迭代制导下减少大姿态扰动的控制方法技术

迭代制导下减小大姿态扰动的控制方法，通过数据采集、计算视速度增量、对轴向视加速度平滑处理、将平滑后的完全燃烧时间τｉｎ代入飞行器迭代制导公式中，得到平滑后的迭代程序角ψｃｘｎ、最后对当前时刻的迭代程序角增量Δψｃｘ进行限幅处理，得到稳定的当前时刻的迭代程序角输出值。本发明专利技术在迭代程序角生成的全过程中采取平滑、限幅措施，以减小大姿态扰动，确保后续迭代计算采用的输入量和迭代程序角输出平滑过渡，不会发生跳变，从而保证姿态控制系统的输入不发生跳变，对提高飞行器控制系统的可靠性及减小飞行中的干扰影响大有益处；采用本方法减少迭代制导下的大姿态扰动，不需要提高硬件的采样分辨率，即不需对飞行器硬件作出修改，简单、便捷，减少姿态扰动的效果明显。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种基于平滑技术在迭代制导下减少姿态扰动的方法，属于制导
，可应用于采用迭代制导作为制导方式的各类飞行器，以减小迭代制导下飞行器的大姿态扰动。
技术介绍
迭代制导是在现代最优控制原理和计算机应用技术基础上发展起来的最优制导方法，它对制导律提出一定的性能指标要求，并根据初值和终端约束条件进行实时计算，形成适应任务要求的控制指令。由于常规液体发动机推力大小的调节难以实现，因此制导的控制手段主要是改变推力矢量的方向和控制发动机的关机时间。迭代制导就是充分利用这两个控制手段，用最优制导律求得最佳导引角及适当的关机时间，从而确保精确满足所要求的终端性能指标。 目前飞行器常用的制导方法主要是摄动制导方法，制导系统采用的是发射前预先装定的弹道程序角，这部分弹道程序角设计时已通过设计考虑了姿态角平滑变化的需求。而在采用迭代制导后，每一迭代周期都将重新产生一套程序角，新产生的程序角与上一拍程序角间可能会有角度的跳跃，这会引起系统不稳定，为了避免这种情况，必须考虑对迭代程序角的在线处理问题，以确保减小大姿态扰动。需在迭代程序角生成的全过程中采取相关措施，以减小大姿态扰动。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是克服现有技术的不足，提供一种针对迭代程序角生成的全过程中所使用的不同变量采用不同的方式(平滑、限幅等)，确保迭代计算采用的输入量和迭代程序角输出均平滑过渡，不发生跳变的减少大姿态扰动的控制方法。 本专利技术的技术解决方案是迭代制导下减小大姿态扰动的控制方法，通过以下步骤实现 第一步，通过飞行器惯性测量设备的加速度表测得第j个采样周期内飞行器体坐标系O1X1Y1Z1下正负通道的脉冲值，Px+j，Px-j，Py+j，Py-j，Pz+j，Pz-j，其中X1轴从飞行器质心指向头部方向为正向，Y1轴与X1轴垂直，在其纵向对称面X1O1Y1内从飞行器质心指向上方为正向，Z1轴与纵向对称面X1O1Y1垂直，从飞行器质心指向右为正向，O1为飞行器质心，j是自然数； 第二步，根据公式组(1)计算得到飞行器体坐标系O1X1Y1Z1下X1、Y1和Z1三个方向的第j个采样周期内，飞行器惯性测量设备的加速度表采样周期Δt的视速度增量δwx1j、δwy1j、δwz1j， 其中，Kx+、Kx-、Ky+、Ky-、Kz+、Kz-是加速度表标定得到的当量系数，K0x、K0y、K0z是加速度表的零次项系数； 第三步，当j＜N时，计算 其中 为第1采样周期内到第j个采样周期δwx1j、δwy1j、δwz1j的滚动累加值，N为滚动周期数，当j≥N时继续第四步； 第四步，通过公式(2)计算，得到平滑后的轴向视加速度 其中，Δtp一个滚动周期时间； 第五步，利用第四步得到的轴向视加速度 根据公式(3)得到平滑后第n个采样周期飞行器总质量的完全燃烧时间τin， 其中，i代表飞行器不同飞行阶段，Ui为飞行器第i个飞行阶段的等效比冲，n＝j-N； 第六步，将第五步得到的平滑后的第n个采样周期飞行器总质量的完全燃烧时间τin利用飞行器迭代制导公式，得到平滑后的第n个采样周期迭代程序角 ψcxn，其中 是第n个采样周期的迭代俯仰程序角输出值，ψcxn是第n个采样周期的迭代偏航程序角输出值； 第七步，通过公式组(4)计算当前时刻的迭代程序角增量 Δψcx， 其中， ψcxn-1是第n-1个采样周期的迭代俯仰程序角、偏航程序角输出值； 第八步，将第七步得到的当前时刻的迭代程序角增量 Δψcx的绝对值与预设的角增量限幅值 Δψmax进行比较， Δψmax为正值， 当 |Δψcx|≤Δψmax时，直接输出 Δψcx作为当前的迭代程序角，当 |Δψcx|＞Δψmax时，则进行第九步； 第九步，当 时，根据公式 输出当前时刻的迭代俯仰程序角 当 时，根据公式 输出当前时刻的迭代俯仰程序角 当Δψcx＞Δψmax时，根据公式 输出当前时刻的迭代偏航程序角ψcx(t)，当 时，根据公式 输出当前时刻的迭代偏航程序角ψcx(t)。 所述第三步滚动周期数N为5～100的整数。 所述第四步中滚动周期时间Δtp＝N×Δt，N为滚动周期数，Δt为飞行器惯性测量设备的加速度表采样周期。 所述第八步的预设角增量限幅值 Δψmax取值范围为3°/s-5°/s。 本专利技术与现有技术相比有益效果为 (1)本专利技术在迭代程序角生成的全过程中采取平滑、限幅措施，以减小大姿态扰动，确保后续迭代计算采用的输入量和迭代程序角输出平滑过渡，不会发生跳变，从而保证姿态控制系统的输入不发生跳变，对提高飞行器控制系统的可靠性及减小飞行中的干扰影响大有益处； (2)本专利技术采取平滑处理，平滑处理后的参数代入迭代制导公式运算后，明显抑制了原始数据的抖动对迭代制导算法输出结果的影响，使控制指令连续平滑，避免频繁抖动而引起姿态失稳； (3)本专利技术采取限幅处理，通过限幅，避免程序角增量的大幅跳跃，防止程序角增量超出姿态控制系统的控制能力而引起姿态失稳； (4)采用本方法减少迭代制导下的大姿态扰动，不需要提高硬件的采样分辨率，即不需对飞行器硬件作出修改，简单、便捷，减少姿态扰动的效果明显。 附图说明 图1为本专利技术滚动累加示意图(以5周期滚动累加为例，弧线1所框住的5个数据点累加和是第1个累加周期内的累加和，弧线2所框住的5个数据点累加和是第2个累加周期内的累加和，如此类推)； 图2为本专利技术每个采样周期计算得到视加速度模值图； 图3为俯仰方向迭代程序角 经过本专利技术及未经过本专利技术平滑处理对比图(锯齿状输出对应未经过本专利技术平滑处理的俯仰方向迭代程序角，平滑状输出对应经过本专利技术平滑处理的俯仰方向迭代程序角)； 图4为偏航方向迭代程序角ψcxn，经过本专利技术及未经过本专利技术平滑处理对比图(锯齿状输出对应未经过本专利技术平滑处理的偏航方向迭代程序角，平滑状输出对应经过本专利技术平滑处理的偏航方向迭代程序角)； 图5为经过本专利技术限幅处理的迭代俯仰程序角增量输出值 图6为经过本专利技术限幅处理的迭代偏航程序角增量输出值Δψcx。 具体实施例方式 以5周期滚动累加为例，具体阐述本专利技术的减少姿态扰动的过程。 1、采集数据 通过飞行器惯性测量设备的加速度表测得第j个采样周期内飞行器体坐标系O1X1Y1Z1下正负通道的脉冲值，Px+j，Px-j，Py+j，Py-j，Pz+j，Pz-j，其中X1从飞行器质心指向头部方向为正向，Y1与X1垂直，在其纵向对称面内从飞行器质心指向上方为正向，Z1与纵向对称面X1O1Y1垂直，从飞行器质心指向右为正向，O1为飞行器质心，j是自然数。 2、计算视速度增量δwx1j、δwy1j、δwz1j 根据公式组(1)计算得到飞行器体坐标系O1X1Y本文档来自技高网...

【技术保护点】
迭代制导下减小大姿态扰动的控制方法，其特征在于通过以下步骤实现：第一步，通过飞行器惯性测量设备的加速度表测得第ｊ个采样周期内飞行器体坐标系Ｏ↓［１］Ｘ↓［１］Ｙ↓［１］Ｚ↓［１］下正负通道的脉冲值，Ｐ↓［ｘ↑［＋］］↑［ｊ］，Ｐ↓［ｘ↑［－］］↑［ｊ］，Ｐ↓［ｙ↑［＋］］↑［ｊ］，Ｐ↓［ｙ↑［－］］↑［ｊ］，Ｐ↓［ｚ↑［＋］］↑［ｊ］，Ｐ↓［ｚ↑［－］］↑［ｊ］，其中Ｘ↓［１］轴从飞行器质心指向头部方向为正向，Ｙ↓［１］轴与Ｘ↓［１］轴垂直，在其纵向对称面Ｘ↓［１］Ｏ↓［１］为飞行器第ｉ个飞行阶段的等效比冲，ｎ＝ｊ－Ｎ；第六步，将第五步得到的平滑后的第ｎ个采样周期飞行器总质量的完全燃烧时间τ↓［ｉ］↑［ｎ］利用飞行器迭代制导公式，得到平滑后的第ｎ个采样周期迭代程序角φ↓［ｃｘ］↑［ｎ］、ψ↓［ｃｘ］↑［ｎ］，其中φ↓［ｃｘ］↑［ｎ］是第ｎ个采样周期的迭代俯仰程序角输出值，ψ↓［ｃｘ］↑［ｎ］是第ｎ个采样周期的迭代偏航程序角输出值；第七步，通过公式组（４）计算当前时刻的迭代程序角增量Δφ↓［ｃｘ］、Δψ↓［ｃｘ］，Δφ↓［ｃｘ］＝φ↓［ｃｘ］↑［ｎ］－φ↓［ｃｘ］↑［ｎ－１］Δψ↓［ｃｘ］＝ψ↓［ｃｘ］↑［ｎ］－ψ↓［ｃｘ］↑［ｎ－１］；（４）其中，φ↓［ｃｘ］↑［ｎ－１］、ψ↓［ｃｘ］↑［ｎ－１］是第ｎ－１个采样周期的迭代俯仰程序角、偏航程序角输出值；第八步，将第七步得到的当前时刻的迭代程序角增量Δφ↓［ｃｘ］、Δψ↓［ｃｘ］的绝对值与预设的角增量限幅值Δφ↓［ｍａｘ］、Δψ↓［ｍａｘ］进行比较，Δφ↓［ｍａｘ］、Δψ↓［ｍａｘ］为正值，当｜Δφ↓［ｃｘ］｜≤Δφ↓［ｍａｘ］、｜Δψ↓［ｃｘ］｜≤Δψ↓［ｍａｘ］时，直接输出Δφ↓［ｃｘ］、Δψ↓［ｃｘ］作为当前的迭代程序角，当｜Δφ↓［ｃｘ］｜＞Δφ↓［ｍａｘ］、｜Δψ↓［ｃｘ］｜＞Δψ↓［ｍａｘ］时，则进行第九步；第九步，当Δφ↓［ｃｘ］＞Δφ↓［ｍａｘ］时，根据公式φ↓［ｃｘ］（ｔ）＝φ↓［ｃｘ］↑［ｎ－１］＋Δφ↓［ｍａｘ］，输出当前时刻的迭代俯仰程序角φ↓［ｃｘ］（ｔ），当Δφ↓［ｃｘ］＜－Δφ↓［ｍａｘ］时，根据公式φ↓［ｃｘ］（ｔ）＝φ↓［ｃｘ］↑［ｎ－１］－Δφ↓［ｍａｘ］，输出当前时刻的迭代俯仰程序角φ↓［ｃｘ］（ｔ）；当Δψ↓［ｃｘ］＞Δψ↓［ｍａｘ］时，根据公式ψ↓［ｃｘ］（ｔ）＝ψ↓［ｃｘ］↑［ｎ－１］＋Δψ↓［ｍａｘ］，输出当前时刻的迭...

【技术特征摘要】
1.迭代制导下减小大姿态扰动的控制方法，其特征在于通过以下步骤实现第一步，通过飞行器惯性测量设备的加速度表测得第j个采样周期内飞行器体坐标系O1X1Y1Z1下正负通道的脉冲值，Px+j，Px-j，Py+j，Py-j，Pz+j，Pz-j，其中X1轴从飞行器质心指向头部方向为正向，Y1轴与X1轴垂直，在其纵向对称面X1O1Y1内从飞行器质心指向上方为正向，Z1轴与纵向对称面X1O1Y1垂直，从飞行器质心指向右为正向，O1为飞行器质心，j是自然数；第二步，根据公式组(1)计算得到飞行器体坐标系O1X1Y1Z1下X1、Y1和Z1三个方向的第j个采样周期内，飞行器惯性测量设备的加速度表采样周期Δt的视速度增量δwx1j、δwy1j、δwz1j，其中，Kx+、Kx-、Ky+、Ky-、Kz+、Kz-是加速度表标定得到的当量系数，K0x、K0y、K0z是加速度表的零次项系数；第三步，当j＜N时，计算其中为第1采样周期内到第j个采样周期δwx1j、δwy1j、δwz1j的滚动累加值，N为滚动周期数，当j≥N时继续第四步；第四步，通过公式(2)计算，得到平滑后的轴向视加速度其中，Δtp一个滚动周期时间；第五步，利用第四步得到的轴向视加速度根据公式(3)得到平滑后第n个采样周期飞行器总质量的完全燃烧时间τin，其中，i代表飞行器不同飞行阶段，Ui为飞行器第i个飞行阶段的等效比冲，n＝j-N；第六步，...

【专利技术属性】
技术研发人员：巩庆海，吕新广，李新明，冯昊，刘茜筠，肖利红，宋征宇，孙友，王丹晔，
申请(专利权)人：北京航天自动控制研究所，
类型：发明
国别省市：11[中国|北京]