一种基于过载控制的飞行器侧向并行质心控制方法与流程

本发明涉及飞行器稳定与转弯控制领域，具体而言，涉及一种基于过载控制的飞行器侧向并行质心控制方法。

背景技术：

传统的飞行器侧向质心运动，除了非常规的btt方式的侧滑转弯外，一般采用的是以姿态控制为核心的侧滑转弯方式，即以姿态稳定回路为内回路，再由质心误差的pid回路为外回路生成综合信号驱动内回路，其本质上是一种内外环镶嵌的串联方式。当然，对于过载控制体制的某些机动性较强的飞行器，其侧向质心运动也有采用质心误差驱动过载稳定回路的方式，其本质仍然是有位置误差信号生成过载指令信号，再驱动飞行器进行过载指令跟踪与稳定，其本质仍然是串联方式，因此前后级的快慢回路设计时间常数必须拉开几倍差距，导致系统快速性难以提高。基于以上背景原因，本发明提出一种采用过载综合信号与位置综合信号并行控制的方法，不采用过载误差驱动，同时过载综合信号又能提供较好的快速性与阻尼特性，使得整个侧向控制系统具有非常令人满意的动态性能。

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基于过载控制的飞行器侧向并行质心控制方法，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控制精度、快速性与稳定裕度难以同时兼顾的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种基于过载控制的飞行器侧向并行质心控制方法，包括以下步骤：

步骤s10，在飞行器上安装ky-ins300光纤组合导航系统，测量飞行器的侧向加速度、侧向速度、侧向位置，并将侧向位置与期望的侧向指令信号进行对比，得到侧向位置误差信号；

步骤s20，根据所述的过载测量信号，设计滞后校正器，得到过载滞后校正信号，然后对过载信号进行比例放大与积分，分别得到过载比例与积分信号；

步骤s30，根据所述的过载比例信号、过载积分信号以及过载滞后信号，进行线性叠加，得到过载综合信号；

步骤s40，根据所述的侧向位置误差信号，设计非线性超前校正器，得到侧向位置误差超前校正信号，并根据侧向位置误差信号，进行非线性积分，得到侧向位置误差的非线性积分信号；

步骤s50，根据所述的侧向位置误差信号超前校正信号与侧向位置误差积分信号以及侧向位置误差信号，进行非线性叠加，得到位置误差综合信号，再与过载综合信号进行并行叠加，得到最终的偏航通道控制信号，输送给飞行器偏航舵系统，得到飞行器的偏航舵控制信号，实现飞行器的侧向精准位置跟踪。

在本发明的一种示例实施例中，在飞行器上安装ky-ins300光纤组合导航系统，测量飞行器的侧向加速度、侧向速度、侧向位置，并将侧向位置与期望的侧向指令信号进行对比，得到侧向位置误差信号包括：

ez＝z-z^d；

其中az为通过安装的ky-ins300光纤组合导航系统测量测量飞行器的侧向加速度，vz为飞行器侧向速度的测量信号，z为飞行器侧向位置测量信号，z^d为根据飞行器的侧向任务设定侧向期望位置信号，ez为侧向位置误差信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的过载测量信号，设计滞后校正器，得到过载滞后校正信号，然后对过载信号进行比例放大与积分，分别得到过载比例与积分信号包括：

d2＝(nz(n+1)-nz(n))t4；

nz1(n+1)＝nz1(n)+d1t5；

nz2＝k1nz；

nz3＝k2∫nzdt；

其中az为所述的加速度测量信号，nz为侧向过载信号，g为重力加速度信号，取值g＝9.8即可。nz1为过载滞后校正信号，t1、t2、t3、t4、t5、k1、k2为常值参数，其详细设计见后文案例实施。nz2为过载比例信号，nz3为过载积分信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的过载比例信号、过载积分信号以及过载滞后信号，进行线性叠加，得到过载综合信号包括：

unz＝-k3uz1-uz2-uz3；

其中nz2为所述的过载比例信号、nz3为过载积分信号，nz1为过载滞后信号，unz为最终的过载综合信号，k3为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的侧向位置误差信号，设计非线性超前校正器，得到侧向位置误差超前校正信号，并根据侧向位置误差信号，进行非线性积分，得到侧向位置误差的非线性积分信号包括：

d3＝(ez(n)-ez1(n)+t2ad4-f2)/t1a；

d4＝(ez(n+1)-ez(n))t4a；

ez1(n+1)＝ez1(n)+d3t5a；

其中ez为所述的侧向位置误差信号，ez1为侧向位置误差超前校正信号，t1a、t2a、t3a、t4a、t5a、c1、c2为常值参数，其详细设计见后文案例实施。ez2为侧向位置误差非线性积分信号，dt表示对时间信号积分。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的侧向位置误差信号超前校正信号与侧向位置误差积分信号以及侧向位置误差信号，进行非线性叠加，得到位置误差综合信号，再与过载综合信号进行并行叠加，得到最终的偏航通道控制信号包括：

uez＝c3ez+c4ez1+ez2；

u＝unz+uez+c5vz；

其中ez1为侧向位置误差信号超前校正信号，ez为侧向位置误差信号信号，ez2为侧向位置误差积分信号，uez为位置误差综合信号，c3、c4、c5为常值参数，其设计详见后文案例实施。unz为所述的过载综合信号、vz为侧向速度信号，u为最终的偏航通道控制信号。

最后，将所述的偏航通道控制信号输送给飞行器偏航舵系统，滚转通道进行姿态稳定控制，由偏航舵控制飞行器侧向转弯，即可实现飞行器偏航侧向质心的精准跟踪控制。

有益效果

本发明提供的一种采用过载综合信号与位置误差综合信号并行控制来实现飞行器侧向位置精确控制的方法，其优点在于整个方案近需要测量飞行器的侧向过载即可，因此测量简单。本文采用了速度测量与位置测量，是由于惯性组合导航系统能够提供速度与位置信号，但也可采用仅测量过载，再积分得到速度与位置信号的方法。因此整个方案测量设备比较简单，控制方法也比较简单。同时，更为重要的是，采用并行的方法，和传统内外环串行设计的方法有很大的区别与创新性。并行控制的案例标明，过载综合信号不仅能够改善系统的快速性，同时其综合信号含有位置信号的高阶微分，因此又能提供系统所需的阻尼，从而具有很好的稳定作用。再由位置综合信号，提供控制所需的精度。因此该并行设计方案具有非常好的工程实用价值。

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基于过载控制的飞行器侧向并行质心控制方法的流程图；

图2是本发明实施例所提供方法的ky-ins300光纤组合导航系统实物图；

图3是本发明实施例所提供方法的飞行器侧向加速度曲线(单位：米每秒方)；

图4是本发明实施例所提供方法的飞行器侧向速度曲线(单位：米每秒)；

图5是本发明实施例所提供方法的飞行器侧向位置信号曲线(单位：米)；

图6是本发明实施例所提供方法的飞行器侧向位置误差曲线(单位：米)；

图7是本发明实施例所提供方法的飞行器过载积分信号曲线(无单位)；

图8是本发明实施例所提供方法的飞行器过载综合信号曲线(无单位)；

图9是本发明实施例所提供方法的飞行器侧向位置误差超前校正信号曲线(无单位)；

图10是本发明实施例所提供方法的侧向位置误差的非线性积分信号曲线(无单位)；

图11是本发明实施例所提供方法的偏航通道控制信号曲线(无单位)；

图12是本发明实施例所提供方法的偏航舵偏角曲线(单位：度)。

图13是本发明实施例所提供方法的侧滑角信号曲线(单位：度)。

具体实施方式

现在将参考附图基础上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。

本发明提供了一种基于过载控制的飞行器侧向并行质心控制方法，其仅通过测量飞行器的侧向过载，再由侧向过载设计非线性滞后校正网络，与过载比例与积分信号组成过载综合信号，直接输送给偏航舵系统；另一方面由侧向位置误差信号，设计非线性超前校正网络与位置误差非线性积分信号、侧向速度信号进行组合，并行直接输送给偏航舵系统。这样一种以过载与位置误差并行控制的方式，使得飞行器侧向质心稳定控制具有很好的快速性、稳定性与足够的精度。

下面，将结合附图对本发明的一种基于过载控制的飞行器侧向并行质心控制方法进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该一种基于过载控制的飞行器侧向并行质心控制方法包括以下步骤：

步骤s10，在飞行器上安装ky-ins300光纤组合导航系统，测量飞行器的侧向加速度、侧向速度、侧向位置，并将侧向位置与期望的侧向指令信号进行对比，得到侧向位置误差信号。

具体的，首先在飞行器上安装ky-ins300光纤组合导航系统，其实物图片如图2所示，其性能指标如下：重量小于4kg，尺寸139*136*101mm，输入电压18-36伏，加速度测量范围5g，分辨率0.5mg；速度精度0.05米每秒，位置精度1.2米，姿态角精度0.05度，失锁精度0.5度。授时精度20ns。数据更新频率100赫兹，接口为pps、usb、rs232、rs422等。

其次，通过安装的ky-ins300光纤组合导航系统测量测量飞行器的侧向加速度，记作az。同时利用ky-ins300光纤组合导航系统测量飞行器侧向速度信号，记作vz，测量飞行器侧向位置信号，计作z。

最后，根据飞行器的侧向任务设定侧向期望位置信号，记作z^d。然后与所述的侧向位置信号进行对比，得到侧向位置误差信号，记作ez，其比较方式如下：

ez＝z-z^d；

步骤s20，根据所述的过载测量信号，设计滞后校正器，得到过载滞后校正信号，然后对过载信号进行比例放大与积分，分别得到过载比例与积分信号；

具体的，首先根据所述的加速度测量信号az，首先转换为侧向过载信号，记作nz，其计算方式为：

其中g为重力加速度信号，取值g＝9.8即可。

然后根据nz的数值，设计如下的滞后校正器，得到过载滞后校正信号，记作nz1：

d1＝(nz(n)-nz1(n)+t2d2-f1)/t1；

d2＝(nz(n+1)-nz(n))t4；

nz1(n+1)＝nz1(n)+d1t5；

其中t1、t2、t3、t4、t5为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

其次，对所述的过载信号进行比例放大，得到比例信号，记作nz2，其计算方式为：

nz2＝k1nz；

其中k1为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

最后，对所述的过载信号进行积分，得到过载积分信号，记作nz3，其计算方式为：

nz3＝k2∫nzdt；

其中k2为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤s30，根据所述的过载比例信号、过载积分信号以及过载滞后信号，进行线性叠加，得到过载综合信号。

具体的，首先根据所述的所述的过载比例信号nz2、过载积分信号nz3以及过载滞后信号nz1，进行线性叠加，得到过载综合信号，记作unz，其叠加方式如下：

unz＝-k3uz1-uz2-uz3；

其中k3为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤s40，根据所述的侧向位置误差信号，设计非线性超前校正器，得到侧向位置误差超前校正信号，并根据侧向位置误差信号，进行非线性积分，得到侧向位置误差的非线性积分信号。

具体的，首先根据所述的侧向位置误差信号ez，设计如下的非线性超前校正器，得到侧向位置误差超前校正信号，记作ez1，其计算方式如下：

d4＝(ez(n+1)-ez(n))t4a；

ez1(n+1)＝ez1(n)+d3t5a；

其中t1a、t2a、t3a、t4a、t5a为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

其次，根据所述的侧向位置误差信号ez，进行如下的非线性积分，得到侧向位置误差非线性积分信号，记作ez2，其计算方式如下所示：

其中c1、c2为常值参数，dt表示对时间信号积分。

步骤s50，根据所述的侧向位置误差信号超前校正信号与侧向位置误差积分信号以及侧向位置误差信号，进行非线性叠加，得到位置误差综合信号，再与过载综合信号进行并行叠加，得到最终的偏航通道控制信号，输送给飞行器偏航舵系统，得到飞行器的偏航舵控制信号，实现飞行器的侧向精准位置跟踪。

具体的，首先，根据所述的侧向位置误差信号超前校正信号ez1与侧向位置误差积分信号ez2以及侧向位置误差信号ez，进行非线性叠加，得到位置误差综合信号，记作uez，其计算方式如下：

uez＝c3ez+c4ez1+ez2；

其中c3、c4为常值参数，其设计详见后文案例实施。

其次，对所述的过载综合信号unz、位置误差综合信号uez、侧向速度信号vz进行叠加，得到偏航通道控制信号，记作u，其计算方式如下：

u＝unz+uez+c5vz；

其中c5为常值参数，其设计详见后文案例实施。

最后，将所述的偏航通道控制信号输送给飞行器偏航舵系统，滚转通道进行姿态稳定控制，由偏航舵控制飞行器侧向转弯，即可实现飞行器偏航侧向质心的精准跟踪控制。

案例实施与模拟实验结果分析

在步骤s10中，设置z^d＝30，在飞行器上安装ky-ins300光纤组合导航系统，测量飞行器的侧向加速度信号如图3所示，得到侧向速度信号如图4所示，侧向位置信号如图5所示，与期望的侧向指令信号进行对比得到侧向位置误差信号如图6所示。

在步骤s20，选取t1＝3、t2＝0.1、t3＝0.5、t4＝1000、t5＝0.001，得到过载滞后校正信号如图7所示。然后对过载信号进行比例放大与积分，得到过载积分信号如图8所示。

在步骤s30中，选取k3＝0.2，得到过载综合信号如图9所示。

在步骤s40中，选取t1a＝0.05、t2a＝2、t3a＝0.2、t4a＝1000、t5a＝0.001，得到侧向位置误差超前校正信号如图10所示。选取c1＝-0.02，c2＝-0.003，得到侧向位置误差的非线性积分信号如图11所示。

在步骤s50中，选取c3＝-0.2，c4＝-0.1，c5＝-0.5，得到偏航通道控制信号如图11所示，最终飞行器的偏航舵偏角曲线如图12所示，侧滑角曲线如图13所示。

由图3可知，侧向加速度最大达到7.5米每秒方左右，由图4可以看出，侧向速度最大可达到10米每秒。由图5可知，飞行器的侧向质心运动的响应是比较快的，上升时间大约为5秒，超调量大约为10米。由图6可知，侧向位置误差也大约在10秒内收敛到0左右，由图8可知，过载综合信号最大不超过6度，而且与最终的控制信号图11趋势一致，说明过载综合信号是合理的。图12为最终的舵偏角曲线，可见最终的舵偏角不超过6度，由图13可以看出，侧滑角2.5度，满足工程实际应用的限制要求。综上所述，本发明所提供的过载与位置并行控制的方法，具有很高的工程应用价值，其中过载综合信号能够加快最终的响应速度，同时也能提供系统所需的阻尼信号，位置误差信号能够提供最终所需的位置精度。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这类的发明后，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指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。