[發(fā)明專利]一種測量側(cè)向過載的飛行器反演干擾觀測轉(zhuǎn)彎控制方法

有效

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• 申請日: 2020-10-21
• 公開（公告）號: CN112197768B
• 公開（公告）日: 2022-10-11
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 梁勇;李靜;雷軍委;梁國強(qiáng);王瑞奇;李恒
• 申請（專利權(quán)）人: 中國人民解放軍海軍航空大學(xué);中國人民解放軍海軍工程大學(xué)
• 主分類號: G01C21/16
• 分類號: G01C21/16;G01C21/20;G05D1/08;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)于一種測量側(cè)向過載的飛行器反演干擾觀測轉(zhuǎn)彎控制方法。其通過安裝GI550MEMS組合慣導(dǎo)系統(tǒng)測量飛行器的側(cè)向加速度與偏航角，然后進(jìn)行二次積分得到位置信號，再與側(cè)向期望位置信號對比得到側(cè)向位置誤差信號，再通過構(gòu)建飛行器位置與姿態(tài)角度干擾觀測器對飛行器的位置干擾以及角度干擾進(jìn)行自適應(yīng)估計(jì)，然后通過設(shè)計(jì)非線性微分器，分別對位置誤差信號、角度誤差信號、期望位置信號與期望角度信號進(jìn)行微分信號的解算，實(shí)現(xiàn)了從期望偏航角驅(qū)動飛行器側(cè)向位置變化的反演干擾觀測轉(zhuǎn)彎控制。該方法的優(yōu)點(diǎn)在于使用了反演與自適應(yīng)和觀測器相結(jié)合的方式，使得飛行器位置控制精度高，抗干擾能力強(qiáng)。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛行器穩(wěn)定與轉(zhuǎn)彎控制領(lǐng)域，具體而言，涉及一種測量側(cè)向過載的飛行器反演干擾觀測轉(zhuǎn)彎控制方法。

背景技術(shù)

飛行器的側(cè)向質(zhì)心穩(wěn)定控制一般有姿態(tài)PID與位置PID雙環(huán)控制來實(shí)現(xiàn)，或者采樣BTT方式，有滾轉(zhuǎn)角來驅(qū)動飛行器的側(cè)滑轉(zhuǎn)彎。常規(guī)的位置與角度內(nèi)外環(huán)雙PID或者雙PD控制模式，是目前常用的方式。但由于飛行器系統(tǒng)的參數(shù)不確定性，以及建模的不精確性，因此PID控制的魯棒性以及控制抗干擾能力往往不足，其體限制內(nèi)換姿態(tài)角的抗干擾能力較強(qiáng)，而外環(huán)的位置抗干擾能力不足，其主要是由于位置的長周期運(yùn)動特點(diǎn)所導(dǎo)致的。基于上述背景原因，本發(fā)明提出了一種采用反演與干擾觀測器相結(jié)合的方法，分別對位置與角度兩層內(nèi)外環(huán)進(jìn)行反演層層倒推的設(shè)計(jì)方法，并通過非線性微分來提供系統(tǒng)阻尼，通過自適應(yīng)觀測估計(jì)規(guī)律來提高系統(tǒng)的抗干擾能力，有效地提高了飛行器位置控制的精度與抗干擾能力，從而具有很高的工程價(jià)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(qiáng)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測量側(cè)向過載的飛行器反演干擾觀測轉(zhuǎn)彎控制方法，進(jìn)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)致的控制精度與抗干擾能力不足的問題。

根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，提供一種測量側(cè)向過載的飛行器反演干擾觀測轉(zhuǎn)彎控制方法，包括以下步驟：

步驟S10，在飛行器上安裝GI550MEMS組合慣導(dǎo)系統(tǒng)，測量飛行器的側(cè)向加速度與偏航角，并通過積分得到側(cè)向速度，由側(cè)向速度進(jìn)行二次積分，得到側(cè)向位置信號，并與指令信號進(jìn)行對比，得到位置誤差信號；

步驟S20，根據(jù)所述的側(cè)向位置誤差信號與側(cè)向位置誤差微分信號以及期望側(cè)向位置信號的導(dǎo)數(shù)與位置干擾估計(jì)信號，構(gòu)建飛行器偏航角期望信號；

步驟S30，根據(jù)所述的偏航角期望值與測量所得的偏航角信號進(jìn)行比較得到偏航角誤差信號，然后設(shè)計(jì)非線性微分器，得到偏航角期望值導(dǎo)數(shù)信號；

步驟S40，根據(jù)所述的偏航角信號、側(cè)向位置期望信號的導(dǎo)數(shù)、偏航角期望值導(dǎo)數(shù)信號與偏航舵偏角信號，構(gòu)建飛行器位置干擾與角度干擾觀測器，得到位置干擾與角度干擾觀測信號；

步驟S50，根據(jù)所述的偏航角誤差信號，設(shè)計(jì)非線性微分器，得到偏航角誤差微分信號，然后根據(jù)角度干擾觀測信號、以及偏航角誤差微分信號、偏航角期望值導(dǎo)數(shù)信號進(jìn)行疊加，得到偏航通道控制信號，然后輸送給偏航舵系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)飛行器對期望側(cè)向位置指令信號的跟蹤。

在本發(fā)明的一種示例實(shí)施例中，在飛行器上安裝GI550MEMS組合慣導(dǎo)系統(tǒng)測量飛行器的側(cè)向加速度與偏航角，并通過積分得到側(cè)向速度，由側(cè)向速度進(jìn)行二次積分，得到側(cè)向位置信號并與指令信號進(jìn)行對比，得到位置誤差信號包括：

v_z＝∫a_zdt；

z＝∫v_zdt；

e_z＝z-z^d；