[發明專利]動態逆控制中基于加計信息解算慢回路控制指令的方法及系統

有效

• 申請號: 201810940326.0
• 申請日: 2018-08-17
• 公開（公告）號: CN109062047B
• 公開（公告）日: 2021-10-01
• 發明（設計）人: 黃盤興;何英姿;楊鳴;郭敏文;陳上上;黃煌
• 申請（專利權）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 胡健男

本發明的動態逆控制中基于加計信息解算慢回路控制指令的方法及系統，獲取飛行器導航系統輸出的導航信息，三軸加計輸出的測量信息，以及制導系統輸出的期望姿態控制指令；對三軸加計輸出的測量信息進行濾波處理；根據導航信息和濾波后的三軸加計測量信息，建立慢回路逆模型；根據飛行器的導航系統輸出的導航信息和制導系統輸出的期望姿態控制指令，生成偽控制指令；最后生成慢回路控制指令，避免了慢回路復雜逆模型的解算及誤差的在線補償，同時可以抵抗除導航系統誤差(含重力計算誤差)以外的干擾，實現了低耗時、高精度的慢回路控制律解算。

技術領域

本發明涉及動態逆控制中慢回路控制指令的解算方法及系統，即一種動態逆控制中基于加計信息解算慢回路控制指令的方法，屬于高超聲速飛行器非線性姿態控制領域。

背景技術

高超聲速飛行器的飛行空域/速域跨度大，動力學特征和模型參數變化劇烈，動力學非線性、耦合性與不確定性強，內外干擾嚴重。傳統基于PID控制律的姿態控制設計采用根軌跡、頻域圖、時域響應曲線等多種手段進行輔助設計，同時為了適應大變化工作范圍和復雜控制模式，需要選取大量的特征點設計控制參數。可見，高超聲速飛行器的控制系統設計面臨著設計任務量大、效率低、耗時長等問題。

動態逆控制律非常適合非線性、強耦合、多變量和參數時變的被控對象，且其設計過程簡潔、設計效率快，是一種潛在的、可有效解決上述高超聲速飛行器姿態控制問題的方法。但該方法依賴于精確的對象模型，不確定因素對其逆誤差影響明顯，導致控制精度下降，設計出的控制系統魯棒性差。

為了提升動態逆控制的抗干擾能力與控制精度，國內外研究中較通用的方法是采用神經網絡對模型逆誤差進行在線補償,以達到高精度構建逆模型的目的。但因飛行器的動力學復雜，現有技術需要引入多層或較多神經元的神經網絡對快/慢回路逆誤差進行在線辨識與補償才可獲得較高的控制精度。因外力計算需要插值計算，標稱逆模型解算本身就較為復雜，逆誤差補償進一步導致控制算法的計算效率低、實時性差，影響工程應用。

目前國內外公開發表的文獻很少關注動態逆控制律的解算效率，尚無文章研究基于加計信息解算慢回路控制指令的技術與方法。

發明內容

本發明解決的技術問題為：克服現有技術的不足，針對吸氣式高超聲速飛行器采用動態逆控制律帶來的求解效率低、算法實時性差問題，提出了一種基于加計信息解算慢回路控制指令的方法及系統，根據慢回路逆模型的動力學特征及加計測量信息代表的模型受力信息，可構建出以加計信息為變量的、具有簡單函數形式的慢回路逆模型，基于該模型實現慢回路控制指令的解算。可以抵抗除導航系統誤差(含重力計算誤差)以外的干擾，可實現高精度的慢回路控制律解算。解算的慢回路模型簡單，不需解算復雜的慢回路標稱逆模型，也不需補償逆誤差，提升了計算效率與實時性，解決了現有方法技術效率低、實時性差的問題。

本發明解決的技術方案為：動態逆控制中基于加計信息解算慢回路控制指令的方法，步驟如下：

(1)獲取飛行器的導航系統輸出的導航信息，三軸加計測量信息，以及制導系統輸出的期望姿態控制指令；

(2)采用一階數字濾波器對步驟(1)三軸加計輸出的測量信息進行濾波處理，得到濾波后的三軸加計測量信息；

(3)根據步驟(1)飛行器的導航系統輸出的導航信息和步驟(2)濾波后的三軸加計測量信息，建立慢回路逆模型；

(4)根據步驟(1)飛行器的導航系統輸出的導航信息和制導系統輸出的期望姿態控制指令，生成偽控制指令；

(5)根據步驟(1)飛行器的導航系統輸出的導航信息，生成控制矩陣；

(6)根據步驟(3)的慢回路逆模型、步驟(4)偽控制指令以及步驟(5)的控制矩陣，生成慢回路控制指令。