用于飞行器大空域飞行的非线性抗饱和高度指令生成方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于飞行器飞行控制中俯仰通道质心控制技术领域，尤其涉及用于飞行器 大空域飞行的非线性抗饱和高度指令生成方法。
【背景技术】
[0002] 高度控制回路是飞行器控制系统中的质心控制外回路。目前飞行器高度控制回路 的设计主要是采用PID控制或者PD控制来实现的。其基本原理是利用飞行器的实际高度与 期望高度之间的误差信号组成PID控制器中的P信号，而利用该误差的积分组成PID控制中 的I信号，利用误差的微分或者直接利用飞行器的垂向速度，构成PID或者ro控制器中的微 分信号。最后，通过误差的PID组合，新成姿态角期望信号，由飞行器内稳定回路(姿态跟踪 内回路)完成对姿态期望信号的跟踪，从而实现飞行器对给定高度的控制功能。
[0003] 该方案的优点是PID算法的高度成熟可靠性，通用多年的应用已积累了较多的经 验。但缺点在于，该方案在飞行器进行大空域飞行时，设计比较繁琐，需要采用多套控制参 数进行不同空域范围的切换控制，同时空域范围越大，所需切换次数也越多，而稳定性所受 影响也越大。
[0004] 产生该缺点的主要原因，是飞行器的内稳定回路受物理意义的限制，使得姿态的 期望信号必须满足一定范围限制，如对大多数飞行器，姿态角幅值应当小于30度。而当飞行 器进行大空域机动飞行时，高度的期望信号变化范围较大，如从1米至20000米高空飞行时， 其期望信号变化范围为20000米，那么误差范围变化也较大，最终通过误差信号与PID参数 的匹配，得到姿态的期望信号将超出内回路的跟踪能力而饱和，此时单套参数的PID控制就 失去了合理性。当然，也可以采用平滑指令来减少误差，但本质上无法回避误差范围变化较 大时，PID控制需要多套参数来保证信号的合理性问题。
[0005] 正是由于以上原因，目前高度PID或ro控制方法，在小范围空域的高度控制取得了 广泛的应用，如定高平飞等等。但对应需要飞行器实现从低空到高度，甚至多次来回跨越高 低空切换的复杂飞行模式时，采用高度PID或PD控制方法，设计将非常不方便，而且多套参 数切换也使得系统复杂，可靠性降低。
[0006] 本发明正是基于以上原因，提出一种非线性抗饱和的设计方法，从根本上保证了 该高度指令不会出现饱和，从而非常方便地实现了飞行器大空域飞行时高度的任意控制。
【发明内容】
[0007] 本发明的目的是提供用于飞行器大空域飞行的非线性抗饱和高度指令生成方法， 解决了现有技术中存在的基于高度误差PID控制方案对大空域飞行容易出现高度指令饱和 而不利于实现飞行器的复杂高低空轨迹混合飞行控制的问题。
[0008] 本发明所采用的技术方案是按照以下步骤进行：
[0009] 步骤1:采用高度表测量飞行器的高度z，采用惯导系统测量飞行器的垂向速度信 号.z.;.
[0010] 步骤2:高度指令生成器首先根据测量得到的垂向速度信号Z与高度信号z组成滑 模面sz (也就
[0011] 步骤3:然后根据滑模面&构造高度抗饱和指令0d(也就是0<1 = 1^^/(|&|+|))，该 指令为有界姿态指令信号，输送给飞行器内回路姿态指令稳定跟踪控制器；
[0012] 步骤4:最后由飞行器内回路姿态指令稳定跟踪控制器的内稳定回路(也简称内回 路、也称姿态指令稳定跟踪回路)给出控制信号u。，输送给舵机；
[0013] 步骤5:舵机产生舵偏角δζ，控制飞行器的俯仰姿态角Θ，从而跟踪接近俯仰姿态角 期望值0 d(也就是实现0-0d)，最后使得飞行器高度ζ跟踪飞行器期望高度zd，实现了高度控 制的目标(也就是实现了z-z d)。
[0014] 进一步，所述滑模面构造高度抗饱和指令的方法根据测量的飞行器飞行高度值z 与给定的飞行器期望高度zd，形成误差信号ez，其定义为ez = z_zd;根据误差信号ez与惯导测 量的高度微分信号选取正的参数cz，按照如下方式组成滑模面s z，其定义为
^ 亥期望高度为常值的情况下
因此该信号 本质上是微分信号，是高度微分，提供阻尼作用，使高度上升过程更加平稳。根据上述滑模 面，选取正的参数ξ与kz2,构造有界的高度抗饱和指令0d = kz2Sz/(|Sz|+|)作为俯仰姿态角 期望值的输入9d;高度抗饱和指令的设计其实就是把高度差信号转换为姿态角的期望值， 因此高度抗饱和指令也就是俯仰姿态角期望值。因为飞行器分两个回路，前面一级是高度 回路，后面一级为姿态回路，高度回路的输出，就是叫做高度抗饱和指令，同时他又是后面 姿态回路的输入，也叫做姿态角期望值。
[0015] 进一步，所述cz取值为0.06。
[0016] 进一步，采用所述内稳定回路的简化模型构建高度仿真程序，内稳定回路的简化 模型如下：
[0017]
[0018]
[0019]
[0020]
[0021]其中内稳定回路的目标是设计舵偏δζ使得内稳定回路实现飞行器的姿态角Θ跟踪 9d。其中α和焱为飞行器攻角，为飞行器的飞行力学相关气动参数，其中i、j代表飞行器气 动特性的参数。心为舵机的舵偏角，g为重力加速度，n y为纵向过载，vxb为飞行器飞行速度;Θ 为飞行器俯仰角度，4为Θ的导数，也就是角速度，ωζ为角速度，为飞行器俯仰角加速度。
[0022]
[0023]
[0024]
[0025] 其中Vzb为飞行器垂向速度、为其导数，x为飞行器飞行距离、J：为其导数，z为 飞行器飞行高度d为垂向速度。高度回路的目标是设计高度抗饱和指令9d，作为内稳定回 路的参考输入信号，待内稳定回路控制律使得飞行器俯仰姿态角信号Θ跟踪0(1后，飞行器高 度z自动跟踪期望信号z d，高度误差ez趋于0。
[0026] 本发明的有益效果是:本发明提供的高度抗饱和非线性指令生成方法，与传统PID 高度指令生成方法相比，具有跟踪高度范围广的优点，而且具有抗饱和的特点，特别适用于 飞行器大空域飞行的高度控制。
【附图说明】
[0027] 图1是抗饱和高度非线性指令生成设计系统框图；
[0028] 图2(a)是本发明实施例一的垂向速度实施例图；
[0029] 图2(b)是本发明实施例一的角速度实施例图；
[0030] 图2(c)是本发明实施例一的姿态角实施例图；
[0031 ]图2(d)是本发明实施例一的水平飞行距离实施例图；
[0032] 图2(e)是本发明实施例一的飞行高度实施例图；
[0033] 图2(f)是本发明实施例一的俯仰舵偏角实施例图；
[0034] 图2(g)是本发明实施例一的姿态角期望值实施例图；
[0035] 图3(a)是本发明实施例二的垂向速度实施例图；
[0036] 图3(b)是本发明实施例二的角速度实施例图；
[0037] 图3(c)是本发明实施例二的姿态角实施例图；
[0038] 图3(d)是本发明实施例二的水平飞行距离实施例图；
[0039] 图3(e)是本发明实施例二的飞行高度实施例图；
[0040] 图3(f)是本发明实施例二的俯仰舵偏角实施例图；
[0041 ]图3(g)是本发明实施例二的姿态角期望值实施例图；
[0042] 图4(a)是本发明实施例三的垂向速度实施例图；
[0043] 图4(b)是本发明实施例三的角速度实施例图；
[0044] 图4(c)是本发明实施例三的姿态角实施例图；
[0045]图4(d)是本发明实施例三的水平飞行距离实施例图；
[0046] 图4(e)是本发明实施例三的飞行高度实施例图；
[0047] 图4(f)是本发明实施例三的俯仰舵偏角实施例图；
[0048]图4(g)是本发明实施例三的姿态角期望值实施例图。
【具体实施方式】
[0049]下