一种采用校正网络代替角加速度计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跟踪的飞行控制系统设计方法，以及一种采用校正网络替代角加速度计的控制方法。

背景技术：

尽管过载控制远远做不到像传统姿态稳定控制一样广泛应用于绝大部分飞行器，但目前过载控制已经在具有高机动性要求的很多无人飞行器中取得了很好的应用。而各种过载控制方法中，采用角加速度计与过载测量的方案又占了一部分，但采用角加速度测量具有两方面的劣势。其一是飞行器的角加速度变换非常快，本身对其准确测量也比较困难，其二是角加速度计的采用，也使得控制成本大大增加，从而使得很多低成本的小型无人飞行器因成本原因而无法采用。基于以上背景，本发明公开了一种采用差分方程建立的校正网络来构建角加速度信号，从而可以省去角加速度计的成本。同时采用传统的线加速度计测量过载以及速率陀螺仪测量角速度即可实现飞行器的过载跟踪的目标。因此本发明特别适用于低成本的飞行器控制系统设计，其不仅具有较高的理论价值，也具有很好的工程应用价值和经济价值。

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采用校正网络代替角加速度计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角加速度计精确测量困难问题，并能降低飞行器过载控制的经济成本。

本发明提供了一种采用校正网络代替角加速度计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计，测量飞行器的侧向过载，并与飞行器侧向过载指令进行对比得到过载误差信号，再对过载误差进行多次积分得到过载误差多级积分信号；

步骤s20：针对所述的过载误差以及过载误差多次积分信号，进行非线性运算，得到过载误差的多级积分综合信号；

步骤s30：针对所述的过载误差信号进行非线性限幅与积分运算得到非线性积分信号。并构建校正网络，得到过载误差校正信号。然后对所述过载误差信号、非线性积分信号与过载误差校正信号比例组合形成过载误差叠加信号；

步骤s40：采用速率陀螺仪测量飞行器角速率，构建差分校正网络，并使飞行器角速度信号通过校正网络得到角速率校正信号；

步骤s50：针对所述角速率校正信号进行非线性变换得到角速率校正非线性变换信号，然后叠加角速度信号与角速率校正信号得到校正综合信号；

步骤s60：分别对所述过载误差多级积分综合信号、过载误差叠加信号、校正综合信号进行信号综合，得到飞行器偏航角期望信号，由姿态稳定系统实现跟踪，即可实现过载跟踪的控制目标。

在本发明的一种示例实施例中，对过载误差进行多次积分得到过载误差多次积分信号包括：

nz＝az/g；

en＝nzc-nz；

s1＝∫e1dt；

s2＝∫s1dt；

s3＝∫s2dt；

其中az加速度计测量的飞行器实时侧向加速度，g为重力加速度。nz为飞行器侧向过载信号，nzc为侧向过载指令为做差，en为飞行器侧向过载误差信号。s1为过载误差一次积分信号，dt表示对时间信号进行积分；s2为过载误差二次积分信号，s3为过载误差三次积分信号。

在本发明的一种示例实施例中，对所述过载误差以及过载误差多次积分信号进行非线性运算，得到过载误差的多级积分综合信号包括：

其中en为过载误差信号、s1为过载误差一次积分信号、s2为过载误差二次积分信号、s3为过载误差三次积分信号，upi为过载误差多级积分综合信号，其中m0,m1,m2,m3,ε0,ka0,ka1,ka2,ka3为常值控制参数。

在本发明的一种示例实施例中，对所述的过载误差信号进行非线性限幅与积分运算得到非线性积分信号包括：

fs＝∫f1dt；

其中en为过载误差信号，f1为非线性信号，fs为过载误差非线性积分信号，m4,ε1为常值控制参数。

在本发明的一种示例实施例中，针对所述过载误差信号构建校正网络，得到过载误差校正信号，然后所述过载误差信号、非线性积分信号与过载误差校正信号比例组合形成过载误差叠加信号包括：

ujf＝kb1nz+kb2fs+kb3ej

其中ej为过载误差校正信号，en为过载误差信号，fs为过载误差非线性积分信号，ujf为过载误差叠加信号，其中t2、t1为校正网络参数。en(n)、en(n-1)分别代表信号en当前时刻的数据与前一步的数据。ej(n)、ej(n-1)分别代表信号ej当前时刻的数据与前一步的数据。当前时刻与前一步的时间间隔必须小于0.005秒。其中kb1、kb2、kb3为常值控制参数。

在本发明的一种示例实施例中，采用速率陀螺仪测量飞行器角速率，构建差分校正网络得到角速率校正信号包括：

其中ωy为飞行器角速率信号，t3、t4为校正网络参数，其详细设计见后文案例实施。ωy(n)、ωy(n-1)分别代表信号ωy当前时刻的数据与前一步的数据。ωjy为角速率校正信号，ωjy(n)、ωjy(n-1)分别代表信号ωjy当前时刻的数据与前一步的数据。当前时刻与前一步的时间间隔必须小于0.005秒。

在本发明的一种示例实施例中，针对所述角速率校正信号进行非线性变换得到角速率校正非线性变换信号，然后叠加角速度信号与角速率校正信号得到校正综合信号包括：

uzh＝kc1ωy+kc2ωjy+kc2ωjyf；

其中ωy为飞行器角速率信号，uzh为校正综合信号，ωjy为角速率校正信号，进行非线性变换，ωjyf为角速率校正非线性变换信号，其中ε2、kc1、kc2、kc3为常值控制参数。

在本发明的一种示例实施例中，针对所述过载误差多级积分综合信号、过载误差叠加信号、校正综合信号进行信号综合，得到飞行器偏航角期望信号包括：

ψ^d＝upi+ujf+uzh；

其中upi为过载误差多级积分综合信号、ujf为过载误差叠加信号、uzh为校正综合信号，ψ^d为飞行器偏航角期望信号。

最终飞行器姿态控制系统驱动飞行器的偏航角跟踪偏航角期望信号，使得飞行器的侧向过载nz跟踪过载跟踪指令信号为nc。

本发明一种采用校正网络代替角加速度计的飞行器过载跟踪方法，给出了一种不需要采用角加速度计测量飞行器角加速度，仅测量飞行器过载与角速度，并进行匹配就可实现飞行器过载控制的方法。

另一方面，由于同时采用校正网络来替代角加速度计，获得角加速度计的模拟信号，又给过载控制系统提供了足够的阻尼，增大了过载控制系统的稳定性。因此对比其它不采用角加速度计的过载控制方案来说，本方案具有更高的稳定性与可靠性。

目前采用角加速度计实现过载控制是应用较广泛的一种方法，但角加速度测量本身就难以做到精准，而且本发明不采用角加速度计而采用校正网络来实现的方式可以大大地节约控制成本。因此本发明不仅具有理论的创新性，而且还具有较高的经济价值。

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采用校正网络代替角加速度计的飞行器过载跟踪方法的流程图；

图2是本发明所提供案例的飞行器侧向过载误差信号变化曲线(单位：g)；

图3是本发明所提供案例的飞行器过载误差多级积分综合信号变化曲线(无单位)；

图4是本发明所提供案例的飞行器过载误差非线性信号变化曲线(无单位)；

图5是本发明所提供案例的飞行器过载误差校正信号变化曲线(无单位)；

图6是本发明所提供案例的飞行器过载误差叠加信号变化曲线(无单位)；

图7本发明所提供案例的飞行器角速率校正信号(无单位)；

图8是本发明所提供案例的飞行器校正综合信号(无单位)；

图9是本发明所提供案例的飞行器偏航角期望信号(无单位)；

图10是本发明所提供案例的飞行器实际偏航角变化曲线(单位：度)；

图11是本发明所提供案例的实际偏航角与期望偏航角对比曲线(单位：度)；

图12是本发明所提供案例的飞行器侧向过载与侧向过载指令对比曲线(单位：g)；

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。

本发明公开的一种采用校正网络代替角加速度计的飞行器过载跟踪方法，首先采用线加速度计测量飞行器的侧向过载，与过载指令进行比较得到误差信号，再进行依次积分得到多级积分信号，由非线性变换实现过载误差与多级积分的非线性综合信号。其次，由差分方程实现误差信号的校正、并由非线性变换实现非线性积分，由校正信号与非线性积分信号以及过载误差信号组成线性综合信号。再次，由陀螺仪测量飞行器的角速率信号，再由差分方差构建校正网络实现角加速度的替代信号，再进行非线性变换得到角速率的非线性信号，由角速率信号、角速率校正信号与角速率非线性信号组成最终的校正综合信号。最后由非线性综合信号、线性综合信号以及校正综合信号简单叠加构成飞行器偏航角的期望信号，由飞行器偏航通道姿态稳定回路跟踪偏航角期望信号，即可实现本发明提供方法所实现的过载跟踪的控制目标。

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过载与角速度匹配的过载控制方法不同之处在于引入了校正网络生成角加速度的模拟信号，从而增加了系统的阻尼，增大了系统的稳定性。也消除了过载误差积分带来的系统振荡等问题。

同时本发明所提出的过载控制方法和一般传统的过载与角加速度匹配的过载控制方法的不同之处在于，其不需要安装角加速度计来测量角加速度，因此大大降低了设计经济成本。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采用校正网络代替角加速度计的飞行器过载跟踪方法进行解释以及说明。参考图1所示，该采用校正网络代替角加速度计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计，测量飞行器的侧向过载，并与飞行器侧向过载指令进行对比得到过载误差信号，再对过载误差进行多次积分得到过载误差多级积分信号。

本发明提供一种飞行器侧向过载指令跟踪控制方法，假设飞行器的侧向过载指令为nzc，不失一般性，可以选取为常值信号测试整个侧向过载控制回路的有效性。其详细选取见后文案例实施。

具体的，首先采用线加速度计安装于飞行器器体上，测量飞行器的实时侧向加速度，计为az，再将其转化为侧向过载值，记为nz，其转化方式按照如下公式进行：nz＝az/g。其中g为重力加速度。

针对上述测量得到的飞行器侧向过载信号nz，与飞行器的侧向过载指令为nzc做差，得到飞行器侧向过载误差信号，计作en。其计算按照如下公式进行：en＝nzc-nz。

其次，对上述过载误差信号求取一次积分，计作s1，其计算按照如下公式进行：s1＝∫e1dt，其中dt表示对时间积分。

然后，对过载误差信号进行二次积分，计作s2，其计算按照如下公式进行：s2＝∫s1dt。

最后，对过载误差信号进行三次积分，计作s3，其计算按照如下公式进行：s3＝∫s2dt。

步骤s20：针对所述的过载误差以及过载误差多次积分信号，进行非线性运算，得到过载误差的多级积分综合信号。

具体的，对所述过载误差信号en、过载误差一次积分信号s1、过载误差二次积分信号s2、过载误差三次积分信号s3进行非线性综合，得到过载误差多级积分综合信号，记为upi，其计算方式按照如下式进行：

其中m0,m1,m2,m3,ε0,ka0,ka1,ka2,ka3为控制参数，其详细选取见后文案例实施。

步骤s30：针对所述的过载误差信号进行非线性限幅与积分运算得到非线性积分信号。并构建校正网络，得到过载误差校正信号。然后所述过载误差信号、非线性积分信号与过载误差校正信号比例组合形成过载误差叠加信号。

具体的，手续对上述侧向过载误差信号en，进行如下的非线性限幅变换，得到非线性信号计作f1，其计算如下所示：

其中m4,ε1为控制参数，其选取详见后文案例实施。

其次，再对上述非线性信号f1进行积分，得到过载误差非线性积分信号，记作fs，其积分运算按照如下式进行：fs＝∫f1dt。

再次，把过载误差信号通过下面校正网络，得到校正信号，记作ej，其校正网络的差分方程如下：

其中t2、t1为校正网络参数，其详细设计见后文案例实施。en(n)、en(n-1)分别代表信号en当前时刻的数据与前一步的数据。ej(n)、ej(n-1)分别代表信号ej当前时刻的数据与前一步的数据。当前时刻与前一步的时间间隔必须小于0.005秒，其设置详见后文案例实施。

最后，把上述侧向过载误差信号en、过载误差非线性积分信号fs、过载误差校正信号ej进行线性叠加，得到过载误差叠加信号，记作ujf，其叠加按照如下公式计算：

ujf＝kb1nz+kb2fs+kb3ej

其中kb1、kb2、kb3为控制参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤s40：采用速率陀螺仪测量飞行器角速率，构建差分校正网络，并使飞行器角速度信号通过校正网络得到角速率校正信号。

具体的，首先采用速率陀螺仪测量飞行器的偏航角速率，记作ωy。

由于飞行器一般都会采用速率陀螺来保证飞行器的稳定飞行，因此偏航角速率的测量不要求额外增加测量元器件；而有些设计中需要采用角加速度信号，但角加速度的准确测量比较困难，而且角加速度计的使用又会增加成本。因此本发明下面提出采用校正网络得到校正信号来替代角加速度的使用。

其次，构建如下校正网络，其校正网络采用如下差分方程来描述：

其中t3、t4为校正网络参数，其详细设计见后文案例实施。ωy(n)、ωy(n-1)分别代表信号ωy当前时刻的数据与前一步的数据。使偏航角速率信号通过校正网络后得到角速率校正信号记作ωjy。ωjy(n)、ωjy(n-1)分别代表信号ωjy当前时刻的数据与前一步的数据。当前时刻与前一步的时间间隔必须小于0.005秒，其设置详见后文案例实施。

步骤s50：针对所述角速率校正信号进行非线性变换得到角速率校正非线性变换信号，然后叠加角速度信号与角速率校正信号得到校正综合信号。

具体的，首先对所述角速率校正信号ωjy进行非线性变换，得到的信号记作角速率校正非线性变换信号ωjyf，其变换按照如下公式进行：

其中ε2为控制参数，其详细设计见后文案例实施。

其次，对上述角速率校正非线性变换信号、角速率信号、角速率校正信号进行叠加，得到校正综合信号，记作uzh，其计算按照如下式进行：

uzh＝kc1ωy+kc2ωjy+kc2ωjyf

其中kc1、kc2、kc3为控制参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤s60：分别对所述过载误差多级积分综合信号、过载误差叠加信号、校正综合信号进行信号综合，得到飞行器偏航角期望信号，由姿态稳定系统实现跟踪，即可实现过载跟踪的控制目标。

具体的，首先对上述过载误差多级积分综合信号upi、过载误差叠加信号ujf、校正综合信号uzh进行简单加法综合，得到的信号作为飞行器偏航角期望信号，记作ψ^d。其按照如下公式生成：

ψ^d＝upi+ujf+uzh；

然后输给飞行器姿态稳定控制回路，使得飞行器的偏航角ψ跟踪偏航角期望信号ψ^d。有关姿态角稳定跟踪的回路设计方法非本发明保护的内容，一般飞行器采用pid控制，也可采用其它方法，在此不再累述。本发明采用姿态角pid控制来完成上述飞行器偏航角期望信号ψ^d的跟踪，如果飞行器的偏航角能够稳定跟踪ψ^d信号，则能控制飞行器侧向过载nz跟踪侧向过载指令为nzc，从而能完成本发明过载控制的控制任务与控制目标。

本发明特别适合在自控段需要采用姿态体制实现稳定飞行，而在导引段因比例导引等方式而需要采用过载控制实现高精度导引的目的飞行器。从而可以在不改变姿态体制框架的基础上，实现过载控制，抑或是实现姿态与过载两用通用以及自由切换的控制体制。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

在第一步与第二步中，主要是实现过载误差及其多级积分综合信号的形成。按照上述方法得到的过载误差信号如图2所示：

选取m0＝1,m1＝1,m2＝1,m3＝1,ε0＝10,ka0＝1,ka1＝5,ka2＝5,ka3＝0.5，得到的过载误差多级积分综合信号如图3所示。

在第三步中，主要是实现过载误差非线性积分与形成校正信号。选取m4＝1,ε1＝2.5得到过载误差非线性信号f1如图4所示。

选取当前时刻与前一步的时间间隔为0.001秒，校正网络的差分方程参数选取t1＝0.01,t2＝100。过载误差校正信号ej的变化曲线如图5所示。

选取kb1＝-8、kb2＝-56、kb3＝-500，得到的过载误差叠加信号ujf如图6所示。

在第四步与第五步，主要是采用校正网络替代角加速度计，得到角速度校正信号。设置校正网络的参数为t3＝10、t4＝0.01，当前时刻与前一步的时间间隔为0.001秒，得到角速率校正信号记作ωjy如图7所示。

选取ε2＝12、kc1＝-1、kc2＝0.5、kc3＝0.3，最终得到的校正综合信号uzh如果8所示。

在第六步中，主要是对三路信号进行信号综合，并实现姿态稳定跟踪，从而实现过载控制的目的。

按照本发明提供的叠加方法，得到飞行器偏航角期望信号ψ^d如图9所示。最终飞行器的实际偏航角如图10所示。如果将飞行器的实际偏航角与期望偏航角放在一张图里，则如图11所示，可见飞行器能够实现偏航角的稳定跟踪。而飞行器的侧向过载nz与侧向过载指令为nzc如图12所示，可以飞行器最终的侧向过载能够准确跟踪过载指令信号，故本发明例所提供方法是合理和有效的。

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。