CN113568418A - 一种应用于复合制导飞行器的滚转稳定控制方法及其系统 - Google Patents

一种应用于复合制导飞行器的滚转稳定控制方法及其系统 Download PDF

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CN113568418A CN202010351251.XA CN202010351251A CN113568418A CN 113568418 A CN113568418 A CN 113568418A CN 202010351251 A CN202010351251 A CN 202010351251A CN 113568418 A CN113568418 A CN 113568418A
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胡宽荣
耿宝魁
南宇翔
王录强
王伟
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Beijing Institute of Technology BIT
China North Industries Corp
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Abstract

本发明公开了一种应用于复合制导飞行器的滚转稳定控制方法，该系统可以通过滚转角测量模块在飞行器启控后实时测量飞行器的滚转角，并将测得的滚转角实时传输至解算模块；通过解算模块在飞行器启控后根据测量得到的滚转角实时解算控制率，并将解算出的控制率信息实时传输至执行模块；通过执行模块可按解算出的控制率信息调节飞行器的滚转角速度，并使得飞行器滚转角速率收敛至稳定状态。

Description

一种应用于复合制导飞行器的滚转稳定控制方法及其系统
技术领域
本发明涉及飞行器制导技术领域，具体涉及一种应用于复合制导飞行器的滚转稳定控制方法以及采用该方法的控制系统。
背景技术
制导飞行器大致可以分为滚转体制飞行器和非滚转体制飞行器两类，为了使弹药的加速度指令准确并且快速的执行，往往需要弹药的滚转角和滚转角速度为零，即采用非滚转体制飞行器。然而，在大跨域飞行条件下，随着海拔的变化，飞行器的动力学将发生变化，容易引起控制失稳，最终导致飞行器无法完成制导任务。
因此，基于上述问题，亟需设计一种飞行器的滚转稳定控制方法。
发明内容
为了解决上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种应用于复合制导飞行器的滚转稳定控制方法，该系统采用激光/GPS复合制导模式，能够有效测算飞行器的滚转速度，并实现飞行器滚转通道稳定控制，有效提高飞行器飞行品质。
根据本发明的第一方面，提供一种实现落角约束的飞行器控制方法，其特征在于，
该控制方法可通过滚转角速度测量模块在飞行器启控后实时测量飞行器的滚转角速度，并将测得的滚转角速度实时传输至解算模块；
通过解算模块在飞行器启控后根据测量得到的滚转角速度实时解算控制率，并将解算出的控制率信息实时传输至执行模块；
通过执行模块可按解算出的控制率信息调节飞行器的滚转角速度，并使得飞行器滚转角速率度收敛至稳定状态。
该控制方法可通过下式(一)得到控制率：
Figure BDA0002472014500000021
其中，ka表示舵机带宽，k1表示待设计参数、k2表示待设计参数，
所述
Figure BDA0002472014500000022
表示舵偏角误差，
其中，x3为实际舵偏角，η为期望舵偏角。
所述ka＝125，
所述的取值范围为k1＞0，优选值为1000，
所述的取值范围为k2＞0，优选值为100。
所述x3＝δa，其中，所述δa为舵偏角，所述舵偏角可由电动舵机通过电信号反馈得到；
所述η＝f1x1+f2x2，η为期望舵偏角，
其中f1、f2分别为待设计参数，
x1＝φ，即x1的取值为滚转角，所述滚转角可由飞行器测得的滚转角速度积分求得，
Figure BDA0002472014500000023
即x2的取值为滚转角速度，所述滚转角速度可由飞行器实时测得。
所述f1的取值为-2.8，
所述f2的取值为-0.02。
根据本发明的第二方面，还提供一种应用于复合制导飞行器的滚转稳定控制系统，其特征在于，
该控制系统包括滚转角速度测量模块、控制指令解算模块和执行模块，
其中，所述滚转角速度测量模块用于实时测得飞行器的滚转角速度，
所述控制指令解算模块在飞行器启控后根据测量得到的滚转角实时解算控制率，
所述执行模块可按解算出的控制率调节飞行器滚转角速度，并使得飞行器滚转角速率收敛至稳定状态。
该控制系统可通过下式(一)得到控制率：
Figure BDA0002472014500000031
其中，ka表示舵机带宽，k1表示待设计参数、k2表示待设计参数，
所述
Figure BDA0002472014500000032
表示舵偏角误差，
其中，x3为实际舵偏角，η为期望舵偏角。
所述ka＝125，
所述的取值范围为k1＞0，优选值为1000，
所述的取值范围为k2＞0，优选值为100。
所述x3＝δa，其中，所述δa为舵偏角，所述舵偏角可由电动舵机通过电信号反馈得到；
所述η＝f1x1+f2x2，η为期望舵偏角，
其中f1、f2分别为待设计参数，
x1＝φ，即x1的取值为滚转角，所述滚转角可由飞行器测得的滚转角速度积分求得，
Figure BDA0002472014500000033
即x2的取值为滚转角速度，所述滚转角速度可由飞行器实时测得。
所述f1的取值为-2.8，
所述f2的取值为-0.02。
本发明所具有的有益效果包括：
1)本发明采用GPS接收机和陀螺仪复合测量飞行器的滚转角速度，能够确保在GPS接收机测量丢星时由陀螺仪测得滚转角速度，同时以GPS接收机为主的滚转角速度的测算，能够有效消除陀螺仪测得的滚转角速度的积累误差，保证飞行器在任何时候都能获得较为精准的滚转角速度；
2)本发明能够实时调节飞行器的滚转角速度，并使得飞行器滚转角速度在约0.5s的时间内快速收敛至稳定状态。
附图说明
图1示出陀螺仪信号周期示意图；
图2示出本发明一种优选实施方式的可用于实验例1不滚转的飞行器再启控后滚转角的快速收敛至0的示意图；
图3示出本发明一种优选实施方式的可用于实验例1的飞行器时，在启控后滚转角速度的快速收敛至0的示意图；
图4示出本发明一种优选实施方式的可用于实验例1的飞行器时，在启控后滚转角速度的快速收敛至0的初始时刻局部放大示意图；
图5示出本发明一种优选实施方式与线性滑模滚转稳定控制器的在用于实验例2的飞行器时，在飞行器滚转角收敛的对比示意图；
图6示出本发明一种优选实施方式与线性滑模滚转稳定控制器的在用于实验例2的飞行器时，在飞行器滚转角速度收敛的对比示意图。
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。
现有技术中，在大跨域飞行条件下，随着海拔的变化，飞行器的动力学将发生变化，极易引起控制失稳，最终导致飞行器无法完成制导任务。
因此针对以上问题，根据本发明的第一方面，提供一种应用于复合制导飞行器的滚转稳定控制方法，其特征在于，该控制方法
通过滚转角速度测量模块在飞行器启控后实时测量飞行器的滚转角速度，并将测得的滚转角速度实时传输至解算模块；
通过控制指令解算模块在飞行器启控后根据测量得到的滚转角速度实时解算控制率，并将解算出的控制率信息实时传输至执行模块；
通过执行模块可按解算出的控制率信息调节飞行器的滚转角速度，并使得飞行器滚转角速度收敛至稳定状态。
具体地，该控制方法可通过下式(一)得到控制率：
Figure BDA0002472014500000051
其中，ka表示舵机带宽，k1表示待设计参数、k2表示待设计参数，
所述
Figure BDA0002472014500000061
表示舵偏角误差，
其中，x3为实际舵偏角，η为期望舵偏角。
所述ka＝125；
优选地，为了实现滚转角和滚转角速度的快速收敛，，的取值范围如下：
所述k1的取值范围为k1＞0，优选值为1000。
所述k2的取值范围为k2＞0，优选值为100。
所述x3＝δa，其中，所述δa为舵偏角，所述舵偏角可由电动舵机通过电信号反馈得到，具体地，可将电动舵机的运动转换为电信号，通过电信号的变化得到舵偏角的变化求得；
所述η＝f1x1+f2x2，η为期望舵偏角，
其中f1、f2分别为待设计参数，
x1＝φ，即x1的取值为滚转角，所述滚转角可由飞行器测得的滚转角速度积分求得。
Figure BDA0002472014500000062
即x2的取值为滚转角速度，所述滚转角速度可由飞行器实时测得。
所述f1的取值为-2.8，
所述f2的取值为-0.02。
根据本发明的第二方面，还提供一种应用于复合制导飞行器的滚转稳定控制系统，其特征在于，
该控制系统包括滚转角速度测量模块、控制指令解算模块和执行模块，
其中，所述滚转角速度测量模块用于实时测得飞行器的滚转角速度，
所述控制指令解算模块在飞行器启控后根据测量得到的滚转角速度实时解算控制率，
所述执行模块可按解算出的控制率调节飞行器滚转角速度，并使得飞行器滚转角速度收敛至稳定状态。
具体地，所述滚转角速度测量模块包过由GPS接收机和陀螺仪，滚转角速度可通过GPS接收机接收到的飞行器飞行速度解算得到，也可由陀螺仪计算得出。所述GPS接收机或陀螺仪选择本领域中已有的GPS接收机或陀螺仪，能够实现上述功能即可，本申请中对于GPS接收机或陀螺仪的具体型号不作特别限定；
方法1，滚转角速度可由下式解算得出：
Figure BDA0002472014500000071
其中mx为滚转驱动力拒系数、
Figure BDA0002472014500000072
为滚转阻尼力矩系数，V为飞行器飞行速度，d为飞行器参考长度；
其中，mx，
Figure BDA0002472014500000073
d均为飞行器自身属性，在飞行器发射前由火控计算机录入到飞行器上微处理器中，V可由GPS接收机解算得到。
方法2，滚转角速度还可通过陀螺仪旋转信号周期解算得出
Figure BDA0002472014500000074
其中，
Figure BDA0002472014500000075
T为飞行器旋转周期，t1为第一个脉冲宽度，即飞行器攻角大于22°的时间；t2为第二个脉冲宽度，即飞行器攻角大于-22°的时间；t3为第一个脉冲信号下降沿和第二个脉冲信号上升沿的时间间隔，如图1所示。
为了保证滚转角速度测量的精确性，本发明将方法1和方法2进行结合，可有效消除滚转角速度测量的积累误差，正常情况下优先采用方法1的方式测得滚转角速度，当GPS接收机出现丢星3次，无法测滚转角速度时，切换至方法2进行滚转角速度的测量；而当GPS接收机能够连续正常测得滚转角速度3次之后，可再次切换至方法1进行滚转角速度的测量，以此可以始终保持滚转角速度的精确测量。
此外，根据上述滚转角速度的测量方式，本发明还可以采用激光/GPS复合制导模式，即滚转角度测量方法的切换，当飞行器距离目标大于3Km，使用GPS接收机测量滚转角速度，当飞行器距离目标小于3Km时，使用陀螺仪测量滚转角速度。
所述控制指令解算模块包括弹载计算机，所述弹载计算机可接收由GPS接收机或陀螺实时测得的滚转角速度信息，并根据滚转角速度信息实时解算控制率，并将解算出的控制率实时传输至执行模块；
所述执行模块包括自动驾驶仪和舵机，所述自动驾驶仪可接收弹载计算机发出的控制率信息，并由自动驾驶仪控制舵机转动，进而调节飞行器滚转角速度，并使得飞行器滚转角速度迅速收敛至稳定状态。
在本发明优选的实施方式中，所述解算模块可通过下式(一)得到控制率：
Figure BDA0002472014500000081
其中，ka表示舵机带宽，k1表示待设计参数、k2表示待设计参数，
所述
Figure BDA0002472014500000082
表示舵偏角误差，
其中，x3为实际舵偏角，η为期望舵偏角。
所述ka＝125，
优选地，为了实现滚转角和滚转角速度的快速收敛，，的取值范围如下：
所述k1的取值范围为k1＞0，优选值为1000。
所述k2的取值范围为k2＞0，优选值为100。
所述x3＝δa，其中，所述δa为舵偏角，所述舵偏角可由电动舵机通过电信号反馈得到，具体地，可将电动舵机的运动转换为电信号，通过电信号的变化得到舵偏角的变化；
所述η＝f1x1+f2x2，η为期望舵偏角，
其中f1、f2分别为待设计参数，
x1＝φ，即x1的取值为滚转角，所述滚转角可由飞行器测得的滚转角速度积分求得。
Figure BDA0002472014500000091
即x2的取值为滚转角速度，所述滚转角速度可由飞行器实时测得。
所述f1的取值为-2.8，
所述f2的取值为-0.02。
本发明中所述的式(一)是充分考虑了飞行器滚转通道的稳定控制，并且能够在执行模块作出响应后，使得飞行器的动力学特性进行相应的变化，即滚转角速度发生变化，具体来说，飞行器滚转通道的数学模型如下式(二)所示：
Figure BDA0002472014500000092
Figure BDA0002472014500000093
Figure BDA0002472014500000094
Figure BDA0002472014500000095
式中，η＝f1x1+f2x2，η为期望舵偏角，
其中f1、f2分别为待设计参数。
所述f1的取值为-2.8，
所述f2的取值为-0.02。
x1＝φ，即x1表示滚转角，所述滚转角可由飞行器测得的滚转角速度积分求得。
Figure BDA0002472014500000101
即x2表示滚转角速度，所述滚转角速度可由飞行器实时测得；
所述x3＝δa，其中，所述δa为舵偏角，所述舵偏角可由电动舵机通过电信号反馈得到，具体地，将电动舵机的运动转换为电信号，通过电信号的变化得到舵偏角的变化；
所述
Figure BDA0002472014500000102
其中，所述
Figure BDA0002472014500000103
为舵偏角速度，所述舵偏角速度可通过舵偏角微分计算得到；
令
Figure BDA0002472014500000104
表示舵偏角误差。
当保持
Figure BDA0002472014500000105
时，表示在控制率的作用下，实际舵偏角和期望舵偏角之间的误差为零，则舵机能够输出合适的舵偏角，使弹体滚转通道上的姿态稳定，即滚转角速度稳定。
实验例：
实验例1
由于飞行器起控前一般会有较大的滚转角度，因此需要设计一种飞行器控制系统使得飞行器的滚转角滚转角速度能够快速收敛到零，该控制系统包括滚转角速度测量模块、控制指令解算模块和执行模块，
所述滚转角速度测量模块用于实时测得飞行器的滚转角速度，
在飞行器启控后，滚转角速度测量模块启动工作，将实时测量得到的滚转角信息传递给控制指令解算模块，通过控制指令解算模块解算出控制率，并根据该控制率控制所述飞行器，
其中，所述控制指令解算模块通过下式(一)得到控制率：
Figure BDA0002472014500000111
其中，所述
Figure BDA0002472014500000112
表示舵偏角误差，x3为实际舵偏角，η为期望舵偏角。
其中ka＝125，k1＝1000，k2＝100；
所述η＝f1x1+f2x2，η为期望舵偏角，
其中，f1、f2分别为待设计参数，
x1＝φ，即x1的取值为滚转角，所述滚转角可由飞行器测得的滚转角速度积分求得。
Figure BDA0002472014500000113
即x2的取值为滚转角速度，所述滚转角速度可由飞行器实时测得。
所述f1的取值为-2.8，
所述f2的取值为-0.02。
根据上式，可得到飞行器的滚转角度和滚转角速度收敛示意图，分别如图2、图3所示。图2、图3中分别给出了飞行器的初始滚转角分别为φ＝40°、50°、60°、70°、80°、90°，初始滚转角速度分别为
Figure BDA0002472014500000114
(单位：deg/s)时，飞行器的滚转角和滚转角速度的变化曲线图，由图中可以看出本发明所设计的控制系统能够快速控制滚转角度和滚转角速度收敛到零，其中图4为飞行器初始滚转角速度的局部放大图。
实验例2
选择与实验例1相同的飞行器及其控制系统，该控制系统包括滚转角速度测量模块、控制指令解算模块和执行模块，
所述滚转角速度测量模块用于实时测得飞行器的滚转角速度，
在飞行器启控后，滚转角速度测量模块启动工作，将实时测量得到的滚转角信息传递给控制指令解算模块，通过控制指令解算模块解算出控制率，并根据该控制率控制所述飞行器。
本实验中，飞行器的初始滚转角为φ＝40°，滚转角速度为
Figure BDA0002472014500000121
其飞行器的滚转角度和滚转角速度收敛示意图，分别如图4、图5所示.
对比例
选择安装有与实验例2基本相同的控制系统的飞行器控制系统，区别仅在于线性滑模滚转稳定控制器的飞行器其控制率通过下式(三)解算：
s＝x2
u＝(-lsign(s)+ωRRx2)/Kd(三)
其中，u表示控制率，s为滑模面，l＝1，
所述ωRR为滚转角速度带宽取值为，ωRR＝5；
所述
Figure BDA0002472014500000122
即x2的取值为滚转角速度；
所述Kd表示舵机效率，Kd＝2000。
线性滑模滚转稳定控制器的飞行器的滚转角度和滚转角速度收敛示意图，分别如图5、图6所示，由图5可以看出，传统控制器不能控制滚转角归零。从图6可以看出，对比例控制器和本专利所设计控制器都能控制滚转角速度收敛到零，但是本专利设计控制器的收敛速度明显更快。
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 (10)

1.一种应用于复合制导飞行器的滚转稳定控制方法，其特征在于，
通过滚转角速度测量模块在飞行器启控后实时测量飞行器的滚转角速度，并将测得的滚转角速度实时传输至解算模块；
通过控制指令解算模块在飞行器启控后根据测量得到的滚转角速度实时解算控制率，并将解算出的控制率信息实时传输至执行模块；
通过执行模块可按解算出的控制率信息调节飞行器的滚转角速度，并使得飞行器滚转角速率度收敛至稳定状态。
2.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，该控制方法可通过下式(一)得到控制率：
Figure FDA0002472014490000011
其中，ka表示舵机带宽，k1表示待设计参数、k2表示待设计参数，
所述
Figure FDA0002472014490000012
表示舵偏角误差，其中，x3为实际舵偏角，η为期望舵偏角。
3.根据权利要求2所述的控制方法，其特征在于，
所述ka＝125，
所述的取值范围为k1＞0，优选值为1000，
所述的取值范围为k2＞0，优选值为100。
4.根据权利要求2所述的控制方法，其特征在于，
所述x3＝δa，其中，所述δa为舵偏角，所述舵偏角可由电动舵机通过电信号反馈得到；
所述η＝f1x1+f2x2，η为期望舵偏角，
其中f1、f2分别为待设计设计参数，
x1＝φ，即x1的取值为滚转角，所述滚转角可由飞行器测得的滚转角速度积分求得，
Figure FDA0002472014490000021
即x2的取值为滚转角速度，所述滚转角速度可由飞行器实时测得。
5.根据权利要求2所述的控制方法，其特征在于，
所述f1的取值为-2.8，
所述f2的取值为-0.02。
6.一种应用于复合制导飞行器的滚转稳定控制系统，其特征在于，
该控制系统包括滚转角速度测量模块、控制指令解算模块和执行模块，
其中，所述滚转角速度测量模块用于实时测得飞行器的滚转角速度，
所述控制指令解算模块在飞行器启控后根据测量得到的滚转角实时解算控制率，
所述执行模块按解算出的控制率调节飞行器滚转角速度，并使得飞行器滚转角速率收敛至稳定状态。
7.根据权利要求6所述的控制系统，其特征在于，该控制系统可通过下式(一)得到控制率：
Figure FDA0002472014490000022
其中，ka表示舵机带宽，k1表示待设计参数、k2表示待设计参数，
所述
Figure FDA0002472014490000023
表示舵偏角误差，
其中，x3为实际舵偏角，η为期望舵偏角。
8.根据权利要求7所述的控制系统，其特征在于，
所述ka＝125，
所述的取值范围为k1＞0，优选值为1000，
所述的取值范围为k2＞0，优选值为100。
9.根据权利要求7所述的控制系统，其特征在于，
所述x3＝δa，其中，所述δa为舵偏角，所述舵偏角可由电动舵机通过电信号反馈得到；
所述η＝f1x1+f2x2，η为期望舵偏角，
其中f1、f2分别为待设计参数参数，
x1＝φ，即x1的取值为滚转角，所述滚转角可由飞行器测得的滚转角速度积分求得，
Figure FDA0002472014490000031
即x2的取值为滚转角速度，所述滚转角速度可由飞行器实时测得。
10.根据权利要求7所述的控制系统，其特征在于，
所述f1的取值为-2.8，
所述f2的取值为-0.02。
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