[發明專利]一種采用角加速度提供阻尼的飛行器過載回路設計方法

有效

• 申請號: 201911360943.4
• 申請日: 2019-12-25
• 公開（公告）號: CN111142371B
• 公開（公告）日: 2023-04-07
• 發明（設計）人: 馬培蓓;寇昆湖;紀軍;孟蕾;孫永芹;王玲玲
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍海軍航空大學
• 主分類號: G05B11/42
• 分類號: G05B11/42
• 代理公司: 北京麥匯智云知識產權代理有限公司 11754
• 代理人: 李曉楠

本發明是關于一種采用角加速度提供阻尼的飛行器過載回路設計方法，屬于飛行器控制技術領域，其特點在于采用角加速度計測量飛行器的偏航角加速度為過載外回路提供阻尼，再采用加速度計測量飛行器的線加速度得到側向過載，并與期望過載指令相比較，得到過載誤差信號。對過載誤差信號進行兩次積分組成過載誤差綜合積分信號以消除過載指令與姿態指令之間的轉換靜差問題。再引入飛行器姿態角加速度信號的非線性變換信號、偏航角速率的比例信號以及飛行器角速度信號的二次非線性變換信號組成過載回路的阻尼信號，輸出給姿態穩定回路，即可實現過載跟蹤的控制目標。該方法解決了傳統過載控制的靜差問題與阻尼不足問題。

技術領域

本發明屬于飛行器控制領域，尤其涉及飛行器姿態穩定與過載穩定的控制系統設計方法，主要是采用線加速度計與角加速度計為測量元器件測量飛行器的過載與姿態角加速度，從而提供阻尼增大飛行器系統的穩定性。

背景技術

盡管目前飛行器大多數都采用傳統的姿態控制體制，但在末端無人飛行器的制導上，尤其是采用比例導引的無人飛行器上，采用過載控制和比例導引匹配更為方便。同時，針對防空攔截的無人飛行器來說，為了增大其機動性而加大攔截概率，也大多采用了過載控制。但過載控制也分為兩大類，一類是直接采用過載與角加速度測量的直接過載控制體制，另一類是采用過載回路包含傳統姿態穩定回路的體制。后者比較保守，但具有傳統姿態控制穩定裕度較大的優點。本發明屬于后者，但在過載回路的設計上，引入了角加速度的測量，大大增加了系統的阻尼，從而消除了引入積分器而增加的系統震蕩。而由于第二種體制采用過載回路包含姿態回路設計時，由過載到姿態角的轉換，必然存在積分甚至二次積分，因此如何為系統引入阻尼成為工程設計者最為關心的關鍵技術。而本發明采用角加速度測量的方法，不僅在理論上具有很好的創新性，而且在工程上，效果也非常顯著，故有很高的工程應用價值。

需要說明的是，在上述背景技術部分公開的信息僅用于加強對本發明的背景的理解，因此可以包括不構成對本領域普通技術人員已知的現有技術的信息。

發明內容

本發明的目的在于提供一種采用角加速度提供阻尼的飛行器過載回路設計方法，進而至少在一定程度上克服由于相關技術的限制和缺陷而導致的傳統過載控制方法存在過載靜差或系統阻尼不足的問題。

本發明提供了一種采用角加速度提供阻尼的飛行器過載回路設計方法，包括以下步驟：

步驟S10：安裝線加速度計于飛行器器體上測量飛行器的側向過載，并與過載指令進行比較，形成過載誤差信號；

步驟S20：針對所述的過載誤差信號進行積分運算，得到過載誤差積分信號；

步驟S30：安裝角加速度計測量飛行器的角加速度信號，并進行非線性變換，得到飛行器的角加速度非線性變換信號；

步驟S40：針對所述的角加速度非線性變換信號與角速度信號，進行線性組合后再進行積分運算，得到角加速度非線性積分信號；

步驟S50：針對所述的角加速度信號與角加速度非線性信號，進行二次非線性變換，得到角加速度二次非線性變換信號；

步驟S60：針對所述的過載誤差積分信號，進行二次積分運算，得到過載誤差雙積分信號；

步驟S70：針對所述的過載誤差信號、過載誤差積分信號，過載誤差雙積分信號、角加速度信號、角加速度非線性變換信號、角加速度非線性積分信號、角加速度二次非線性變換信號進行線性組合與疊加，得到綜合信號；

步驟S80：針對所述的綜合信號，設計飛行器姿態穩定回路，實現飛行器偏航角對綜合信號的穩定跟蹤；

步驟S90：調試姿態穩定回路參數，實現飛行器偏航角對綜合信號的穩定跟蹤；在此基礎上，再調節過載控制回路參數，使得飛行器側向過載能夠穩定跟蹤側向過載指令，從而完成設計任務與控制目標。