中的典型特征点，如发动机燃烧工作瞬间的特征点，发动机关闭瞬间的特征点。其中，以所述飞行器发射的时间为0点，飞行器发射0.5秒后的弹道时间为0.5s。
步骤3，将特征点处的飞行器参数代入到式(一)中解算所述指数函数中的待确定参数。
本发明还提供一种阻尼回路控制方法，其特征在于，该方法中，将过载指令与阻尼回路反馈结果融合后输出给飞行器的执行机构。
优选地，过载指令与阻尼回路反馈结果通过下式(三)融合：
a执行＝FA·ac-ωg·ω (三)
其中，a执行表示融合后输出给执行机构的指令，ac表示过载指令，ω表示角速率陀螺测得的弹体姿态角速度，FA表示前向增益，ωg表示阻尼回路参数。
其中，角速率陀螺测得的ω是由舵机执行机构作动导致的，由舵到角速率的传递函数如下：
Figure BDA0002966145230000081
其中，相关参数如下表中所示：
Figure BDA0002966145230000082
Figure BDA0002966145230000083
其中，aα表征由攻角引起的俯仰力矩；
aω表示由俯仰角速度引起的俯仰阻尼力矩；
aδ表示由升降舵引起的俯仰力矩；
bα表示由攻角生成的俯仰向受力情况；
bδ表示由升降舵生成的俯仰向受力情况；具体可通过下式(五)实时获得：
Figure BDA0002966145230000091
其中，Jz是飞行器俯仰转动惯量；
S表示飞行器特征面积；
L表示飞行器特征长度；
P表示沿飞行器轴向的发动机拉力或推力；
Yα表示由攻角引起的升力；
Yδ表示由升降舵引起的升力；
V表示飞行器的速度；
q表示动压；
m表示飞行器的质量；
Figure BDA0002966145230000092
表示俯仰力矩系数对攻角的导数；
Figure BDA0002966145230000093
表示俯仰力矩系数对俯仰角速度的导数；
Figure BDA0002966145230000094
表示俯仰力矩系数对俯仰舵偏角的导数；
在一个优选的实施方式中，所述前向增益和阻尼回路参数通过式(一)实时获得：
Figure BDA0002966145230000101
其中，FA表示前向增益，ωg表示阻尼回路参数，q表示动压，ak、bk、ag、bg都是指数函数中的待确定参数。
所述动压q通过下式(二)实时获得：
Figure BDA0002966145230000102
其中，ρ表示飞行器所在位置的空气密度，v表示飞行器的飞行速度。
优选地，在飞行器发射前将所述指数函数中的待确定参数的取值灌装到所述飞行器中。
优选地，通过下述步骤获得所述指数函数中的待确定参数：
步骤1，模拟飞行器的弹道轨迹；
步骤2，从弹道轨迹中选取两个特征点，并记录飞行器处于该特征点时飞行器参数，所述飞行器参数包括弹道时间、飞行器速度、动压和设定的驾驶仪参数；
步骤3，将特征点处的飞行器参数代入到式(一)中解算所述指数函数中的待确定参数。
实施例：
模拟飞行器的弹道轨迹，具体信息如下：
初始速度为0m/s，初始海拔高度为0m，首次加速后速度30m/s，经过两次加速后速度变为大于300m/s，飞行海拔高度变为不小于1000m，此后飞行过程中减速，直至速度变为150m/s。飞行过程中的速度随时间变化曲线如图1中所示，飞行过程中的高度随时间变化曲线如图2中所示，飞行过程中的动压随时间变化曲线如图3中所示。
选取其中的两个特征点飞行器参数如下：
序号 弹道时间 弹道事件 飞行速度(m/s) 动压(Pa)
1 0.5s 发动机燃烧 94 5384.9
2 1.2s 发动机关机 227 31390
弹道时间0.5s节点处设定的驾驶仪参数为：
前向增益值为0.1503，阻尼回路参数值为10.1076；
弹道时间1.2s节点处设定的驾驶仪参数为：
前向增益值为0.0659，阻尼回路参数值为2.7732。
弹道时间0.5s节点处设定的驾驶仪参数对应的系统开环伯德图如图4中所示，系统根轨迹情况如图5中所示，阶跃响应情况如图6中所示。
弹道时间1.2s节点处设定的驾驶仪参数对应的系统开环伯德图如图7中所示，系统根轨迹情况如图8中所示，阶跃响应情况如图9中所示。
根据图4-图9所示，该参数下，控制系统能够完成稳定控制，在低速条件下反应速度较快，且超调量较小。
将两个特征点飞行器参数代入到式(一)中，
Figure BDA0002966145230000111
得到ak＝8.3562，bk＝0.4677，ag＝5519，bg＝0.7336。
将得到的待确定参数灌装到飞行器中，通过式(一)，利用该待确定参数、飞行器实时获得的动压参数q实时解算前向增益和阻尼回路参数，从而得到实时解算前向增益和阻尼回路参数的自动驾驶仪，针对本实施例中模拟的飞行器的弹道，该自动驾驶仪在0.6s，0.7s，1.0s和3.3s时的阶跃响应曲线如图10、图11、图12和图13中所示。
对比例：
选取固定参数自动驾驶仪，其固定参数以弹道时间为1s时的状态为设计基础得到的。针对与实施例中相同的模拟飞行器的弹道，该自动驾驶仪在0.6s，0.7s，1.0s和3.3s时的阶跃响应曲线如图14、图15、图16和图17中所示；
根据结果可知，带有阻尼回路增益在线调整方法的驾驶仪在各个时间点均能将稳态误差保持在小范围内，均能够保证稳定性和快速性，而固定参数驾驶仪在速度快速变化的1.2s前稳态误差更大，超调更大的特性，不利于保证阻尼回路驾驶仪对过载指令跟踪的准确性。
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 (4)

1.一种阻尼回路增益在线调整方法，其特征在于，该方法中，通过基于动压参数的指数函数实时获得阻尼回路中的前向增益和阻尼回路参数；
所述指数函数为下述式(一)：
Figure FDA0003601460220000011
其中，FA表示前向增益，ωg表示阻尼回路参数，q表示动压，ak、bk、ag、bg都是指数函数中的待确定参数；
通过下述步骤获得所述指数函数中的待确定参数：
步骤1，模拟飞行器的弹道轨迹；
步骤2，从弹道轨迹中选取特征点，并记录飞行器处于该特征点时飞行器参数，所述飞行器参数包括弹道时间、飞行器速度、动压和设定的驾驶仪参数；
步骤3，将特征点处的飞行器参数代入到式(一)中解算所述指数函数中的待确定参数；
所述特征点有两个。
2.根据权利要求1所述的阻尼回路增益在线调整方法，其特征在于，
所述动压q通过下式(二)实时获得：
Figure FDA0003601460220000012
其中，ρ表示飞行器所在位置的空气密度，v表示飞行器的飞行速度。
3.根据权利要求1所述的阻尼回路增益在线调整方法，其特征在于，
在飞行器发射前将所述指数函数中的待确定参数的取值灌装到所述飞行器中。
4.一种阻尼回路控制方法，其特征在于，该方法中，将过载指令与阻尼回路反馈结果融合后输出给飞行器的执行机构；
过载指令与阻尼回路反馈结果通过下式(三)融合：
a执行＝FA·ac-ωg·ω (三)
其中，a执行表示融合后输出给执行机构的指令，ac表示过载指令，ω表示角速率陀螺测得的弹体姿态角速度，FA表示前向增益，ωg表示阻尼回路参数；
所述前向增益和阻尼回路参数通过式(一)实时获得：
Figure FDA0003601460220000021
其中，FA表示前向增益，ωg表示阻尼回路参数，q表示动压参数，ak、bk、ag、bg都是指数函数中的待确定参数；
通过下述步骤获得所述指数函数中的待确定参数：
步骤1，模拟飞行器的弹道轨迹；
步骤2，从弹道轨迹中选取两个特征点，并记录飞行器处于该特征点时飞行器参数，所述飞行器参数包括弹道时间、飞行器速度、动压和设定的驾驶仪参数；
步骤3，将特征点处的飞行器参数代入到式(一)中解算所述指数函数中的待确定参数。
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