CN107367941B - 高超声速飞行器攻角观测方法 - Google Patents
高超声速飞行器攻角观测方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN107367941B CN107367941B CN201710743894.7A CN201710743894A CN107367941B CN 107367941 B CN107367941 B CN 107367941B CN 201710743894 A CN201710743894 A CN 201710743894A CN 107367941 B CN107367941 B CN 107367941B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- hypersonic
- aircraft
- observation
- angle
- attack
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 46
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 3
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 3
- 230000004044 response Effects 0.000 abstract description 4
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 4
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 4
- 230000009471 action Effects 0.000 description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 description 3
- 238000005094 computer simulation Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N Glycerine Chemical compound OCC(O)CO PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 230000003111 delayed effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000008034 disappearance Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
- G05B13/00—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
- G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
- G05B13/04—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators
- G05B13/042—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators in which a parameter or coefficient is automatically adjusted to optimise the performance
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Artificial Intelligence (AREA)
- Computer Vision & Pattern Recognition (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- Medical Informatics (AREA)
- Software Systems (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
本发明公开了一种高超声速飞行器攻角观测方法,通过测量高超声速飞行器弹道倾角与飞行器姿态角速率,构造攻角观测***,通过弹道倾角与弹道倾角估计值的误差、以及姿态角速度与姿态角速率估计值的误差,构造一种非线性变增益误差规律,调节攻角观测值,通过攻角观测值来进行飞行器受力与力矩的估计,为观测器***提供力与力矩信息,实现攻角观测值对攻角实际值的精准估计。该方法不同于一般飞行器攻角观测方法在于不需要测量飞行器的高度与速度,观测***所需的信息较少,而且由于采用了变增益误差调节规律,攻角观测的响应速度很快,而且精度较高。
Description
技术领域
本发明属于控制技术领域,具体而言,涉及一种高超声速飞行器攻角观测方法。
背景技术
高超声速飞行器具有飞行速度快、费用低的特点,可确保廉价进入太空,也可作为全球快速运输机与空间打击武器,其鲜明的军事价值使它备受世界各国的高度重视。
高超声速飞行器与高超工程研究是目前我国集中力量并重点关注的重大项目之一,其难度与意义不亚于飞船上天与登月计划。高超声速控制问题也是近十年来国内外控制领域的热点与难点问题,而高超声速飞行器的攻角由于工程测量比较困难,而且测量精度不高,因此其攻角观测的方法非常有经济与军事价值。当然,由于高超声速运动的复杂性,其攻角准确观测与估计的复杂性也毋庸置疑。
发明内容
为了达到上述目的,本发明提供一种高超声速飞行器攻角观测方法,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一个或者多个问题。
本发明所采用的技术方案是,一种高超声速飞行器攻角观测方法,按照以下步骤进行:
步骤一,测量弹道倾角以及姿态角速度,并根据测量到的弹道倾角以及姿态角速度构建一观测***;
步骤二,根据所述观测***观测高超声速飞行器的攻角。
进一步的,所述步骤一包括:
首先,采用惯导***测量高超声速飞行器的弹道倾角γ以及姿态角速度q;
其次,根据弹道倾角γ以及姿态角速度q构建观测如下观测***:
k22、k23、ε1、k32、k33、ε2、k42、k43、ε3为控制参数;
进一步的,各所述控制参数的取值为:
k22=300、k33=500、ε1=0.5、ε2=0.5、ε3=0.5、k23=0.2、k32=0.1、k42=0.066、k43=4.544。
本发明提供了一种高超声速飞行器攻角观测方法,对高超声速飞行器构造观测***,尤其是提供了一种变增益非线性的误差调节规律,能够有效地改善攻角观测的快速性与准确性。该方法不同于一般飞行器攻角观测方法在于不需要测量飞行器的高度与速度,观测***所需的信息较少,而且由于采用了变增益误差调节规律,攻角观测的响应速度很快,而且精度较高。因此,本发明所提供的方法具有很高的工程应用价值与经济价值。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案,下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍,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非线性变增益的高超声速飞行器攻角观测技术原理框图。
图2是本发明实施例所提供方法的高超声速飞行器的攻角曲线。
图3是本发明实施例所提供方法的高超声速飞行器的攻角观测曲线。
图4是本发明实施例所提供方法的高超声速飞行器的攻角观测误差曲线。
图5是本发明实施例所提供方法的高超声速飞行器的弹道倾角曲线。
图6是本发明实施例所提供方法的高超声速飞行器的弹道倾角估计曲线。
图7是本发明实施例所提供方法的高超声速飞行器的弹道倾角观测误差曲线。
图8是本发明实施例所提供方法的高超声速飞行器的姿态角速率曲线。
图9是本发明实施例所提供方法的高超声速飞行器的姿态角速率观测曲线。
图10是本发明实施例所提供方法的高超声速飞行器的姿态角速率观测误差曲线。
图11是本发明实施例所提供方法的攻角与攻角观测比较曲线。
图12是本发明实施例所提供方法的弹道倾角与弹道倾角观测比较曲线。
图13是本发明实施例所提供方法的姿态角速率与姿态角速率观测比较曲线。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图,对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述,显然,所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例,而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例,本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例,都属于本发明保护的范围。
本发明公开了一种高超声速飞行器攻角观测方法,参考图1所示,可以通过测量高超声速飞行器弹道倾角与飞行器姿态角速率,构造攻角观测***,通过弹道倾角与弹道倾角估计值的误差、以及姿态角速度与姿态角速率估计值的误差,构造一种非线性变增益误差规律,调节攻角观测值,通过攻角观测值来进行飞行器受力与力矩的估计,为观测器***提供力与力矩信息,实现攻角观测值对攻角实际值的精准估计。
进一步的,上述一种高超声速飞行器攻角观测方法可以按照以下步骤进行:
步骤一,测量弹道倾角以及姿态角速度,并根据测量到的弹道倾角以及姿态角速度构建一观测***。
首先,采用惯导***测量高超声速飞行器的弹道倾角γ以及姿态角速度q;
其次,根据弹道倾角γ以及姿态角速度q构建观测如下观测***:
k22、k23、ε1、k32、k33、ε2、k42、k43、ε3为控制参数;
步骤二,根据所述观测***对高超声速飞行器的攻角进行观测。
步骤三:高超声速飞行器俯仰通道计算机仿真模型的建立
为了确保上述步骤一以及步骤二中控制器的参数选取合理,可用通过计算机模拟仿真的手段进行编程,从而模拟被控对象高超声速飞行器俯仰通道的运动特性,从而方便进行观测器参数调整。在此以与前文观测器中力与力矩估算相匹配的一类高超声速飞行器模型为例示范说明,其俯仰通道可以采用如下微分方程建模表示:
L、T、My(α)分别为升力、推力与俯仰力矩,其它未解释参量见前文说明。α采取PID控制规律对期望攻角进行跟踪,详见案例实施。
步骤四:观测器控制参数调试
首先将上述模型中的常参数进行数值设定,必须符合飞行器模型的物理意义,详细设定参见后文案例实施。
其次,进行观测器15个控制参数的调试。15个控制参数如下:
k22、k23、ε1、k32、k33、ε2、k42、k43、ε3、k24b、k24a、k34b、k34a、k44b、k44a。
调试分四步,第一步对k22、k33参数进行调试,其选取为较大的正数,具体选值见案例实施。
第二步进行ε1、ε2、ε3参数调试,其选取为较小的正数,一般小于1,具体选值见案例实施。
第三步进行k24b、k24a、k34b、k34a、k44b、k44a,上述参数可选取为较大的正数,具体选值见案例实施。
第四步进行k23、k32、k42、k43参数的调试,该参数正负不定,具体选值见案例实施。
最后,通过上述调试好的参数,进行仿真分析,根据攻角观测曲线与原***的吻合程度,进行进一步的调整,值得得到较好的观测效果,从而确定观测器参数。具体仿真曲线见案例实施的结果。
通过上述四步,即实现了本发明所提供的非线性攻角观测方法。
本发明提供了一种测量弹道倾角与姿态角速率的方法,对高超声速飞行器构造观测***,尤其是提供了一种变增益非线性的误差调节规律,能够有效地改善攻角观测的快速性与准确性。因此,本发明所提供的方法具有很高的工程应用价值与经济价值。
在步骤二中,大气密度ρ选取为ρ=0.0125。
发动机的油门供油因子β选取为β=0.8。
S为高超声速飞行器的特征因子的特征面积,选取为S=334.7。
在步骤三中,设置飞行器的俯仰舵偏角δ的PID控制律构造如下:
高超声速飞行器的速度可选与估计值相同,V=4602.5。
高超声速飞行器的转动惯量可选与估计值相同Iyy=6.77*105。
高超声速飞行器质量可选与估计值相同,m=4352.3。
步骤四中设定控制参数如下:
k22=300、k33=500、ε1=0.5、ε2=0.5、ε3=0.5、k24b=2、k24a=30、k34b=2、k34a=40、k44b=2、k44a=50,k23=0.2、k32=0.1、k42=0.066、k43=4.544。具体仿真曲线见图2至图13。
由仿真曲线可知,在4s后,攻角观测值即能较好地跟踪攻角真实值,而弹道倾角与姿态角速度也在一定的延迟之后,能够跟踪真实值。而且弹道倾角的估计值与姿态角速度的估计值,本可以直接采用测量值代替,但此时则完全不存在弹道倾角与姿态角速率的估计误差。该误差的存在与动态响应并消失主要是为了提高攻角观测的响应效果。
可见,采用本发明所提供的方法,信号恢复误差在可接受的范围内。能够通过阀值判断来实现。
需要说明的是,在本文中,诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来,而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且,术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含,从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素,而且还包括没有明确列出的其他要素,或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下,由语句“包括一个……”限定的要素,并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
本说明书中的各个实施例均采用相关的方式描述,各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可,每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已,并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换、改进等,均包含在本发明的保护范围内。
Claims (1)
1.一种高超声速飞行器攻角观测方法,其特征在于,按照以下步骤进行:
步骤一,测量弹道倾角以及姿态角速度,并根据测量到的弹道倾角以及姿态角速度构建一观测***;
步骤二,根据所述观测***观测高超声速飞行器的攻角;
其中,所述步骤一包括:
首先,采用惯导***测量高超声速飞行器的弹道倾角γ以及姿态角速度q;
其次,根据弹道倾角γ以及姿态角速度q构建观测如下观测***:
k22、k23、ε1、k32、k33、ε2、k42、k43、ε3为控制参数;
各所述控制参数的取值为:
k22=300、k33=500、ε1=0.5、ε2=0.5、ε3=0.5、k23=0.2、k32=0.1、k42=0.066、k43=4.544。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201710743894.7A CN107367941B (zh) | 2017-08-25 | 2017-08-25 | 高超声速飞行器攻角观测方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201710743894.7A CN107367941B (zh) | 2017-08-25 | 2017-08-25 | 高超声速飞行器攻角观测方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN107367941A CN107367941A (zh) | 2017-11-21 |
CN107367941B true CN107367941B (zh) | 2020-05-19 |
Family
ID=60312136
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201710743894.7A Expired - Fee Related CN107367941B (zh) | 2017-08-25 | 2017-08-25 | 高超声速飞行器攻角观测方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN107367941B (zh) |
Families Citing this family (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN108490788B (zh) * | 2018-05-08 | 2021-06-01 | 中国人民解放军海军航空大学 | 一种基于双干扰观测的飞行器俯仰通道反演控制方法 |
CN110672060B (zh) * | 2019-08-23 | 2022-09-16 | 中国人民解放军63729部队 | 一种基于外测速度的箭上姿态角情况判决方法 |
CN110889170B (zh) * | 2019-11-29 | 2022-09-30 | 中国人民解放军海军工程大学 | 飞行器大角度攻击目标的落角与攻角的估计方法 |
CN111122901B (zh) * | 2019-12-31 | 2021-11-02 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种攻角误差自动检测方法及其修正*** |
CN111427267B (zh) * | 2020-04-01 | 2022-08-30 | 山东创惠电子科技有限责任公司 | 一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法 |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7568347B2 (en) * | 2005-07-22 | 2009-08-04 | Lockheed Martin Corporation | Method for designing flowfield molded hypersonic inlet for integrated turbojet and ram-scramjet applications |
CN102591212B (zh) * | 2012-03-01 | 2013-09-18 | 北京航空航天大学 | 一种时变测量延迟输出信号飞行器纵向运动状态观测方法 |
CN103592847B (zh) * | 2013-10-30 | 2017-05-17 | 天津大学 | 一种基于高增益观测器的高超声速飞行器非线性控制方法 |
CN104199286B (zh) * | 2014-07-15 | 2017-01-18 | 北京航空航天大学 | 一种基于滑模干扰观测器的飞行器递阶动态逆控制方法 |
CN106406102B (zh) * | 2016-12-20 | 2019-06-11 | 哈尔滨工业大学 | 一种含干扰观测器的高超声速飞行器跟踪控制方法 |
-
2017
- 2017-08-25 CN CN201710743894.7A patent/CN107367941B/zh not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN107367941A (zh) | 2017-11-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN107367941B (zh) | 高超声速飞行器攻角观测方法 | |
CN108180910B (zh) | 一种基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法 | |
CN108153323B (zh) | 一种高空无人飞行器高精度再入制导方法 | |
CN107679655B (zh) | 一种航天发射火箭落点预测*** | |
CN109033493B (zh) | 基于无迹卡尔曼滤波的辨识高速旋转弹气动参数滤波方法 | |
CN105202972B (zh) | 一种基于模型预测控制技术的多导弹协同作战制导方法 | |
CN104778376B (zh) | 一种临近空间高超声速滑翔弹头跳跃弹道预测方法 | |
CN107844128B (zh) | 一种基于复合比例导引的高超声速飞行器巡航段制导方法 | |
CN108388135B (zh) | 一种基于凸优化的火星着陆轨迹优化控制方法 | |
CN108646554B (zh) | 一种基于指定性能的飞行器快速抗干扰纵向制导方法 | |
CN110187713A (zh) | 一种基于气动参数在线辨识的高超声速飞行器纵向控制方法 | |
CN109635494A (zh) | 一种飞行试验与地面仿真气动力数据综合建模方法 | |
CN111258302B (zh) | 一种基于lstm神经网络的飞行器推力故障在线辨识方法 | |
CN106406333B (zh) | 一种基于积分型终端滑模的平流层飞艇俯仰角跟踪方法 | |
CN111176263A (zh) | 一种基于bp神经网络的飞行器推力故障在线辨识方法 | |
CN104503471A (zh) | 一种机动飞行器多终端约束反演滑模末制导方法 | |
CN108073742B (zh) | 基于改进粒子滤波算法的拦截导弹末段飞行状态估计方法 | |
CN111221345A (zh) | 一种基于决策树的飞行器动力***故障在线辨识方法 | |
Choi et al. | Dynamics and simulation of the effects of wind on UAVs and airborne wind measurement | |
CN106096091B (zh) | 一种飞机运动模拟方法 | |
CN105701283B (zh) | 地球非球形摄动作用下自由段弹道误差传播的分析方法 | |
CN108562293B (zh) | 基于干扰观测器的行星着陆有限时间控制方法 | |
CN110765669B (zh) | 一种轴对称无翼无舵导弹主动段零升阻力系数辨识方法 | |
CN116611160A (zh) | 基于一段实测弹道参数的无控飞行器在线实时特征参数辨识与弹道预报方法 | |
CN114935277B (zh) | 一种滑翔增程制导炮弹理想弹道的在线规划方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant | ||
CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20200519 Termination date: 20210825 |
|
CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |