一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法与流程

本发明属于飞行器控制领域，尤其涉及飞行器姿态稳定与过载稳定的控制系统设计方法，主要是采用线加速度计与陀螺仪为测量元器件实现飞行器的姿态与过载稳定和控制。

背景技术：

飞行器控制系统的设计方法目前主要有过载稳定跟踪和姿态稳定跟踪为主的两类方法，前者称为过载控制，多用于强调机动性的无人飞行器，而后者称为姿态控制，具有很好的稳定裕度和可靠性，故广泛应用于大部分无人与有人飞行器中。而传统的过载控制一般不测量飞行器姿态角，仅测量过载与角速度，而本发明则提出一种综合了过载与姿态控制的复合控制方法，在外回路采用角速度提供阻尼信号，而匹配过载误差以及误差的多重积分信号，最终得到综合信号驱动飞行器的姿态稳定跟踪回路。从过载回路到姿态回路的信号过渡中，又不可避免的使用积分器，否则必然存在过载跟踪误差。因此飞行器角速度信号既应用于过载回路的设计中，也用于姿态稳定跟踪回路中，主要作用都是提供阻尼信号，以抵消回路中大量的积分器所带来的不良影响。最终本发明的案例实施也表明了本发明所提供的采用角速率信号及其非线性变换信号两路信号提供的阻尼信号，能够有效地抵消积分器带来的动态性能恶化，从而表明本发明所提供的过载控制方法不仅在理论上具有创新，而且在工程上有很高的应用价值。

需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的无法在保留传统姿态体制的基础上实现过载控制的问题。

本发明提供了一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法，包括以下步骤：

步骤s10：在飞行器上安装线加速度即与速率陀螺仪，分别测量飞行器的侧向过载与偏航角速度，并将侧向过载的测量值与飞行器侧向过载指令进行对比得到过载误差信号；

步骤s20：根据所述的过载误差信号进行积分运算，得到过载误差积分信号，再根据过载误差信号进行非线性积分运算，得到过载误差非线性积分信号；

步骤s30：根据所述的偏航角速率信号，进行非线性变换，得到偏航角速率的非线性变换信号，并与偏航角速率信号进行叠加，得到两路阻尼信号的阻尼叠加信号；

步骤s40：根据所述的过载误差信号，过载误差积分信号，过载误差非线性积分信号，阻尼叠加信号进行信号综合，得到过载外环信号；

步骤s50：针对所述的过载外环信号，进行积分运算，得到内环积分信号；再针对过载外环信号，进行非线性积分运算，得到内环非线性积分信号；最后叠加偏航角速率，得到内环综合信号；

步骤s60：采用陀螺仪测量飞行器的偏航角，并与内环综合信号相比较得到偏航角误差信号，再对误差信号进行积分运算与非线性积分运算，在叠加偏航角速率信号，得到最终的舵系统输入信号，驱动舵机使得飞行器偏航角跟踪内环综合信号，从而实现飞行器的侧向过载跟踪指令过载信号的控制任务。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述过载误差信号进行积分与非线性积分运算得到两路过载误差积分信号包括：

s1＝∫e1dt；

其中为过载跟踪指令信号，nz为飞行器的侧向过载实际测量值，e1为过载误差信号，s1为过载误差积分信号，s2为过载误差非线性积分信号，dt表示对时间信号进行积分，ωy为速率陀螺仪测量飞行器的偏航角速率，k1,k2,p,q,r,ε1为控制参数。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述速率陀螺仪测量所得到的偏航角速率信号进行非线性变换得到两路阻尼信号并进行叠加得到阻尼叠加信号包括：

ωyz＝k8ωy+k9ωy1；

其中ωy为速率陀螺仪测量所得的偏航角速率信号，k3,m,n,ε2，k8、k9为常值控制参数。ωy1为偏航角速率的非线性变换信号，ωyz为阻尼叠加信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述过载误差信号、过载误差两路积分信号、阻尼叠加信号进行线性叠加得到过载外环信号包括：

nw＝k5e1+k6s1+k7s2+ωyz；

其中k5、k6、k7为控制参数，e1为过载误差信号、s1过载误差积分信号、s2为过载误差非线性积分信号、ωy1阻尼叠加信号，nw为过载外环信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述过载外环信号进行积分与非线性积分运算，并叠加偏航角速率信号得到内环综合信号包括：

sn1＝∫nwdt；

ψ^*＝k11nw+k12sn1+k13sn2+k14ωy；

其中nw为过载外环信号进行积分，sn1为内环积分信号，sn2为内环非线性积分信号，k10,l1,m1,n1,ε3，k11,k12,k13,k14为控制常参数，ωy为偏航角速率信号，ψ^*为内环综合信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述内环综合信号与偏航角进行比较得到误差信号，并设计非线性姿态控制器得到舵系统的输入信号包括：

eψ＝ψ-ψ^*；

se1＝∫eψdt；

其中ψ^*为内环综合信号，ψ为飞行器偏航角信号，se1为偏航角误差信号积分信号，se2为偏航角误差非线性积分信号，ωy为偏航角速率信号，为舵系统输入信号，其中k15、k16、k17、k18与ε4为常值控制参数。

最终，飞行器舵系统按照驱动飞行器的偏航舵，使得飞行器的侧向过载nz跟踪过载跟踪指令信号为从而完成本发明过载控制的控制任务。

本发明一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法，一方面，给出了一种在传统姿态控制体制的基础上，复合过载控制外回路的设计方法，从而使得整个飞行器控制体制无需作大的修改，即可同时实现姿态控制与过载控制，特别有利于飞行器的全程飞行控制。尤其是适合部分飞行器在飞行段采用姿态控制，从而增大系统的可靠性，而在末段由于采用比例导引从而需要切换到过载控制以增加导引精度。

另一方面，引入了过载误差积分与非线性积分的思路得以消除过载控制到姿态控制匹配过程中的过载静差问题；另一方面，又由于采用陀螺仪测量飞行器偏航角速率，并对偏航角速率进行非线性变换生成过载外回路的两路阻尼信号，使得系统的稳定性得到了改善，从而消除了由于引入积分带来的系统稳定裕度不足问题。

因此本发明提供的一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法具有很高的工程实用价值与经济价值，可以广泛应用于军用与民用的有人及无人飞行器飞行控制中。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明提供的一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法的流程图；

图2是本发明例所提供方法的飞行器偏航角速率信号变化曲线(单位：度/秒)；

图3是本发明例所提供方法的飞行器侧向过载信号变化曲线(单位：g)；

图4是本发明例所提供方法的飞行器侧向过载误差信号变化曲线(单位：g)；

图5是本发明例所提供方法的侧向过载误差积分信号变化曲线(无单位)；

图6是本发明例所提供方法的侧向过载误差非线性积分信号变化曲线(无单位)；

图7是本发明例所提供方法的飞行器偏航角速率非线性变换信号变化曲线(单位：度/秒)；

图8是本发明例所提供方法的过载外环信号变化曲线(无单位)；

图9是本发明例所提供方法的内环非线性积分信号变化曲线(无单位)；

图10是本发明例所提供方法的综合信号曲线(无单位)；

图11是本发明例所提供方法的偏航角误差信号变化曲线(单位：度)；

图12是本发明例所提供方法的偏航角误差非线性积分信号变化曲线(无单位)；

图13是本发明例所提供方法的舵系统输入信号变化曲线(单位：度)；

图14是本发明例所提供方法的偏航角信号变化曲线(单位：度)；

图15是本发明例所提供方法的飞行器侧滑角信号变化曲线(单位：度)；

图16是本发明例所提供方法的飞行器偏航舵偏角信号变化曲线(单位：度)。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本发明将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本发明的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本发明的技术方案而省略所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知技术方案以避免喧宾夺主而使得本发明的各方面变得模糊。

本发明一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法，通过安装加速度计测量飞行器过载，并与飞行器过载指令比较得到过载误差，同时以陀螺仪测量飞行器偏航角速率，并对偏航角速率进行非线性变换，作为过载外回路的两路阻尼信号，然后以过载误差的积分与非线性积分信号提供过载误差的两路积分信号，最终以一路比例信号，两路积分信号以及两路微分信号综合构成过载误差外环信号。再对外环信号进行积分与非线性积分、并叠加偏航角速率信号，最终构成过载内环指令，驱动飞行器的姿态稳定回路，实现飞行器的偏航角跟踪过载内环指令，从而实现飞行器侧向过载跟踪过载指令的飞行器控制目标。

值得说明的是，本发明所提出的过载控制方法和一般传统的纯过载控制的不同之处在于，通过外过载回路设计了指令驱动内部姿态稳定回路，同时又保留了传统姿态稳定回路，由姿态稳定回路跟踪外过载回路的指令。本发明区别于一般过载控制方法的特点在于采用了非线性积分等手段消除了由过载回路转向姿态稳定回路的过载静差问题，而又引入了飞行器的角速率信号及其非线性变换信号，提供过载回路的阻尼，从而消除由于积分器的引入而引起的动态性能恶化问题。因此本发明不仅在理论上有较好的创新性，而且在工程上具有很高的应用价值。

以下，将结合附图对本发明实例实施例中提及的一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法进行解释以及说明。参考图1所示，该以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法可以包括以下步骤：

步骤s10：在飞行器上安装线加速度即与速率陀螺仪，分别测量飞行器的侧向过载与偏航角速度，并将侧向过载的测量值与飞行器侧向过载指令进行对比得到过载误差信号。

首先在飞行器上安装线加速度计与速率陀螺仪。其次，采用加速度计，测量飞行器的侧向过载，记作nz。再次速率陀螺仪测量飞行器的偏航角速率，记作ωy。

最后，设置过载跟踪指令信号为与飞行器的实际侧向过载测量值nz进行比较得到过载误差信号，定义为e1，其比较方式为：

步骤s20：根据所述的过载误差信号进行积分运算，得到过载误差积分信号，再根据过载误差信号进行非线性积分运算，得到过载误差非线性积分信号。

具体的，首先，针对所述过载误差信号，进行积分运算，求取过载误差积分信号，记作s1，其积分计算方式为：

s1＝∫e1dt；

其中dt表示对时间信号进行积分，e1为过载误差信号。

然后，对所述过载误差信号进行非线性积分运算，得到过载误差积分信号，记作s2，其计算方式如下：

其中e1为过载误差信号，ωy为速率陀螺仪测量飞行器的偏航角速率，k1,k2,p,q,r,ε1为控制参数，详细设计见后文案例实施。

步骤s30：根据所述的偏航角速率信号，进行非线性变换，得到偏航角速率的非线性变换信号，并与偏航角速率信号进行叠加，得到两路阻尼信号的阻尼叠加信号；

首先，针对速率陀螺仪测量所得到的偏航角速率信号ωy，进行偏航角速率的非线性变换，变换后的信号记作ωy1，其变换方式如下：

其中k3,m,n,ε2为控制参数，其详细设计见后文案例实施。

然后，对两路角速率信号组成的阻尼信号进行叠加，得到阻尼叠加信号，记为ωyz，其叠加方式为：

ωyz＝k8ωy+k9ωy1；

其中k8、k9为控制参数，其详细选取见后文案例实施。

步骤s40：根据所述的过载误差信号，过载误差积分信号，过载误差非线性积分信号，阻尼叠加信号进行信号综合，得到过载外环信号；

对上述过载误差信号e1、过载误差积分信号s1、过载误差非线性积分信号s2、阻尼叠加信号ωy1四类信号进行线性叠加，得到的信号称为过载外环信号，记作nw，其叠加方法如下式所示：

nw＝k5e1+k6s1+k7s2+ωyz；

其中k5、k6、k7为控制参数，其详细选取见后文案例实施。

步骤s50：针对所述的过载外环信号，进行积分运算，得到内环积分信号；再针对过载外环信号，进行非线性积分运算，得到内环非线性积分信号；最后叠加偏航角速率，得到内环综合信号。

首先，对过载外环信号nw进行积分，得到内环积分信号，记作sn1，其积分运算如下式所示：

sn1＝∫nwdt；

进一步，对过载外环信号nw进行非线性积分，得到内环非线性积分信号，记作sn2，其非线性积分运算按照如下式进行：

其中k10,l1,m1,n1,ε3为控制参数，其详细设计见后文案例实施。

最后，对上述过载外环信号nw、内环积分信号sn1、内环非线性积分信号sn2与偏航角速率信号ωy进行线性叠加，得到的内环综合信号，记作ψ^*，其计算按照如下公式进行：

ψ^*＝k11nw+k12sn1+k13sn2+k14ωy；

其中k11,k12,k13,k14为控制参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤s60：采用陀螺仪测量飞行器的偏航角，并与内环综合信号相比较得到偏航角误差信号，再对误差信号进行积分运算与非线性积分运算，在叠加偏航角速率信号，得到最终的舵系统输入信号，驱动舵机使得飞行器偏航角跟踪内环综合信号，从而实现飞行器的侧向过载跟踪指令过载信号的控制任务。

具体的，首先采用陀螺仪测量飞行器的偏航角，记作ψ。采用上一步得到的内环综合信号ψ^*作为飞行器偏航角ψ的期望信号，进行比较得到偏航角误差信号，记作eψ。其比较按照如下公式进行：eψ＝ψ-ψ^*。

进一步的，对偏航角误差信号进行积分运算，记作se1，其计算按照如下公式进行：

se1＝∫eψdt；

再对偏航角误差信号进行非线性积分，得到偏航角误差非线性积分信号，记作se2，其计算按照如下公式进行：

其中ε4为控制参数，其详细选取见后文案例实施。

最后，对上述偏航角误差信号eψ、偏航角误差积分信号se1、偏航角误差非线性积分信号se2与偏航角速率信号进行叠加ωy，得到最终的舵系统输入信号，记作其计算按照如下公式进行：

其中k15,k16,k17,k18为控制参数，其详细设计见后文案例实施。

然后舵系统按照驱动飞行器的偏航舵，使得飞行器的侧向过载nz跟踪过载跟踪指令信号为从而完成本发明过载控制的控制任务。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

不失一般性，设置首先过载跟踪指令信号为常值信号，取为本案例中采用的是飞行器的三通道六自由度的非线性模型，模型非常接近真实飞行器，故发动机部分在初始段具有加速过程。为了避免发动机加速对控制效果的影响，而且本案例旨在说明本发明所提供方法的正确性，故过载跟踪指令信号在发动机加速开始3s后进行，因为3s后速度变化趋于平稳，对控制系统的影响可以忽略不计。

在步骤一中采用速率陀螺仪测量飞行器的偏航角速率，其曲线如图2所示；采用加速度计，测量飞行器的侧向过载，其曲线如图3所示；按照本发明所提供方法得到的过载误差信号如图4所示。

在步骤二中进行积分运算得到过载误差积分信号如图5所示；选取k1＝0.2,k2＝0.2,p＝0.5,q＝1/3,r＝0.5,ε1＝0.5，得到的过载误差非线性积分信号如图6所示。

在步骤三种选取k3＝0.2,m＝1,n＝1,ε2＝0.2，得到的偏航角速率的非线性变换信号如图7所示。

在步骤四中选取其中k5＝-4、k6＝-24、k7＝-5、k8＝-3、k9＝-2，得到的过载外环信号如图8所示。

在步骤五中进行基于角速度的过载内环指令设计，选取k10＝0.1，l1＝1/3，m1＝1,n1＝1,ε3＝2，得到内环非线性积分信号如图9所示；选取k11＝1,k12＝1,k13＝1,k14＝-80得到最终的综合信号如图10所示。

在步骤六中进行姿态稳定跟踪设计，选取ε4＝0.5得到的偏航角误差信号与偏航角误差非线性积分信号分别如图11与图12所示；选取k15＝0.8,k16＝0.2,k17＝0.2,k18＝0.2得到的舵系统输入信号如图13所示。最终可以看到飞行器的偏航角信号如图14所示；飞行器的偏航通道侧滑角如图15所示；飞行器的偏航舵偏曲线如图16所示。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里发明的发明后，将容易想到本发明的其他实施例。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未发明的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由权利要求指出。