考虑旋转飞行器耦合问题的鲁棒解耦控制系统及控制方法技术方案

本发明专利技术公开了一种考虑旋转飞行器耦合问题的鲁棒解耦控制系统及控制方法，该系统包括用以接收制导系统实时传递出的需用过载信息的需用过载接收模块，用于实时获得飞行器的飞行参数的飞行器参数测量模块，和获得舵机响应指令的鲁棒解耦控制模块，其中，通过收敛误差解算子模块实时获得攻角收敛误差和侧滑角收敛误差；通过收敛滑模面解算子模块实时获得攻角收敛滑模面和侧滑角收敛滑模面；通过舵机响应指令解算子模块获得俯仰方向舵机响应指令和偏航方向舵机响应指令。和偏航方向舵机响应指令。和偏航方向舵机响应指令。

【技术实现步骤摘要】
考虑旋转飞行器耦合问题的鲁棒解耦控制系统及控制方法


[0001]本专利技术涉及一种旋转飞行器的控制系统及方法，具体涉及一种考虑旋转飞行器耦合问题的鲁棒解耦控制系统及控制方法。

技术介绍

[0002]旋转飞行器通过采用自旋的方式可以带来诸多益处，如有效降低飞行器结构设计偏差对飞行器弹道的影响、简化控制系统设计、省略滚转控制机构等等。但该类飞行器在带来诸多益处的同时也存在一些弊端。由于飞行器自旋后会产生较大的滚转角速度，这使得飞行器产生了气动耦合、惯性耦合以及控制耦合等特性，使得俯仰通道和偏航通道间相互耦合交联，不利于对飞行器俯仰、偏航两通道进行精确控制。除此之外，旋转飞行器在飞行过程中会受到由自身的旋转带来的陀螺效应和马格努斯力矩的影响。这些问题为旋转飞行器控制系统的精确稳定控制带来了较为严峻的挑战；
[0003]现有技术中，在实际控制旋转飞行器的过程中，都是忽略了上述耦合的影响，有些旋转飞行器上采用传统的基于线性控制理论的解耦算法，该算法往往鲁棒性较差，易受外在干扰和内部噪声的影响，且该类算法对系统模型的精确性要求极高，一旦出现扰动变化，往往会导致飞行器控制系统工作紊乱，进而致使飞行器失稳而无法正常工作；
[0004]对于大多数实际应用的旋转飞行器来说，由于传统的自驾仪不考虑耦合问题，对飞行器单通道进行控制时往往会引起另一通道的响应，从而导致控制系统紊乱，飞行器姿态失稳，造成不可预料的后果。
[0005]为了解决上述问题，有必要设计一种考虑旋转飞行器耦合问题的解耦控制系统及方法，从而保证对飞行器的俯仰、偏航两通道进行精确控制。

技术实现思路

[0006]为了克服上述问题，本专利技术人进行了锐意研究，设计出一种考虑旋转飞行器耦合问题的鲁棒解耦控制系统及控制方法，该系统包括用以接收制导系统实时传递出的需用过载信息的需用过载接收模块，用于实时获得飞行器的飞行参数的飞行器参数测量模块，和获得舵机响应指令的鲁棒解耦控制模块，其中，通过收敛误差解算子模块实时获得攻角收敛误差和侧滑角收敛误差；通过收敛滑模面解算子模块实时获得攻角收敛滑模面和侧滑角收敛滑模面；通过舵机响应指令解算子模块获得俯仰方向舵机响应指令和偏航方向舵机响应指令，从而完成本专利技术。
[0007]具体来说，本专利技术的目的在于提供一种考虑旋转飞行器耦合问题的鲁棒解耦控制系统，该系统安装在旋转飞行器上，该系统包括
[0008]需用过载接收模块1，其与旋转飞行器上的制导系统相连，用以接收制导系统实时传递出的需用过载信息，
[0009]飞行器参数测量模块2，其用于实时获得飞行器的飞行参数，和
[0010]鲁棒解耦控制模块3，其用于实时根据需用过载信息和飞行器的飞行参数获得舵
机响应指令。
[0011]其中，所述需用过载信息包括期望俯仰过载和期望偏航过载
[0012]所述舵机响应指令包括俯仰方向舵机响应指令和偏航方向舵机响应指令。
[0013]其中，所述飞行器参数测量模块2包括加速度计21、惯性陀螺22、估测器23和积分器24；
[0014]其中，所述加速度计21用于实时测量得到飞行器的加速度信息，
[0015]所述惯性陀螺22用于实时测量得到飞行器的偏航角速率信息和俯仰角速率信息，
[0016]所述估测器23用于根据所述三轴加速度信息实时估算得到飞行器的攻角和侧滑角；
[0017]所述积分器24用于根据所述三轴加速度信息实时积分得到飞行器的速度信息，用于根据所述偏航角速率信息实时积分得到偏航角信息，还用于根据所述俯仰角速率信息实时积分得到俯仰角信息。
[0018]其中，鲁棒解耦控制模块3包括收敛误差解算子模块31、收敛滑模面解算子模块32和舵机响应指令解算子模块33；
[0019]其中，所述收敛误差解算子模块31用于实时根据需用过载信息和飞行器的飞行参数获得攻角收敛误差和侧滑角收敛误差；
[0020]所述收敛滑模面解算子模块32用于实时根据飞行器的飞行参数和攻角收敛误差获得攻角收敛滑模面，实时根据飞行器的飞行参数和侧滑角收敛误差获得侧滑角收敛滑模面；
[0021]所述舵机响应指令解算子模块33用于实时根据需用过载信息、飞行器的飞行参数和攻角收敛滑模面获得俯仰方向舵机响应指令，实时根据需用过载信息、飞行器的飞行参数和侧滑角收敛滑模面获得偏航方向舵机响应指令。
[0022]其中，所述收敛误差解算子模块31通过下式(一)实时获得攻角收敛误差和侧滑角收敛误差，
[0023][0024]其中，e1表示攻角收敛误差，e2表示侧滑角收敛误差，α表示攻角，β表示侧滑角，a
yc
表示期望俯仰过载，a
zc
表示期望偏航过载，V表示飞行器的速度，a
34
表示旋转飞行器的动力系数。
[0025]其中，所述收敛滑模面解算子模块32通过下式(二)实时获得攻角收敛滑模面和侧滑角收敛滑模面，
[0026][0027]其中，s1表示攻角收敛滑模面，s2表示侧滑角收敛滑模面，c和d都表示增益系数，θ表示俯仰角，ψ表示偏航角。
[0028]7、根据权利要求4所述的考虑旋转飞行器耦合问题的鲁棒解耦控制系统，其特征在于，
[0029]所述舵机响应指令解算子模块(33)通过下式(三)和(四)实时获得俯仰方向舵机响应指令和偏航方向舵机响应指令，
[0030][0031][0032]其中，δ
y
表示俯仰方向舵机响应指令，δ
z
表示偏航方向舵机响应指令，表示ξ的导数，表示ξ2的导数，
[0033]a
25
、a
24
、a
27
、a
22
和a
28
都表示旋转飞行器的动力系数。
[0034]本专利技术还提供一种考虑旋转飞行器耦合问题的鲁棒解耦控制方法，
[0035]该方法包括如下步骤，
[0036]步骤1，通过过载接收模块1接收制导系统传递出的需用过载信息；
[0037]步骤2，通过飞行器参数测量模块2获得飞行器的飞行参数；
[0038]步骤3，通过鲁棒解耦控制模块3根据需用过载信息和飞行器的飞行参数获得舵机响应指令；
[0039]步骤4，实时重复步骤1-3，从而实时得到舵机响应指令。
[0040]其中，所述步骤2包括如下子步骤，
[0041]子步骤2-1，通过加速度计21实时测量得到飞行器的加速度信息，通过惯性陀螺22实时测量得到飞行器的偏航角速率信息和俯仰角速率信息，
[0042]子步骤2-2，通过估测器23根据所述三轴加速度信息实时估算得到飞行器的攻角和侧滑角；
[0043]通过积分器24根据所述三轴加速度信息实时积分得到飞行器的速度信息，根据所述偏航角速率信息实时积分得到偏航角信息，根据所述俯仰角速率信息实时积分得到俯仰角信息。
[0044]其中，所述步骤3包括如下子步骤，...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种考虑旋转飞行器耦合问题的鲁棒解耦控制系统，其特征在于，该系统安装在旋转飞行器上，该系统包括需用过载接收模块(1)，其与旋转飞行器上的制导系统相连，用以接收制导系统实时传递出的需用过载信息，飞行器参数测量模块(2)，其用于实时获得飞行器的飞行参数，和鲁棒解耦控制模块(3)，其用于实时根据需用过载信息和飞行器的飞行参数获得舵机响应指令。2.根据权利要求1所述的考虑旋转飞行器耦合问题的鲁棒解耦控制系统，其特征在于，所述需用过载信息包括期望俯仰过载和期望偏航过载；所述舵机响应指令包括俯仰方向舵机响应指令和偏航方向舵机响应指令。3.根据权利要求1所述的考虑旋转飞行器耦合问题的鲁棒解耦控制系统，其特征在于，所述飞行器参数测量模块(2)包括加速度计(21)、惯性陀螺(22)、估测器(23)和积分器(24)；其中，所述加速度计(21)用于实时测量得到飞行器的加速度信息，所述惯性陀螺(22)用于实时测量得到飞行器的偏航角速率信息和俯仰角速率信息，所述估测器(23)用于根据所述三轴加速度信息实时估算得到飞行器的攻角信息和侧滑角信息；所述积分器(24)用于根据所述三轴加速度信息实时积分得到飞行器的速度信息，用于根据所述偏航角速率信息实时积分得到偏航角信息，还用于根据所述俯仰角速率信息实时积分得到俯仰角信息。4.根据权利要求1所述的考虑旋转飞行器耦合问题的鲁棒解耦控制系统，其特征在于，鲁棒解耦控制模块(3)包括收敛误差解算子模块(31)、收敛滑模面解算子模块(32)和舵机响应指令解算子模块(33)；其中，所述收敛误差解算子模块(31)用于实时根据需用过载信息和飞行器的飞行参数获得攻角收敛误差和侧滑角收敛误差；所述收敛滑模面解算子模块(32)用于实时根据飞行器的飞行参数和攻角收敛误差获得攻角收敛滑模面，实时根据飞行器的飞行参数和侧滑角收敛误差获得侧滑角收敛滑模面；所述舵机响应指令解算子模块(33)用于实时根据需用过载信息、飞行器的飞行参数和攻角收敛滑模面获得俯仰方向舵机响应指令，实时根据需用过载信息、飞行器的飞行参数和侧滑角收敛滑模面获得偏航方向舵机响应指令。5.根据权利要求4所述的考虑旋转飞行器耦合问题的鲁棒解耦控制系统，其特征在于，所述收敛误差解算子模块(31)通过下式(一)实时获得攻角收敛误差和侧滑角收敛误差，
其中，e1表示攻角收敛误差，e2表示侧滑角收敛误差，α表示攻角，β表示侧滑角，a
yc
表示期望俯仰过载，a
zc
表示期望偏航过载，V表示飞行器的速度，a
34
表示旋转飞行器的动力系数。6.根据权利要求4所述的考虑旋转飞行器耦合问题的...

【专利技术属性】
技术研发人员：王伟，师兴伟，南宇翔，林德福，王江，王辉，王雨辰，
申请(专利权)人：中国北方工业有限公司，
类型：发明
国别省市：