CN114200827B - 一种超音速大机动靶标的多约束双通道控制方法 - Google Patents

一种超音速大机动靶标的多约束双通道控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明提出一种超音速大机动靶标的多约束双通道控制方法，目的在于提供一种发动机工作条件受限且副翼舵偏无法同时满足持续大过载机动时俯仰与滚转通道同时控制的用舵量需求的大机动靶标，在飞行任务过程中的双通道控制方法。该方法首先将飞行任务分为四个阶段：爬升段、定高平飞段、机动段以及下降段，之后根据不同阶段的飞行任务对控制的要求，分别为大机动靶标的俯仰通道、滚转通道以及发动机控制设计控制方法，特别对于发动机需要正常工作的阶段，通过设置限幅确保发动机具备正常工作条件，对于大机动时副翼用舵量无法满足需求的问题，设计了一种分时控制的策略，确保大机动过程中指标满足要求同时副翼用舵量满足使用要求。

Description

一种超音速大机动靶标的多约束双通道控制方法
技术领域
本发明涉及一种双通道的靶标控制方法，特别涉及一种采用法向负过载无法正常工作的液体火箭发动机的大机动靶标，在飞行过程中通过合理设计双通道控制策略，在多约束条件下实现飞行任务不同阶段的控制要求。
背景技术
云雀大机动靶标是西北工业大学与西安航天动力研究所联合研制的一款高性能靶标，旨在模拟F-22、F-35等国外的四、五代战斗机的超音速、大机动的特点，为我国武器系统定型以及飞行员的日常训练提供可在运动特性上逼真模拟四、五代机的高性能空中目标。为了达到模拟第四代战斗机超音速巡航及机动飞行的能力，在靶标研制阶段航空发动机无法满足设计要求，这使得大机动靶标在动力系统选型方面仅能够采用液体火箭发动机作为动力。为增大机动能力，靶标采用鸭舵与升降舵组合控制俯仰通道的设计方案，靶标的副翼既当升降舵控制俯仰通道，又作为副翼控制滚转通道。
然而液体火箭发动机在设计时为了降低成本，发动机未采用推进剂管理装置，这就导致发动机仅可在法向过载为正的情况下正常工作，若法向过载为负，则发动机会由于氧化剂及燃料无法正常供应造成无法产生推力。靶标的副翼既要控制俯仰通道又要控制滚转通道，然而副翼的舵偏上限仅有20°，且俯仰及滚转的舵效不够高，这就造成了靶标在水平面内持续大过载机动时，同时控制俯仰通道跟踪大过载以及控制滚转通道跟踪大滚转角给副翼舵带来很大的压力。因此在上述的发动机工作条件及副翼舵偏角约束条件下，如何设计大机动靶标的双通道控制策略来满足飞行任务对靶标的控制要求是大机动靶标研制的一项关键技术。
发明内容
本发明的技术构思为：基于靶标飞行不同阶段的控制要求，为采用双通道控制的大机动靶标设计控制策略，具体包括控制结构、控制时序以及控制逻辑。同时考虑发动机工作条件以及副翼舵偏的限制等约束条件，实现靶标各飞行阶段对与控制的要求。
本发明针对有发动机工作条件约束及副翼舵偏约束的大机动靶标，提出了一种双通道的控制策略，具体包括控制结构、控制时序以及控制逻辑。靶标助推分离之后按照控制要求可分为4个阶段：爬升段、定高平飞段、机动段以及下降落地段；其中，机动段和定高平飞段可出现多次，爬升段发动机不工作，靶标的俯仰通道跟踪预设的高度指令，滚转通道控制滚转角稳定；定高平飞段满足发动机开机条件后发动机开始工作，靶标俯仰通道跟踪任务剖面高度指令，通过控制滚转通道的滚转角实现对侧向位置/偏航角的控制；机动段发动机按照时序和逻辑进行工作，俯仰通道跟踪过载指令，滚转通道跟踪高度保持算法解算出的滚转角指令，同时采用滚转通道和俯仰通道分时控制的方式为减小副翼的压力；下降落地段发动机按照时序和逻辑工作，靶标的俯仰通道跟踪预定的下降轨迹，滚转通道通过控制滚转角来实现对侧向位置/偏航角的跟踪。
本发明一种超音速大机动靶标的多约束双通道控制技术方法，包括以下步骤：
步骤1：设计爬升段控制方法
爬升段靶标的俯仰通道采用高度跟踪自动驾驶仪，滚装通道采用滚转角自动驾驶仪，由于俯仰通道跟踪过程中的法向过载值有正有负，不满足发动机的工作条件，发动机不工作。高度跟踪自动驾驶仪结构如图1所示，内回路采用俯仰角速度及攻角阻尼回路以及过载误差的积分控制，可以有效增稳且消除静差，控制律形式为：
Figure BDA0003344141140000031
式中，
Figure BDA0003344141140000032
为俯仰通道的舵指令，eny表示过载与过载指令之间的误差， eny＝nyc-ny，nyc为外回路的输出，ny为靶标当前过载。α′为靶标当前惯性攻角，ωz为靶标当前俯仰角速度，kω为俯仰角速度控制参数，kα′为惯性攻角控制参数，kny为靶标过载控制参数。
高度控制外回路采用的是高度及高度微分反馈，控制律形式为：
Figure BDA0003344141140000033
式中，nyc为高度控制外回路的输出内回路的输入，hc为高度指令，在步骤 1的阶段，hc＝hcP，hcP为爬升段高度指令；h为靶标当前高度，
Figure BDA0003344141140000034
为当前高度方向上的速度分量。kh为高度控制参数，kdh为高度微分的控制参数。
滚转通道自动驾驶仪结构如图3所示，采用滚转角速度及滚转角比例积分控制反馈，控制律形式为：
Figure BDA0003344141140000035
式中，
Figure BDA0003344141140000036
为滚转通道的舵指令，eγ表示滚转角与滚转角指令之间的误差， eγ＝γc-γ，γc＝0为滚转角指令，γ为靶标当前滚转角，ωx为靶标当前滚转角速度，kωx为滚转角速度控制参数，kγ为滚转角控制参数，ki为eγ积分项控制参数。
步骤2：设计定高平飞段控制方法
当靶标进入飞行剖面稳定定高平飞后转入定高平飞段控制，定高平飞段靶标的俯仰通道采用高度跟踪自动驾驶仪，结构如图1所示与爬升段相同，hc为高度指令，在步骤2的阶段，hc＝hcD，hcD为定高飞行剖面的高度指令；侧向采用倾斜转弯(bank-to-turn,BTT)方式控制侧向位置，内回路是滚转角自动驾驶仪，其结构如图3所示，侧向位置控制外回路采用的是侧向位置及侧向位置微分反馈，控制律形式为：
Figure BDA0003344141140000041
式中，nzc为侧向位置控制外回路的输出内回路的输入，zc为侧向位置控制指令，z为靶标当前侧向位置，
Figure BDA0003344141140000042
为当前侧向位置方向上的速度分量；kz为侧向位置控制参数，kdz为侧向位置微分的控制参数。滚转通道侧向位置控制外回路的输出nzc与俯仰通道高度控制外回路的输出nyc合成总过载指令/>
Figure BDA0003344141140000047
作为高度跟踪自动驾驶仪内回路的输入：
Figure BDA0003344141140000043
定高平飞段靶标的法向过载为正值，因此对总过载指令
Figure BDA0003344141140000044
引入限幅，限幅范围为[0.3 4]。
侧向位置控制的内回路滚转角自动驾驶仪的输入滚转角指令γc为
Figure BDA0003344141140000045
靶标定高平飞段的总过载指令
Figure BDA0003344141140000046
为正，发动机具备正常工作条件，因此本阶段当满足发动机的开机条件，该条件可根据实际飞行剖面对巡航速度的要求进行设计，发动机即可正常工作，本发明中仅对发动机正常工作的条件进行说明。
步骤3：设计机动段控制方法
一般情况下，当靶标到达指定位置或收到遥控机动指令信号时，靶标进入机动段，机动段靶标的俯仰通道采用过载跟踪自动驾驶仪，结构如图2所示与高度跟踪自动驾驶仪的内回路相同，
Figure BDA0003344141140000051
为过载控制指令，其值为正；滚转通道采用滚转角自动驾驶仪，与爬升段相同其结构如图3所示，滚转角指令γc为
Figure BDA0003344141140000052
式中nyc的计算方法见式(2)，nyManvc为靶标机动过载指令，θ为靶标当前俯仰角。
经分析，大机动靶标在多个高度剖面，进行机动过载指令nyManvc＝6g的大过载持续机动时，若同时控制滚转和俯仰通道，副翼舵的偏转角度出现超过20°最大舵偏的现象。因此，设计滚转通道与俯仰通道的分时控制策略：在机动开始时，滚转通道先启控，当滚转角满足γ＝0.8γc时，俯仰通道启控；在机动结束时，俯仰通道的过载满足ny＝0.2nyManvc时，滚转通道启控，进入下一阶段的滚转通道控制。
在机动段，由于法向过载指令nyManvc均为正，因此发动机均可正常工作。
步骤4：设计下降段控制方法
靶标机动段结束后进入下降段，下降段靶标的俯仰通道采用高度跟踪自动驾驶仪，结构如图1所示与爬升段相同，hc为高度指令，在步骤4的阶段，hc＝hcX， hcX为下降段的高度指令，侧向采用BTT方式控制侧向位置或偏航角，内回路是滚转角自动驾驶仪其结构如图2所示，外回路若采用侧向位置控制，其控制指令见式(4)和(5)，若采用偏航角控制，内回路为滚转角控制，外回路的偏航角控制律形式为
Figure BDA0003344141140000061
式中，kψ为偏航角控制参数，kψi表示偏航角误差积分控制参数，ψc表示偏航角指令，ψ表示靶标偏航角。
下降段根据任务需求，若不要求发动机正常工作，则发动机按照预设的脉冲开关机时序工作，仅用于排出发动机内高压气体无需提供推力；若要求发动机正常工作，则按照法向过载的正负来设计发动机的工作时序，设计依据为法向过载为正时，发动机具备工作条件。
本发明的有益效果为：采用工作条件受限的液体火箭发动机为动力的大机动靶标，同时靶标副翼最大舵偏无法同时满足大过载机动时俯仰通道和滚转通道同时用舵的用舵量需求，在以上约束条件下，通过设计大机动靶标的双通道控制策略，能够实现大机动靶标满足上述约束条件的同时满足飞行任务对不同阶段的控制要求。本发明工作方式简洁可靠。
附图说明
图1是本发明的大机动靶标高度跟踪自动驾驶仪结构框图。
图2是本发明的大机动靶标过载跟踪自动驾驶仪结构框图。
图3是本发明的大机动靶标的滚转角自动驾驶仪结构框图。
图4是本发明的大机动靶标的飞行试验的高度曲线。
图5是本发明的大机动靶标的飞行试验的侧向位置曲线。
图6a、6b是本发明的大机动靶标的飞行试验机动段开始时的过载及滚转角曲线。
图6c、6d是本发明的大机动靶标的飞行试验机动段结束时的过载及滚转角曲线。
图7a是本发明的大机动靶标的飞行试验的右副翼舵偏曲线。
图7b是本发明的大机动靶标的飞行试验的左副翼舵偏曲线。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，参照附图1—3对本发明做进一步说明。
所发明大机动靶标巡航任务伪闭环速度控制方法包含以下步骤：
步骤1：设计爬升段控制方法
爬升段靶标的俯仰通道采用高度跟踪自动驾驶仪，滚装通道采用滚转角自动驾驶仪，由于俯仰通道跟踪过程中的法向过载值有正有负，不满足发动机的工作条件，发动机不工作。高度跟踪自动驾驶仪结构如图1所示，内回路采用俯仰角速度及攻角阻尼回路以及过载误差的积分控制，可以有效增稳且消除静差，控制律形式为
Figure BDA0003344141140000071
式中，eny＝nyc-ny，nhc为外回路的输出，ny为过载。
选定任务剖面Hc,Mac之后，首先计算出该剖面的平衡攻角αb，α′为惯性攻角，ωz为俯仰角速度，kω、kα′、kny为设计参数。
外回路采用的是高度及高度微分反馈，控制律形式为
Figure BDA0003344141140000072
式中，nyc为外回路的输出内回路的输入，hc为爬升段高度指令，h为靶标当前高度，
Figure BDA0003344141140000073
为当前高度方向上的速度分量，kh、kdh为设计参数。
滚转通道自动驾驶仪结构如图3所示，采用滚转角速率及滚转角比例积分控制反馈，控制律形式为
Figure BDA0003344141140000074
式中，eγ＝γc-γ，γc＝0为滚转角指令，γ为当前滚转角，ωx为当前滚转角速度，kωx、kγ、ki为设计参数。
步骤2：设计定高平飞段控制方法
当靶标进入飞行剖面稳定定高平飞后转入定高平飞段控制，定高平飞段靶标的俯仰通道采用高度跟踪自动驾驶仪，结构如图1所示与爬升段相同，hc为定高飞行剖面的高度；侧向采用BTT方式控制侧向位置，内回路是滚转角自动驾驶仪其结构如图2所示，外回路采用的是侧向位置及侧向位置微分反馈，控制律形式为
Figure BDA0003344141140000081
式中，nzc为外回路的输出内回路的输入，zc为侧向位置控制指令，z为靶标当前侧向位置，
Figure BDA0003344141140000082
为当前侧向位置方向上的速度分量。kz、kdz为设计参数。侧向位置控制外回路产生的控制指令nzc与高度控制外回路产生的控制指令nyc合成总过载指令/>
Figure BDA0003344141140000083
作为高度跟踪自动驾驶仪内回路的输入
Figure BDA0003344141140000084
定高平飞段靶标的法向过载为正值，因此对总过载指令
Figure BDA0003344141140000085
引入限幅，限幅范围为[0.3 4]。
侧向位置控制的内回路滚转角自动驾驶仪的输入滚转角指令γc为
Figure BDA0003344141140000086
靶标定高平飞段的总过载指令
Figure BDA0003344141140000087
为正，发动机具备正常工作条件，因此本阶段当满足发动机的开机条件，该条件可根据实际飞行剖面对巡航速度的要求进行设计，发动机即可正常工作，本发明中仅对发动机正常工作的条件进行说明。
步骤3：设计机动段控制方法
一般情况下，当靶标到达指定位置或收到遥控机动指令信号时，靶标进入机动段，机动段靶标的俯仰通道采用过载跟踪自动驾驶仪，结构如图2所示与高度跟踪自动驾驶仪的内回路相同，nyc为过载控制指令，其值为正；滚转通道采用滚转角自动驾驶仪，与爬升段相同其结构如图3所示，滚转角指令γc为
Figure BDA0003344141140000091
式中nHc的计算方法见式(10)，θ为靶标当前俯仰角。
经分析，大机动靶标在多个剖面靶标持续6g大过载机动时，若同时控制滚转和俯仰通道，副翼舵的偏转角度出现超过20°最大舵偏的现象。因此，设计滚转通道与俯仰通道的分时控制策略：在机动开始时，滚转通道先启控，当滚转角满足γ＝0.8γc时，俯仰通道启控；在机动结束时，俯仰通道的过载满足 ny＝0.2nyc时，滚转通道启控，进入下一阶段的滚转通道控制。
在机动段，由于法向过载指令nyc均为正，因此发动机均可正常工作。
步骤4：设计下降段控制方法
靶标机动段结束后进入下降段，下降段靶标的俯仰通道采用高度跟踪自动驾驶仪，结构如图1所示与爬升段相同，hc为预先设计的下降段高度指令；侧向采用BTT方式控制侧向位置或偏航角，内回路是滚转角自动驾驶仪其结构如图2所示，外回路若采用侧向位置控制，其控制指令见式(14)和(15)，若采用偏航角控制，内回路为滚转角控制，外回路的偏航角控制律形式为
Figure BDA0003344141140000092
下降段根据任务需求，若不要求发动机正常工作，则发动机按照预设的脉冲开关机时序工作，仅用于排出发动机内高压气体无需提供推力；若要求发动机正常工作，则按照法向过载的正负来设计发动机的工作时序，设计依据为法向过载为正时，发动机具备工作条件。
该方法经过飞行试验的验证。对于实施例，本发明所设计方法的飞行剖面选取为：hc＝9000,zc＝1000相关参数选取为：kω＝-0.2、kα′＝7、kny＝0.18、 kh＝0.03、kdh＝0.1、kωx＝-0.04、kγ＝3.5、ki＝0.35、kz＝0.025、kdz＝0.00125、 kψ＝2.5，kψi＝0.1。
大机动靶标高度曲线如图4所示，侧向位置曲线如图5所示，法向过载如图6a、图6b、图6c、图6d所示，滚转角如图7a和图7b所示。从图4中可以看出，飞行试验助推分离之后依次分为爬升段、定高平飞段、机动段、定高平飞段以及下降段。从图4图5可以看出俯仰通道分别完成爬升段高度指令跟踪、定高平飞段高度保持、机动段过载跟踪、定高平飞段高度保持以及下降段高度指令跟踪，滚转通道依次完成爬升段滚转角稳定控制、定高平飞段侧向位置控制、机动段滚转角指令跟踪、定高平飞段及下降段偏航角控制。从图6a、图6b、图6c、图6d中可以看出，机动开始时滚转通道先滚转，之后俯仰通道过载开始跟踪过载指令，机动结束时，俯仰通道的指令跟踪先从机动段切换为定高平飞段，之后滚转通道才进行切换。从图7a和图7b中可以看出，在俯仰/滚转通道的分时控制策略下，副翼左、右舵的最大舵偏角均不超过15°。由结果可以看出，该方法有效，具有较高的工程价值。

Claims (2)

1.一种超音速大机动靶标的多约束双通道控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：设计爬升段控制方法
爬升段靶标的俯仰通道采用高度跟踪自动驾驶仪，滚转通道采用滚转角自动驾驶仪，由于俯仰通道跟踪过程中的法向过载值有正有负，不满足发动机的工作条件，则发动机不工作；内回路采用俯仰角速度及攻角阻尼回路以及过载误差的积分控制，能有效增稳且消除静差；
步骤2：设计定高平飞段控制方法
当靶标进入飞行剖面稳定定高平飞后转入定高平飞段控制，定高平飞段靶标的俯仰通道采用高度跟踪自动驾驶仪，侧向采用倾斜转弯BTT方式控制侧向位置，内回路是滚转角自动驾驶仪，侧向位置控制外回路采用的是侧向位置及侧向位置微分反馈；
步骤3：设计机动段控制方法
当靶标到达指定位置或收到遥控机动指令信号时，靶标进入机动段，机动段靶标的俯仰通道采用过载跟踪自动驾驶仪，滚转通道采用滚转角自动驾驶仪；
步骤4：设计下降段控制方法
靶标机动段结束后进入下降段，下降段靶标的俯仰通道采用高度跟踪自动驾驶仪，侧向采用BTT方式控制侧向位置或偏航角，内回路是滚转角自动驾驶仪，外回路若采用侧向位置控制，或采用偏航角控制，内回路为滚转角控制；
在步骤1中，控制律形式为：
Figure FDA0004042815560000021
式中，
Figure FDA0004042815560000022
为俯仰通道的舵指令，eny表示过载与过载指令之间的误差，eny＝nyc-ny，nyc为外回路的输出，ny为靶标当前过载；α′为靶标当前惯性攻角，ωz为靶标当前俯仰角速度，kω为俯仰角速度控制参数，kα′为惯性攻角控制参数，kny为靶标过载控制参数；
高度控制外回路采用的是高度及高度微分反馈，控制律形式为：
Figure FDA0004042815560000023
式中，nyc为高度控制外回路的输出内回路的输入，hc为高度指令，在步骤1的阶段，hc＝hcP，hcP为爬升段高度指令；h为靶标当前高度，
Figure FDA0004042815560000024
为当前高度方向上的速度分量；kh为高度控制参数，kdh为高度微分的控制参数；
滚转通道自动驾驶仪采用滚转角速度及滚转角比例积分控制反馈，控制律形式为：
Figure FDA0004042815560000025
式中，δx c为滚转通道的舵指令，eγ表示滚转角与滚转角指令之间的误差，eγ＝γc-γ，γc＝0为滚转角指令，γ为靶标当前滚转角，ωx为靶标当前滚转角速度，kωx为滚转角速度控制参数，kγ为滚转角控制参数，ki为eγ积分项控制参数；
在步骤2中，控制律形式为：
Figure FDA0004042815560000026
式中，nzc为侧向位置控制外回路的输出内回路的输入，zc为侧向位置控制指令，z为靶标当前侧向位置，
Figure FDA0004042815560000027
为当前侧向位置方向上的速度分量；kz为侧向位置控制参数，kdz为侧向位置微分的控制参数；滚转通道侧向位置控制外回路的输出nzc与俯仰通道高度控制外回路的输出nyc合成总过载指令/>
Figure FDA0004042815560000031
作为高度跟踪自动驾驶仪内回路的输入：
Figure FDA0004042815560000032
定高平飞段靶标的法向过载为正值，因此对总过载指令
Figure FDA0004042815560000033
引入限幅，限幅范围为[0.34]；
侧向位置控制的内回路滚转角自动驾驶仪的输入滚转角指令γc为
Figure FDA0004042815560000034
靶标定高平飞段的总过载指令
Figure FDA0004042815560000035
为正，发动机具备正常工作条件，因此本阶段当满足发动机的开机条件，该条件根据实际飞行剖面对巡航速度的要求进行设计，发动机即可正常工作，这里仅对发动机正常工作的条件进行说明；
在步骤3中，滚转角指令γc为
Figure FDA0004042815560000036
式中nyc的计算方法见式(2)，nyManvc为靶标机动过载指令，θ为靶标当前俯仰角；
经分析，大机动靶标在多个高度剖面，进行机动过载指令nyManvc＝6g的大过载持续机动时，若同时控制滚转和俯仰通道，副翼舵的偏转角度出现超过20°最大舵偏的现象；因此，设计滚转通道与俯仰通道的分时控制策略：在机动开始时，滚转通道先启控，当滚转角满足γ＝0.8γc时，俯仰通道启控；在机动结束时，俯仰通道的过载满足ny＝0.2nyManvc时，滚转通道启控，进入下一阶段的滚转通道控制；
在机动段，由于法向过载指令nyManvc均为正，因此发动机均能正常工作；
在步骤4中，外回路的偏航角控制律形式为
Figure FDA0004042815560000041
式中，kψ为偏航角控制参数，kψi表示偏航角误差积分控制参数，ψc表示偏航角指令，ψ表示靶标偏航角；
下降段根据任务需求，若不要求发动机正常工作，则发动机按照预设的脉冲开关机时序工作，仅用于排出发动机内高压气体无需提供推力；若要求发动机正常工作，则按照法向过载的正负来设计发动机的工作时序，设计依据为法向过载为正时，发动机具备工作条件。
2.根据权利要求1所述的一种超音速大机动靶标的多约束双通道控制方法，其特征在于：飞行剖面选取为：hc＝9000,zc＝10000,相关参数选取为：
kω＝-0.2、kα′＝7、kny＝0.18、kh＝0.03、kdh＝0.1、
kωx＝-0.04、kγ＝3.5、ki＝0.35、kz＝0.025、kdz＝0.00125、
kψ＝2.5，kψi＝0.1。
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