[發明專利]一種以過載與角速度為外回路的飛行器過載跟蹤方法

有效

• 申請號: 202010153260.8
• 申請日: 2020-03-06
• 公開（公告）號: CN111309042B
• 公開（公告）日: 2022-05-27
• 發明（設計）人: 雷軍委;馬培蓓;孟蕾;閆石;宮儷銘;王玲玲;晉玉強
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍海軍航空大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 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

1.一種以過載與角速度為外回路的飛行器過載跟蹤方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟S10：在飛行器上安裝線加速度計與速率陀螺儀，分別測量飛行器的側向過載與偏航角速度，并將側向過載的測量值與飛行器側向過載指令進行對比得到過載誤差信號；

步驟S20：根據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，再根據過載誤差信號進行非線性積分運算，得到過載誤差非線性積分信號如下：

s₁＝∫e₁dt；

其中為過載跟蹤指令信號，n_z為飛行器的側向過載實際測量值，e₁為過載誤差信號，s₁為過載誤差積分信號，s₂為過載誤差非線性積分信號，dt表示對時間信號進行積分，ω_y為速率陀螺儀測量飛行器的偏航角速度，k₁,k₂,p,q,r,ε₁為控制參數；

步驟S30：根據所述的偏航角速度信號，進行非線性變換，得到偏航角速度的非線性變換信號，并與偏航角速度信號進行疊加，得到兩路阻尼信號的阻尼疊加信號如下：

ω_yz＝k₈ω_y+k₉ω_y1；

其中ω_y為速率陀螺儀測量所得的偏航角速度信號，k₃,m,n,ε₂，k₈、k₉為常值控制參數；ω_y1為偏航角速度的非線性變換信號，ω_yz為阻尼疊加信號；

步驟S40：根據所述的過載誤差信號，過載誤差積分信號，過載誤差非線性積分信號，阻尼疊加信號進行信號綜合，得到過載外環信號如下：

n_w＝k₅e₁+k₆s₁+k₇s₂+ω_yz；

其中k₅、k₆、k₇為控制參數，e₁為過載誤差信號、s₁過載誤差積分信號、s₂為過載誤差非線性積分信號、ω_yz阻尼疊加信號，n_w為過載外環信號；

步驟S50：針對所述的過載外環信號，進行積分運算，得到內環積分信號；再針對過載外環信號，進行非線性積分運算，得到內環非線性積分信號；最后疊加偏航角速度，得到內環綜合信號如下：

s_n1＝∫n_wdt；

ψ^*＝k₁₁n_w+k₁₂s_n1+k₁₃s_n2+k₁₄ω_y；

其中n_w為過載外環信號，s_n1為內環積分信號，s_n2為內環非線性積分信號，k₁₀,l₁,m₁,n₁,ε₃，k₁₁,k₁₂,k₁₃,k₁₄為控制常參數，ω_y為偏航角速度信號，ψ^*為內環綜合信號；

步驟S60：采用陀螺儀測量飛行器的偏航角，并與內環綜合信號相比較得到偏航角誤差信號，再對誤差信號進行積分運算與非線性積分運算，再疊加偏航角速度信號，得到最終的舵系統輸入信號，驅動舵機使得飛行器偏航角跟蹤內環綜合信號，從而實現飛行器的側向過載跟蹤指令過載信號的控制任務。

2.根據權利要求1所述的一種以過載與角速度為外回路的飛行器過載跟蹤方法，其特征在于，對所述內環綜合信號與偏航角進行比較得到誤差信號，并設計非線性姿態控制器得到舵系統的輸入信號包括：

e_ψ＝ψ-ψ^*；

s_e1＝∫e_ψdt；

其中ψ^*為內環綜合信號，ψ為飛行器偏航角信號，s_e1為偏航角誤差信號積分信號，s_e2為偏航角誤差非線性積分信號，ω_y為偏航角速度信號，為舵系統輸入信號，其中k₁₅、k₁₆、k₁₇、k₁₈與ε₄為常值控制參數；最后飛行器舵系統按照驅動飛行器的偏航舵，使得飛行器的側向過載n_z跟蹤過載跟蹤指令信號為從而完成過載控制的控制任務。