一种测量加速度提供阻尼的飞行器转弯控制方法与流程

本发明涉及飞行器稳定与转弯控制领域，具体而言，涉及一种测量加速度提供阻尼的飞行器转弯控制方法。

背景技术：

在某些飞行器的质心控制中，由于特殊条件的限制，飞行器转弯过程需要十分平稳而且无超调，必然无人机的低空掠海飞行，此时如果高度上或者侧向位置控制上，出现超调，则由于导致飞行器入水，从而导致机毁人亡。而传统的高度比例微分控制由于消除静差的需要，必然导致系统引入积分控制而容易出现超调，从而导致系统稳定裕度不足。那么如何在飞行器质心控制中引入足够的阻尼，使得质心控制能够在采用积分控制消除静差的同时而又不存在超调现象，对飞行器的质心稳定具有较为重要的意义。基于上述背景技术，本发明提出一种测量飞行器侧向加速度并进行滤波得到滤波加速度提供系统阻尼的方法，实现飞行器的稳定与转弯控制，阻尼的增加，使得稳定性增强，也使得该方法具有很高的工程应用价值。

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测量加速度提供阻尼的飞行器转弯控制方法，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飞行器侧滑转弯阻尼不足而导致的超调与不稳定的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种测量加速度提供阻尼的飞行器转弯控制方法，包括以下步骤：

步骤s10，在飞行器上安装acc345型mems加速度计，测量飞行器的侧向加速度。然后安装ais2000超高精度双轴倾角传感器，测量飞行器的偏航角；

步骤s20，根据acc345型mems加速度计测量得到的侧向加速度信号，进行两次积分分别得到侧向速度信号与侧向位置信号，并与侧向位置指令信号进行对比，得到侧向位置误差信号；

步骤s30，根据acc345型mems测量得到的侧向加速度信号，设计非线性低通滤波校正器，得到滤波加速度信号，为系统提供阻尼信号；

步骤s40，根据所述的侧向位置误差信号，设计非线性双高通滤波器，得到飞行器质心运动阻尼信号；

步骤s50，根据所述的侧向位置误差信号，进行线性积分得到误差积分信号，并与误差信号、侧向速度信号、滤波加速度信号以及行器质心运动阻尼信号进行线性组合，得到最终的偏航角期望信号；

步骤s60，根据ais2000超高精度双轴倾角传感器测量得到的偏航角信号与所述的偏航角期望信号进行对比，得到偏航角误差信号，然后设计滤波微分器，得到偏航角误差滤波微分信号，再叠加误差非线性积分信号，组成偏航通道控制信号，实现飞行器偏航通道的转弯控制。

在本发明的一种示例实施例中，在飞行器上安装ais2000超高精度双轴倾角传感器测量飞行器的偏航角，同时在飞行器上安装acc345型mems加速度计，测量飞行器的侧向加速度，并进行两次积分分别得到侧向速度信号与侧向位置信号，并与侧向位置指令信号进行对比，得到侧向位置误差信号包括；

vz＝∫azdt；

z＝∫vzdt；

ez＝z-z^d；

其中az为采用acc345型mems加速度计测量得到的飞行器的侧向加速度，az(n)表示侧向加速度的在时间t＝n*δt时刻的数据，其中n＝1,2,3…，δt为数据采样周期。vz为侧向速度信号，dt表示对时间信号进行积分。z为侧向位置信号，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acc345型mems测量得到的侧向加速度信号，设计非线性低通滤波校正器，得到滤波加速度信号包括：

a2z(n+1)＝a2z(n)+a1z(n+1)*ta1；

其中az(n)为侧向加速度测量数据，t1、k1与ε1为常值参数，其详细设计见后文案例实施。a2z(n)为所求的滤波加速度，其初始值设置为a2z(1)＝0，ta1为数据间的时间间隔，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，设计非线性双高通滤波器，得到飞行器质心运动阻尼信号包括：

d1(n)＝(e1(n+1)-e1(n))/ta1；

d2a(n+1)＝d2a(n)+d2(n)*ta1；

d3a(n+1)＝d3a(n)+d3(n)*ta1；

其中ez为所述的侧向位置误差信号，d1为其数字微分信号，ta1为数据间的时间间隔，d2为非线性高通滤波导数，ka2、εa2、ta2为常值参数，其详细设计见后文案例实施。d2a为侧向位置误差信号的一次非线性微分，d2a的初始值选取为d2a(0)＝0。d3为二次非线性高通滤波导数，ka3、εa3、ta3为常值参数，其详细设计见后文案例实施。d3a为侧向位置误差信号的二次非线性微分，d3a的初始值选取为d3a(0)＝0。最终得到的d3a即为所求的飞行器质心运动阻尼信号。

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，进行线性积分得到误差积分信号，并与误差信号、侧向速度信号、滤波加速度信号以及行器质心运动阻尼信号进行线性组合，得到最终的偏航角期望信号包括：

sz＝∫ezdt；

ψ^d＝c1ez+c2sz+c3vz+c4a2z+c5d3a；

其中sz为位置误差积分信号，dt表示对时间信号的积分，ez为飞行器侧向位置误差信号，vz侧向速度信号，a2z为滤波加速度信号，d3a为飞行器质心运动阻尼信号，c1,c2,c3,c4,c5为常值参数，其详细选取见后文实施，ψ^d为偏航角期望信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据ais2000超高精度双轴倾角传感器测量得到的偏航角信号与所述的偏航角期望信号进行对比，得到偏航角误差信号，然后设计滤波微分器，得到偏航角误差滤波微分信号，再叠加误差非线性积分信号，组成偏航通道控制信号包括：

eψ＝ψ-ψ^d；

y(n+1)＝y(n)+(f(eψ(n)-y(n))+eψ(n))*ta1；

d1＝f(eψ(n)-y(n))+eψ(n)；

up＝k6eψ+k4s3+k5d1；

其中ψ为采用ais2000超高精度双轴倾角传感器测量得到的偏航角信号，eψ为偏航角误差信号，s3为偏航角误差非线性积分信号，εψ为常值参数，其详细设计见后文案例实施，dt表示对时间信号的积分。d1为偏航角误差的非线性微分信号，ta1为数据采样的时间间隔，k1、k2、k3、ε11、ε12为常值参数，其详细选取见后文实施。up为最终的偏航通道控制信号，k4,k5,k6为常值控制参数，其详细设计见后文案例实施。

最后，将所得到的偏航通道控制量uh输送给偏航舵系统，然后保证滚转通道的滚转角期望信号为0，即实现滚转角的镇定即可，即可实现飞行器的偏航转弯，跟踪期望的侧向位置信号。

有益效果

本发明提供的一种测量加速度提供阻尼的飞行器转弯控制方法，其优点在于能够通过acc345型mems对飞行器侧向加速度测量，同时设计加速度的非线性滤波器，以及对加速度积分得到的位置信号产生的位置误差信号设计非线性双高通滤波器，得到飞行器质心运动阻尼信号，通过两路阻尼信号来抵消高度积分器带来的系统稳定性不足与阻尼不足的问题，从而使得整个系统兼有积分器系统无静差的优点，又有两路阻尼信号带来的无超调的优点，使得整个系统稳定裕度大大增加，从而使得该方法具有很高的工程应用价值。

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测量加速度提供阻尼的飞行器转弯控制方法的流程图；

图2是本发明实施例所提供方法的acc345型mems加速度计实物图；

图3是本发明实施例所提供方法的ais2000超高精度双轴倾角传感器实物图；

图4是本发明实施例所提供方法的飞行器偏航角曲线(单位：度)；

图5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6是本发明实施例所提供方法的飞行器侧向位置曲线(单位：米)；

图7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8是本发明实施例所提供方法的飞行器滤波加速度信号曲线(单位：米/秒方)；

图9是本发明实施例所提供方法的飞行器质心运动阻尼信号曲线(无单位)；

图10是本发明实施例所提供方法的偏航角期望信号曲线(单位：度)；

图11是本发明实施例所提供方法的偏航角误差信号曲线(单位：度)；

图12是本发明实施例所提供方法的偏航舵偏角信号曲线(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。

本发明提供了一种测量加速度提供阻尼的飞行器转弯控制方法，其通过安装ais2000超高精度双轴倾角传感器与acc345型mems加速度计测量飞行器的偏航角与侧向加速度。再通过两次积分依次得到侧向速度与侧向位置，并通过设计非线性低通滤波器得到侧向加速度的滤波加速度信号；再通过设计位置误差的非线性双高通滤波器，得到质心运动阻尼信号，并与位置积分信号叠加组成偏航角期望信号，与偏航角测量值进行比较得到偏航角误差信号，再进行非线性积分与微分运算，得到偏航通道综合控制信号，从而在滚转通道保持稳定的情况下，实现飞行器的侧滑转弯。

下面，将结合附图对本发明的一种测量加速度提供阻尼的飞行器转弯控制方法进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该一种测量加速度提供阻尼的飞行器转弯控制方法包括以下步骤：

步骤s10，在飞行器上安装acc345型mems加速度计，测量飞行器的侧向加速度。然后安装ais2000超高精度双轴倾角传感器，测量飞行器的偏航角。

具体的，首先在飞行器上安装acc345型mems加速度计，其实物图片如图2所示，其性能指标如下：重量100g，尺寸50*50*25mm，测量范围-16g至16g。其为小体积低成本串口输出型三轴数字加速度计，输出方式是rs232，rs485，ttl电平接口标准可选，工作温度-40～+85℃。

其次，在飞行器上安装ais2000超高精度双轴倾角传感器，其实物图片如图3所示，其性能指标如下：分辨率0.0005°，最高精度0.002°，温漂：0.0007°/℃，，输出rs232、rs485、ttl和can总线多种接口，重量200g，尺寸60*30*15mm，测量范围为正负90度，工作温度-40～+85℃。

最后，采用ais2000超高精度双轴倾角传感器对飞行器的偏航角进行测量，计作ψ，ψ(n)表示偏航角的在时间t＝n*δt时刻的数据，其中n＝1,2,3…，δt为数据采样周期，其详细设计见后文案例实施。采用acc345型mems加速度计对飞行器的侧向加速度进行测量，计作az，az(n)表示侧向加速度的在时间t＝n*δt时刻的数据，其中n＝1,2,3…，δt为数据采样周期，其详细设计可选取与偏航角测量相同。

步骤s20，根据acc345型mems加速度计测量得到的侧向加速度信号，进行两次积分分别得到侧向速度信号与侧向位置信号，并与侧向位置指令信号进行对比，得到侧向位置误差信号；

具体的，首先，根据所述的侧向加速度测量信号az，进行积分，得到侧向速度信号，计作vz，其积分方式如下：

vz＝∫azdt；

其中dt表示对时间信号进行积分。

再次，对侧向速度测量信号az进行线性积分，得到侧向位置信号，计作z，其积分方式如下：

z＝∫vzdt；

其中dt表示对时间信号进行积分。

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s30，根据acc345型mems测量得到的侧向加速度信号，设计非线性低通滤波校正器，得到滤波加速度信号，为系统提供阻尼信号；

具体的，首先根据所示的侧向加速度测量数据az(n)，计算器非线性滤波导数，计作a1z(n)，其计算方式如下：

其中t1、k1与ε1为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

其次，根据所述计算得到的非线性滤波导数，进行平滑积分，得到滤波加速度，计作a2z(n)，其初始值设置为a2z(1)＝0，其递推计算方式如下：

a2z(n+1)＝a2z(n)+a1z(n+1)*ta1；

其中ta1为数据间的时间间隔，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，设计非线性双高通滤波器，得到飞行器质心运动阻尼信号。

具体的，首先根据所述的侧向位置误差信号ez，计算其数字微分信号，计作d1，其计算方式如下：

d1(n)＝(e1(n+1)-e1(n))/ta1；

其中ta1为数据间的时间间隔，其详细设计同上。

其次，计算其非线性高通滤波导数，计作d2，其计算方式如下：

其中ka2、εa2、ta2为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

然后，对非线性高通滤波导数进行积分，得到侧向位置误差信号的一次非线性微分，计作d2a，其计算方式如下：

d2a(n+1)＝d2a(n)+d2(n)*ta1；

其中ta1为数据间的时间间隔，其选取同上，d2a的初始值选取为d2a(0)＝0。

再次，计算二次非线性高通滤波导数，计作d3，其计算方式如下：

其中ka3、εa3、ta3为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

然后，对二次非线性高通滤波导数进行积分，得到侧向位置误差信号的二次非线性微分，计作d3a，其计算方式如下：

d3a(n+1)＝d3a(n)+d3(n)*ta1；

其中ta1为数据间的时间间隔，其选取同上，d3a的初始值选取为d3a(0)＝0。最终得到的d3a即为所求的飞行器质心运动阻尼信号。

步骤s50，根据所述的侧向位置误差信号，进行线性积分得到误差积分信号，并与误差信号、侧向速度信号、滤波加速度信号以及行器质心运动阻尼信号进行线性组合，得到最终的偏航角期望信号。

具体的，首先，针对所述的飞行器侧向位置误差信号，进行线性积分，得到位置误差积分信号，记作sz，其积分方式如下：

sz＝∫ezdt；

其中dt表示对时间信号的积分。

其次，针对所述的飞行器侧向位置误差信号、位置误差积分信号与侧向速度信号、滤波加速度信号以及飞行器质心运动阻尼信号进行线性叠加，得到偏航角期望信号，计作ψ^d，其计算方式如下：

ψ^d＝c1ez+c2sz+c3vz+c4a2z+c5d3a；

其中c1,c2,c3,c4,c5为常值参数，其详细选取见后文实施。

步骤s60，根据ais2000超高精度双轴倾角传感器测量得到的偏航角信号与所述的偏航角期望信号进行对比，得到偏航角误差信号，然后设计滤波微分器，得到偏航角误差滤波微分信号，再叠加误差非线性积分信号，组成偏航通道控制信号，实现飞行器偏航通道的转弯控制。

具体的，首先对所述的偏航角测量信号与偏航角期望信号进行对比，得到偏航角误差信号，记作记作eψ，其比较方式如下：

eψ＝ψ-ψ^d；

其次，根据偏航角误差信号，进行非线性线性积分，得到偏航角误差非线性积分信号，记作s3，其积分方式如下：

其中εψ为常值参数，其详细设计见后文案例实施，dt表示对时间信号的积分。

然后，根据偏航角误差信号构造如下的非线性微分器，得到偏航角误差的非线性微分信号，计作d1，其计算方式如下：

y(n+1)＝y(n)+(f(eψ(n)-y(n))+eψ(n))*ta1；

d1＝f(eψ(n)-y(n))+eψ(n)；

其中ta1为数据采样的时间间隔，k1、k2、k3、ε11、ε12为常值参数，其详细选取见后文实施。

针对所述的飞行器偏航角误差信号eψ以及偏航角误差非线性积分信号s3、偏航角误差的非线性微分信号d1进行线性组合，得到最终的偏航通道控制信号，记作up，其计算方式如下：

up＝k6eψ+k4s3+k5d1；

其中k4,k5,k6为常值控制参数，其详细设计见后文案例实施。

最后，将所得到的偏航通道控制量uh输送给偏航舵系统，然后保证滚转通道的滚转角期望信号为0，即实现滚转角的镇定即可，即可实现飞行器的偏航转弯，跟踪期望的侧向位置信号。

案例实施与模拟实验结果分析

为验证本发明所提供方法的正确性与有效性，特提供如下案例仿真进行模拟。

在步骤s10中，在飞行器上安装acc345型mems加速度计与ais2000超高精度双轴倾角传感器，测量得到飞行器的偏航角如图4所示。

在步骤s20，根据acc345型mems加速度计测量得到的侧向加速度信号，进行两次积分分别得到侧向速度信号与侧向位置信号如图5与图6所示，并与侧向位置指令信号50米进行对比，得到侧向位置误差信号如图7所示。

在步骤s30中，设置t1＝0.05、k1＝0.02与ε1＝0.3，ta1＝0.001得到滤波加速度信号如图8所示。

在步骤s40中，设置ka2＝0.2、εa2＝0.5、ta2＝0.05，ka3＝0.2、εa3＝0.5、ta3＝0.05得到飞行器质心运动阻尼信号如图9所示。

在步骤s50中，选取c1＝0.2,c3＝0.4,c2＝0.002,c4＝0.1,c5＝0.2，得到最终的偏航角期望信号如图10所示。

在步骤s60中，选取k1＝2、k2＝2.5、k3＝0.5、ε11＝0.5、ε12＝0.2、k4＝0.5,k5＝0.2,k6＝0.3，得到偏航角误差信号如图11所示，偏航舵偏角信号如图12所示，最终飞行器的侧滑角如图13所示。

由图4可以看出，飞行器的最大偏航角为-9度，可见转弯比较快，由图5可以看出，飞行器的侧向速度最大达到了20米每秒，而图6与图7可以看出，飞行器能够在5s左右完成侧向50米的转弯，而且无超调，表明转弯过程比较平稳。图8与图9表明阻尼信号以及滤波加速度信号最大不超过30，图10与图11可以看出，偏航角误差能够快速收敛到0，图12表明最大舵偏角不超过9度，图13表明最大侧滑角不超过-6度，从而表明整个转弯过程平滑稳定而且具有很好的快速性，满足工程所需要的指标限制要求。因此，以上案例表明，本发明所提供方法具有很好的工程应用价值。

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。