动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法及系统技术方案

本发明专利技术的动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法及系统，获取飞行器导航系统输出的导航信息，三轴加计输出的测量信息，以及制导系统输出的期望姿态控制指令；对三轴加计输出的测量信息进行滤波处理；根据导航信息和滤波后的三轴加计测量信息，建立慢回路逆模型；根据飞行器的导航系统输出的导航信息和制导系统输出的期望姿态控制指令，生成伪控制指令；最后生成慢回路控制指令，避免了慢回路复杂逆模型的解算及误差的在线补偿，同时可以抵抗除导航系统误差(含重力计算误差)以外的干扰，实现了低耗时、高精度的慢回路控制律解算。

【技术实现步骤摘要】
动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法及系统
本专利技术涉及动态逆控制中慢回路控制指令的解算方法及系统，即一种动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法，属于高超声速飞行器非线性姿态控制领域。
技术介绍
高超声速飞行器的飞行空域/速域跨度大，动力学特征和模型参数变化剧烈，动力学非线性、耦合性与不确定性强，内外干扰严重。传统基于PID控制律的姿态控制设计采用根轨迹、频域图、时域响应曲线等多种手段进行辅助设计，同时为了适应大变化工作范围和复杂控制模式，需要选取大量的特征点设计控制参数。可见，高超声速飞行器的控制系统设计面临着设计任务量大、效率低、耗时长等问题。动态逆控制律非常适合非线性、强耦合、多变量和参数时变的被控对象，且其设计过程简洁、设计效率快，是一种潜在的、可有效解决上述高超声速飞行器姿态控制问题的方法。但该方法依赖于精确的对象模型，不确定因素对其逆误差影响明显，导致控制精度下降，设计出的控制系统鲁棒性差。为了提升动态逆控制的抗干扰能力与控制精度，国内外研究中较通用的方法是采用神经网络对模型逆误差进行在线补偿,以达到高精度构建逆模型的目的。但因飞行器的动力学复杂，现有技术需要引入多层或较多神经元的神经网络对快/慢回路逆误差进行在线辨识与补偿才可获得较高的控制精度。因外力计算需要插值计算，标称逆模型解算本身就较为复杂，逆误差补偿进一步导致控制算法的计算效率低、实时性差，影响工程应用。目前国内外公开发表的文献很少关注动态逆控制律的解算效率，尚无文章研究基于加计信息解算慢回路控制指令的技术与方法。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题为：克服现有技术的不足，针对吸气式高超声速飞行器采用动态逆控制律带来的求解效率低、算法实时性差问题，提出了一种基于加计信息解算慢回路控制指令的方法及系统，根据慢回路逆模型的动力学特征及加计测量信息代表的模型受力信息，可构建出以加计信息为变量的、具有简单函数形式的慢回路逆模型，基于该模型实现慢回路控制指令的解算。可以抵抗除导航系统误差(含重力计算误差)以外的干扰，可实现高精度的慢回路控制律解算。解算的慢回路模型简单，不需解算复杂的慢回路标称逆模型，也不需补偿逆误差，提升了计算效率与实时性，解决了现有方法技术效率低、实时性差的问题。本专利技术解决的技术方案为：动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法，步骤如下：(1)获取飞行器的导航系统输出的导航信息，三轴加计测量信息，以及制导系统输出的期望姿态控制指令；(2)采用一阶数字滤波器对步骤(1)三轴加计输出的测量信息进行滤波处理，得到滤波后的三轴加计测量信息；(3)根据步骤(1)飞行器的导航系统输出的导航信息和步骤(2)滤波后的三轴加计测量信息，建立慢回路逆模型；(4)根据步骤(1)飞行器的导航系统输出的导航信息和制导系统输出的期望姿态控制指令，生成伪控制指令；(5)根据步骤(1)飞行器的导航系统输出的导航信息，生成控制矩阵；(6)根据步骤(3)的慢回路逆模型、步骤(4)伪控制指令以及步骤(5)的控制矩阵，生成慢回路控制指令。步骤(1)中飞行器具体要求为：至少包括：导航系统、三轴加计、制导系统；飞行器采用非线性动态逆控制律，且基于快/慢两回路设计控制器，慢回路控制器输出期望的三轴姿态角速率控制指令，快回路控制器输出期望的执行机构操纵指令。导航系统输出制导控制律解算需要的导航信息，三轴加计测量飞行器的视加速度，制导系统运行制导律并输出期望的姿态控制指令。导航信息，包括：飞行器的攻角α，侧滑角β，倾侧角σ，空速V，本体坐标系下的三轴重力加速度分量gx、gy、gz及三轴角速率分量ωx、ωy、ωz。本体坐标系定义如下：原点O为飞行器质心，X轴正方向为飞行器纵向对称轴指向头部，Y轴正方向为垂直于X轴指向上方，右手定则确定Z轴。三轴加计建联安装在飞行器本体上，其敏感轴与本体坐标系的坐标轴平行。制导系统输出的期望姿态控制指令为期望攻角αc、期望侧滑角βc、期望倾侧角σc。对步骤(1)三轴加计输出的测量信息进行滤波处理，采用一阶数字滤波器解算得到滤波后的视加速度信息axl、ayl、azl。步骤(3)根据步骤(1)飞行器的导航系统输出的导航信息和步骤(2)的三轴视加速度信息，建立慢回路逆模型fm＝f(axl,ayl,azl,gx,gy,gz,α,β,V)，完成解算。步骤(4)根据步骤(1)飞行器的导航系统输出的导航信息和制导系统输出的期望姿态控制指令，生成伪控制指令Ud，具体如下：采用比例+微分控制器生成伪控制指令Kp为比例系数，Kd为微分系数。步骤(5)根据步骤(1)飞行器的导航系统输出的导航信息，生成控制矩阵Gm，具体如下：步骤(6)根据步骤(3)的慢回路逆模型、步骤(4)伪控制指令以及步骤(5)的控制矩阵，基于非线性动态逆控制原理生成慢回路控制指令ωc，动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的系统，包括：获取模块、滤波处理模块、模型建立模块、第一指令生成模块、矩阵生成模块、第二指令生成模块；获取模块，获取飞行器的导航系统输出的导航信息、三轴加计测量信息，以及制导系统输出的期望姿态控制指令；滤波处理模块，采用一阶数字滤波器对获取模块的三轴加计输出的测量信息进行滤波处理，得到滤波后的三轴加计测量信息；模型建立模块，根据获取模块的飞行器的导航系统输出的导航信息和滤波处理模块滤波后的三轴加计测量信息，建立慢回路逆模型；第一指令生成模块，根据获取模块的飞行器的导航系统输出的导航信息和制导系统输出的期望姿态控制指令，生成伪控制指令；矩阵生成模块，根据获取模块的飞行器的导航系统输出的导航信息，生成控制矩阵；第二指令生成模块，根据模型建立模块的慢回路逆模型、第一指令生成模块的伪控制指令以及第二指令生成模块的控制矩阵，生成慢回路控制指令。本专利技术与现有技术相比的优点在于：(1)动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法，利用加计信息构建出具有简单函数形式的慢回路逆模型并完成慢回路控制指令的解算，提升了慢回路控制指令解算的计算效率、实时性及解算精度。(2)本专利技术构建的以加计信息为变量的慢回路逆模型简单，不含推力、气动力解算模型或误差在线补偿环节，慢回路逆模型的解算效率高。(3)以加计信息为变量的慢回路逆模型可抵抗除导航系统误差以外的干扰，不需误差在线补偿即可实现高精度的慢回路逆模型的解算。(4)伪控制指令解算采用比例+微分控制律，使得整个慢回路控制指令的解算较为简单。(5)本专利技术实现了高精度、低耗时的慢回路控制律解算，可促成快回路仅用规模较小的神经网络即可实现高精度的快回路逆误差补偿，可保障整个鲁棒动态逆控制律的实时性，具有较强的工程应用能力。附图说明图1为本专利技术方法的流程图；图2为慢回路控制指令解算的CPU耗时对比曲线图；图3为攻角跟踪曲线图；图4为侧滑角跟踪曲线图。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本专利技术做进一步详细描述。本专利技术的动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法及系统，获取飞行器导航系统输出的导航信息，三轴加计输出的测量信息，以及制导系统输出的期望姿态控制指令；对三轴加计输出的测量信息进行滤波处理；根据导航信息和滤波后的三轴加计测量信息，建立慢回路逆模型；根据飞行器的导航系统输出的导航信息和制导系统输出的期望本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法，其特征在于步骤如下：(1)获取飞行器的导航系统输出的导航信息、三轴加计测量信息，以及制导系统输出的期望姿态控制指令；(2)采用一阶数字滤波器对步骤(1)三轴加计输出的测量信息进行滤波处理，得到滤波后的三轴加计测量信息；(3)根据步骤(1)飞行器的导航系统输出的导航信息和步骤(2)滤波后的三轴加计测量信息，建立慢回路逆模型；(4)根据步骤(1)飞行器的导航系统输出的导航信息和制导系统输出的期望姿态控制指令，生成伪控制指令；(5)根据步骤(1)飞行器的导航系统输出的导航信息，生成控制矩阵；(6)根据步骤(3)的慢回路逆模型、步骤(4)伪控制指令以及步骤(5)的控制矩阵，生成慢回路控制指令。

【技术特征摘要】
1.动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法，其特征在于步骤如下：(1)获取飞行器的导航系统输出的导航信息、三轴加计测量信息，以及制导系统输出的期望姿态控制指令；(2)采用一阶数字滤波器对步骤(1)三轴加计输出的测量信息进行滤波处理，得到滤波后的三轴加计测量信息；(3)根据步骤(1)飞行器的导航系统输出的导航信息和步骤(2)滤波后的三轴加计测量信息，建立慢回路逆模型；(4)根据步骤(1)飞行器的导航系统输出的导航信息和制导系统输出的期望姿态控制指令，生成伪控制指令；(5)根据步骤(1)飞行器的导航系统输出的导航信息，生成控制矩阵；(6)根据步骤(3)的慢回路逆模型、步骤(4)伪控制指令以及步骤(5)的控制矩阵，生成慢回路控制指令。2.根据权利要求1所述的动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法，其特征在于：步骤(1)中飞行器具体要求为：至少包括：导航系统、三轴加计、制导系统；飞行器采用非线性动态逆控制律，且基于快和慢两回路设计控制器，慢回路控制器输出期望的三轴姿态角速率控制指令，快回路控制器输出期望的执行机构操纵指令，导航系统输出制导控制律解算需要的导航信息，三轴加计测量飞行器的视加速度，制导系统运行制导律并输出期望的姿态控制指令。3.根据权利要求1所述的动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法，其特征在于：导航信息，包括：飞行器的攻角α，侧滑角β，倾侧角σ，空速V，本体坐标系下的三轴重力加速度分量gx、gy、gz及三轴角速率分量ωx、ωy、ωz。4.根据权利要求3所述的动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法，其特征在于：本体坐标系定义如下：原点O为飞行器质心，X轴正方向为飞行器纵向对称轴指向头部，Y轴正方向为垂直于X轴指向上方，右手定则确定Z轴。5.根据权利要求1所述的动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法，其特征在于：三轴加计建联安装在飞行器本体上，其敏感轴与本体坐标系的坐标轴平行；加计的测量信息为视加速度信息ax、ay、az。6.根据权利要求1所述的动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法，其特征在于：制导系统输出的期望姿态控制指令为期望攻角αc、期望侧滑角βc、期望倾侧角σc。7.根据权利要求1所述的动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法，其特征在于：对步骤(1)三轴加计输出的测量信息进行滤波处理，采用一阶数字滤波器解算得到滤波后的视加速度信息为axl、ayl、azl。...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄盘兴，何英姿，杨鸣，郭敏文，陈上上，黄煌，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11