[發(fā)明專利]一種采用非最小相位校正器的無人飛行器傾斜轉(zhuǎn)彎方法

有效

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• 申請日: 2020-09-08
• 公開（公告）號: CN112034886B
• 公開（公告）日: 2022-06-28
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 李恒;雷軍委;肖支才;梁勇;王玲玲;閆實
• 申請（專利權(quán)）人: 中國人民解放軍海軍航空大學(xué)
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10
• 代理公司: 北京麥匯智云知識產(chǎn)權(quán)代理有限公司 11754
• 代理人: 曹治麗

本發(fā)明是關(guān)于一種采用非最小相位校正器的無人飛行器傾斜轉(zhuǎn)彎方法。其首先根據(jù)飛行任務(wù)設(shè)置側(cè)向運動的期望質(zhì)心位置信號，并通過安裝GINS100型MEMS傳感器，測量飛行器的滾轉(zhuǎn)角與側(cè)向加速度，并通過積分得到側(cè)向速度與位置信號。然后通過位置誤差信號與積分信號以及速度信號疊加得到位置綜合信號，再設(shè)計非最小相位校正器得到滾轉(zhuǎn)角期望信號，與滾轉(zhuǎn)角測量信號進行對比得到滾轉(zhuǎn)角誤差信號，再進行非線性積分與濾波微分的解算，形成滾轉(zhuǎn)通道的綜合控制信號，在偏航通道無控狀態(tài)下，實現(xiàn)無人飛行器的傾斜轉(zhuǎn)彎。該方法的優(yōu)點在于消除了側(cè)向運動的非最小相位反向運動特性，使得轉(zhuǎn)彎具有很好的動態(tài)性能。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及無人飛行器飛行質(zhì)心控制領(lǐng)域，具體而言，涉及一種采用非最小相位校正器的無人飛行器傾斜轉(zhuǎn)彎方法。

背景技術(shù)

飛行器的側(cè)向質(zhì)心控制，無論是有人飛行器，如飛機、戰(zhàn)斗機，還是無人飛行器，目前廣為采用的是側(cè)滑轉(zhuǎn)彎和傾斜轉(zhuǎn)彎兩種方式。側(cè)滑轉(zhuǎn)彎通過偏航通道的控制來實現(xiàn)，滾轉(zhuǎn)通道基本無控制，保持穩(wěn)定即可。而傾斜轉(zhuǎn)彎通過控制滾轉(zhuǎn)通道的滾轉(zhuǎn)角，同時偏航通道無控自由飛行，即可實現(xiàn)轉(zhuǎn)彎。兩種技術(shù)比較起來，側(cè)滑轉(zhuǎn)彎穩(wěn)定性更好但機動性不足，而傾斜轉(zhuǎn)彎則快速性好而穩(wěn)定性不如側(cè)滑轉(zhuǎn)彎。但有的無人飛行器具有較為明顯的非最小相位特性，即在轉(zhuǎn)彎的初始段具有下沉的反向運動特性，此時采用常規(guī)PID控制方法，具有明顯的滯后性，基于上述背景，本發(fā)明提供了一種采用非最小相位校正器的方法來實現(xiàn)無人飛行器的傾斜轉(zhuǎn)彎，具有較好的工程實用價值。

需要說明的是，在上述背景技術(shù)部分發(fā)明的信息僅用于加強對本發(fā)明的背景的理解，因此可以包括不構(gòu)成對本領(lǐng)域普通技術(shù)人員已知的現(xiàn)有技術(shù)的信息。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的在于提供一種采用非最小相位校正器的無人飛行器傾斜轉(zhuǎn)彎方法，進而至少在一定程度上克服由于相關(guān)技術(shù)的限制和缺陷而導(dǎo)致的無人飛行器傾斜轉(zhuǎn)彎初始段反向運動的問題。

根據(jù)本發(fā)明的一個方面，提供一種采用非最小相位校正器的無人飛行器傾斜轉(zhuǎn)彎方法，包括以下步驟：

步驟S10，在無人飛行器上安裝GINS100型MEMS傳感器，測量飛行器的滾轉(zhuǎn)角與側(cè)向加速度；

步驟S20，根據(jù)GINS100型MEMS傳感器測量得到的側(cè)向加速度信號，進行側(cè)向線性積分與非線性積分，得到側(cè)向速度信號與側(cè)向速度非線性信號；再對側(cè)向速度信號進行積分，得到側(cè)向位置信號，并與側(cè)向位置指令信號進行對比，得到側(cè)向位置誤差信號；

步驟S30，根據(jù)所述的側(cè)向位置誤差信號，進行線性積分與非線性積分，得到誤差非線性信號與誤差線性信號；

步驟S40，根據(jù)所述的側(cè)向誤差信號、側(cè)向誤差信號的線性積分信號、側(cè)向誤差信號的非線性積分信號以及側(cè)向速度信號與側(cè)向速度非線性信號v_z2進行組合，得到位置綜合信號；

步驟S50，根據(jù)所述的位置綜合信號，設(shè)計非最小相位校正器，得到非最小相位超前校正信號，然后與位置綜合信號進行疊加，得到滾轉(zhuǎn)角期望信號；

步驟S60，根據(jù)GINS100型MEMS傳感器對無人飛行器測量得到的滾轉(zhuǎn)角，與所述的滾轉(zhuǎn)角期望信號進行比較，得到滾轉(zhuǎn)角誤差信號，并進行積分，得到滾轉(zhuǎn)角誤差積分信號；

步驟S70，根據(jù)GINS100型MEMS傳感器對無人飛行器測量得到的滾轉(zhuǎn)角，設(shè)計濾波微分器，得到飛行器滾轉(zhuǎn)角濾波微分信號；

步驟S80，根據(jù)所述的無人飛行器滾轉(zhuǎn)角濾波微分信號，疊加滾轉(zhuǎn)角誤差信號與滾轉(zhuǎn)角誤差積分信號以及滾轉(zhuǎn)角誤差非線性積分信號，形成無人飛行器滾轉(zhuǎn)通道控制信號，輸送給滾轉(zhuǎn)舵系統(tǒng)，即可實現(xiàn)無人飛行器的滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)彎的側(cè)向位置控制。