一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法技术

本发明专利技术是关于一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法，属于飞行器控制技术领域。其特点在于采用加速度计测量飞行器实际过载，与过载指令比较得到过载误差，同时以陀螺仪测量偏航角速率，并进行非线性变换，作为过载外回路的两路阻尼信号；然后以过载误差的积分与非线性积分信号提供两路积分信号。最终综合比例信号，两路积分信号以及两路微分信号构成过载误差外环信号。再对外环信号进行积分与非线性积分、叠加偏航角速率信号，构成过载内环指令驱动飞行器的姿态稳定回路，从而实现侧向过载指令跟踪的控制目标。该方法可以在保留传统姿态回路的基础上实现过载控制。

An overload tracking method of aircraft with overload and angular velocity as external loop

【技术实现步骤摘要】
一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法
本专利技术属于飞行器控制领域，尤其涉及飞行器姿态稳定与过载稳定的控制系统设计方法，主要是采用线加速度计与陀螺仪为测量元器件实现飞行器的姿态与过载稳定和控制。
技术介绍
飞行器控制系统的设计方法目前主要有过载稳定跟踪和姿态稳定跟踪为主的两类方法，前者称为过载控制，多用于强调机动性的无人飞行器，而后者称为姿态控制，具有很好的稳定裕度和可靠性，故广泛应用于大部分无人与有人飞行器中。而传统的过载控制一般不测量飞行器姿态角，仅测量过载与角速度，而本专利技术则提出一种综合了过载与姿态控制的复合控制方法，在外回路采用角速度提供阻尼信号，而匹配过载误差以及误差的多重积分信号，最终得到综合信号驱动飞行器的姿态稳定跟踪回路。从过载回路到姿态回路的信号过渡中，又不可避免的使用积分器，否则必然存在过载跟踪误差。因此飞行器角速度信号既应用于过载回路的设计中，也用于姿态稳定跟踪回路中，主要作用都是提供阻尼信号，以抵消回路中大量的积分器所带来的不良影响。最终本专利技术的案例实施也表明了本专利技术所提供的采用角速率信号及其非线性变换信号两路信号提供的阻尼信号，能够有效地抵消积分器带来的动态性能恶化，从而表明本专利技术所提供的过载控制方法不仅在理论上具有创新，而且在工程上有很高的应用价值。需要说明的是，在上述
技术介绍
部分专利技术的信息仅用于加强对本专利技术的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的无法在保留传统姿态体制的基础上实现过载控制的问题。本专利技术提供了一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法，包括以下步骤：步骤S10：在飞行器上安装线加速度即与速率陀螺仪，分别测量飞行器的侧向过载与偏航角速度，并将侧向过载的测量值与飞行器侧向过载指令进行对比得到过载误差信号；步骤S20：根据所述的过载误差信号进行积分运算，得到过载误差积分信号，再根据过载误差信号进行非线性积分运算，得到过载误差非线性积分信号；步骤S30：根据所述的偏航角速率信号，进行非线性变换，得到偏航角速率的非线性变换信号，并与偏航角速率信号进行叠加，得到两路阻尼信号的阻尼叠加信号；步骤S40：根据所述的过载误差信号，过载误差积分信号，过载误差非线性积分信号，阻尼叠加信号进行信号综合，得到过载外环信号；步骤S50：针对所述的过载外环信号，进行积分运算，得到内环积分信号；再针对过载外环信号，进行非线性积分运算，得到内环非线性积分信号；最后叠加偏航角速率，得到内环综合信号；步骤S60：采用陀螺仪测量飞行器的偏航角，并与内环综合信号相比较得到偏航角误差信号，再对误差信号进行积分运算与非线性积分运算，在叠加偏航角速率信号，得到最终的舵系统输入信号，驱动舵机使得飞行器偏航角跟踪内环综合信号，从而实现飞行器的侧向过载跟踪指令过载信号的控制任务。在本专利技术的一种示例实施例中，根据所述过载误差信号进行积分与非线性积分运算得到两路过载误差积分信号包括：s1＝∫e1dt；其中为过载跟踪指令信号，nz为飞行器的侧向过载实际测量值，e1为过载误差信号，s1为过载误差积分信号，s2为过载误差非线性积分信号，dt表示对时间信号进行积分，ωy为速率陀螺仪测量飞行器的偏航角速率，k1,k2,p,q,r,ε1为控制参数。在本专利技术的一种示例实施例中，根据所述速率陀螺仪测量所得到的偏航角速率信号进行非线性变换得到两路阻尼信号并进行叠加得到阻尼叠加信号包括：ωyz＝k8ωy+k9ωy1；其中ωy为速率陀螺仪测量所得的偏航角速率信号，k3,m,n,ε2，k8、k9为常值控制参数。ωy1为偏航角速率的非线性变换信号，ωyz为阻尼叠加信号。在本专利技术的一种示例实施例中，根据所述过载误差信号、过载误差两路积分信号、阻尼叠加信号进行线性叠加得到过载外环信号包括：nw＝k5e1+k6s1+k7s2+ωyz；其中k5、k6、k7为控制参数，e1为过载误差信号、s1过载误差积分信号、s2为过载误差非线性积分信号、ωy1阻尼叠加信号，nw为过载外环信号。在本专利技术的一种示例实施例中，根据所述过载外环信号进行积分与非线性积分运算，并叠加偏航角速率信号得到内环综合信号包括：sn1＝∫nwdt；ψ*＝k11nw+k12sn1+k13sn2+k14ωy；其中nw为过载外环信号进行积分，sn1为内环积分信号，sn2为内环非线性积分信号，k10,l1,m1,n1,ε3，k11,k12,k13,k14为控制常参数，ωy为偏航角速率信号，ψ*为内环综合信号。在本专利技术的一种示例实施例中，根据所述内环综合信号与偏航角进行比较得到误差信号，并设计非线性姿态控制器得到舵系统的输入信号包括：eψ＝ψ-ψ*；se1＝∫eψdt；其中ψ*为内环综合信号，ψ为飞行器偏航角信号，se1为偏航角误差信号积分信号，se2为偏航角误差非线性积分信号，ωy为偏航角速率信号，为舵系统输入信号，其中k15、k16、k17、k18与ε4为常值控制参数。最终，飞行器舵系统按照驱动飞行器的偏航舵，使得飞行器的侧向过载nz跟踪过载跟踪指令信号为从而完成本专利技术过载控制的控制任务。本专利技术一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法，一方面，给出了一种在传统姿态控制体制的基础上，复合过载控制外回路的设计方法，从而使得整个飞行器控制体制无需作大的修改，即可同时实现姿态控制与过载控制，特别有利于飞行器的全程飞行控制。尤其是适合部分飞行器在飞行段采用姿态控制，从而增大系统的可靠性，而在末段由于采用比例导引从而需要切换到过载控制以增加导引精度。另一方面，引入了过载误差积分与非线性积分的思路得以消除过载控制到姿态控制匹配过程中的过载静差问题；另一方面，又由于采用陀螺仪测量飞行器偏航角速率，并对偏航角速率进行非线性变换生成过载外回路的两路阻尼信号，使得系统的稳定性得到了改善，从而消除了由于引入积分带来的系统稳定裕度不足问题。因此本专利技术提供的一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法具有很高的工程实用价值与经济价值，可以广泛应用于军用与民用的有人及无人飞行器飞行控制中。应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本专利技术。附图说明此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本专利技术的实施例，并与说明书一起用于解释本专利技术的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1是本专利技术提供的一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法的流程图；图2是本专利技术例所提供方法的飞行本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法，其特征在于，包括以下步骤：/n步骤S10：在飞行器上安装线加速度即与速率陀螺仪，分别测量飞行器的侧向过载与偏航角速度，并将侧向过载的测量值与飞行器侧向过载指令进行对比得到过载误差信号；/n步骤S20：根据所述的过载误差信号进行积分运算，得到过载误差积分信号，再根据过载误差信号进行非线性积分运算，得到过载误差非线性积分信号；/n步骤S30：根据所述的偏航角速率信号，进行非线性变换，得到偏航角速率的非线性变换信号，并与偏航角速率信号进行叠加，得到两路阻尼信号的阻尼叠加信号；/n步骤S40：根据所述的过载误差信号，过载误差积分信号，过载误差非线性积分信号，阻尼叠加信号进行信号综合，得到过载外环信号；/n步骤S50：针对所述的过载外环信号，进行积分运算，得到内环积分信号；再针对过载外环信号，进行非线性积分运算，得到内环非线性积分信号；最后叠加偏航角速率，得到内环综合信号；/n步骤S60：采用陀螺仪测量飞行器的偏航角，并与内环综合信号相比较得到偏航角误差信号，再对误差信号进行积分运算与非线性积分运算，在叠加偏航角速率信号，得到最终的舵系统输入信号，驱动舵机使得飞行器偏航角跟踪内环综合信号，从而实现飞行器的侧向过载跟踪指令过载信号的控制任务。/n...

【技术特征摘要】
1.一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S10：在飞行器上安装线加速度即与速率陀螺仪，分别测量飞行器的侧向过载与偏航角速度，并将侧向过载的测量值与飞行器侧向过载指令进行对比得到过载误差信号；
步骤S20：根据所述的过载误差信号进行积分运算，得到过载误差积分信号，再根据过载误差信号进行非线性积分运算，得到过载误差非线性积分信号；
步骤S30：根据所述的偏航角速率信号，进行非线性变换，得到偏航角速率的非线性变换信号，并与偏航角速率信号进行叠加，得到两路阻尼信号的阻尼叠加信号；
步骤S40：根据所述的过载误差信号，过载误差积分信号，过载误差非线性积分信号，阻尼叠加信号进行信号综合，得到过载外环信号；
步骤S50：针对所述的过载外环信号，进行积分运算，得到内环积分信号；再针对过载外环信号，进行非线性积分运算，得到内环非线性积分信号；最后叠加偏航角速率，得到内环综合信号；
步骤S60：采用陀螺仪测量飞行器的偏航角，并与内环综合信号相比较得到偏航角误差信号，再对误差信号进行积分运算与非线性积分运算，在叠加偏航角速率信号，得到最终的舵系统输入信号，驱动舵机使得飞行器偏航角跟踪内环综合信号，从而实现飞行器的侧向过载跟踪指令过载信号的控制任务。


2.根据权利要求1所述的一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法，其特征在于，对所述过载误差信号进行积分与非线性积分运算得到两路过载误差积分信号包括：



s1＝∫e1dt；



其中为过载跟踪指令信号，nz为飞行器的侧向过载实际测量值，e1为过载误差信号，s1为过载误差积分信号，s2为过载误差非线性积分信号，dt表示对时间信号进行积分，ωy为速率陀螺仪测量飞行器的偏航角速率，k1,k2,p,q,r,ε1为控制参数。


3.根据权利要求1所述的一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法，其特征在于，对所述速率陀螺仪测量所得到的偏航角速率信号进行非线性变换得到两路阻尼信号并进行叠...

【专利技术属性】
技术研发人员：雷军委，马培蓓，孟蕾，闫石，宫俪铭，王玲玲，晋玉强，
申请(专利权)人：中国人民解放军海军航空大学，
类型：发明
国别省市：山东;37