[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

本發明是關于一種以過載與角速度為外回路的飛行器過載跟蹤方法，屬于飛行器控制技術領域。其特點在于采用加速度計測量飛行器實際過載，與過載指令比較得到過載誤差，同時以陀螺儀測量偏航角速率，并進行非線性變換，作為過載外回路的兩路阻尼信號；然后以過載誤差的積分與非線性積分信號提供兩路積分信號。最終綜合比例信號，兩路積分信號以及兩路微分信號構成過載誤差外環信號。再對外環信號進行積分與非線性積分、疊加偏航角速率信號，構成過載內環指令驅動飛行器的姿態穩定回路，從而實現側向過載指令跟蹤的控制目標。該方法可以在保留傳統姿態回路的基礎上實現過載控制。

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陀螺儀為測量元器件實現飛行器的姿態與過載穩定和控制。

背景技術

飛行器控制系統的設計方法目前主要有過載穩定跟蹤和姿態穩定跟蹤為主的兩類方法，前者稱為過載控制，多用于強調機動性的無人飛行器，而后者稱為姿態控制，具有很好的穩定裕度和可靠性，故廣泛應用于大部分無人與有人飛行器中。而傳統的過載控制一般不測量飛行器姿態角，僅測量過載與角速度，而本發明則提出一種綜合了過載與姿態控制的復合控制方法，在外回路采用角速度提供阻尼信號，而匹配過載誤差以及誤差的多重積分信號，最終得到綜合信號驅動飛行器的姿態穩定跟蹤回路。從過載回路到姿態回路的信號過渡中，又不可避免的使用積分器，否則必然存在過載跟蹤誤差。因此飛行器角速度信號既應用于過載回路的設計中，也用于姿態穩定跟蹤回路中，主要作用都是提供阻尼信號，以抵消回路中大量的積分器所帶來的不良影響。最終本發明的案例實施也表明了本發明所提供的采用角速率信號及其非線性變換信號兩路信號提供的阻尼信號，能夠有效地抵消積分器帶來的動態性能惡化，從而表明本發明所提供的過載控制方法不僅在理論上具有創新，而且在工程上有很高的應用價值。

需要說明的是，在上述背景技術部分發明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以過載與角速度為外回路的飛行器過載跟蹤方法，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無法在保留傳統姿態體制的基礎上實現過載控制的問題。

本發明提供了一種以過載與角速度為外回路的飛行器過載跟蹤方法，包括以下步驟：

步驟S10：在飛行器上安裝線加速度即與速率陀螺儀，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；

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

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；

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；最后疊加偏航角速率，得到內環綜合信號；

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，在疊加偏航角速率信號，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。

在本發明的一種示例實施例中，根據所述過載誤差信號進行積分與非線性積分運算得到兩路過載誤差積分信號包括：

s₁＝∫e₁dt；