CN109752955A - 基于二维位置引导的飞行器轨迹跟踪与抗扰控制***及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于二维位置引导的飞行器轨迹跟踪与抗扰控制***，该***包括相互串联的内控制回路和外控制回路，其中：内控制回路为俯仰角控制回路，外控制回路由高度控制器和前向距离控制器并联组成，所述高度控制器由高度控制回路和高度变化率控制回路串联组成，所述前向距离控制器由前向距离控制回路和垂向速率控制回路串联组成；通过高度控制回路和前向距离控制回路的二维位置引导，进行高精度轨迹跟踪；通过垂向速率控制回路进行扰动抑制。本发明的二维位置引导方法可以有效优化轨迹跟踪的精度。同时本发明的控制方案中通过控制被控目标靠近轨迹的垂向速度抑制轨迹摄动，相比于传统的控制方案可以更有效地增强飞行器抑制扰动的能力。

Description

基于二维位置引导的飞行器轨迹跟踪与抗扰控制***及方法

技术领域

本发明涉及一种飞行器在下滑或爬升阶段的轨迹跟踪控制***及方法，采用基于高度误差和前向距离误差的二维位置引导跟踪技术，属于控制技术领域。

背景技术

目前，大部分飞行器的纵向轨迹跟踪控制***采用经典的内外环串联的控制架构，其中内环控制回路采用姿态角和角速率信号进行增稳控制，外环控制回路通过获得机载传感器的高度位置信息与制导信息形成反馈差来控制飞行器内环的姿态指令，从而可以改变航迹倾角，以实现对飞行高度的闭环稳定控制。传统基于高度差信息的轨迹跟踪控制***结构简单，可靠性高，应用较为成熟，易于工程实现。但是单纯基于高度差信息的轨迹跟踪控制方案不易于高精度的轨迹跟踪，特别是涉及爬升或下滑阶段对轨迹跟踪精度要求较高时，经典的基于高度差的控制方案往往难以满足控制指标需求；而且经典的控制方案在飞行器遭遇风场尤其是紊流风场时，抗风扰能力有限，风扰动通常会造成飞行航迹的上下波动，不适合精确飞行任务。

发明内容

为了克服在传统的航迹跟踪控制方案中飞行器跟踪精度不够高和抗风扰动能力较弱等缺陷，本发明的目的是提供一种基于二维位置引导的飞行器轨迹跟踪与抗扰控制方法。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种基于二维位置引导的飞行器轨迹跟踪与抗扰控制***，包括相互串联的内控制回路和外控制回路，其中：

内控制回路为俯仰角控制回路，

外控制回路由高度控制器和前向距离控制器并联组成，所述高度控制器由高度控制回路和高度变化率控制回路串联组成，所述前向距离控制器由前向距离控制回路和垂向速率控制回路串联组成；

通过高度控制回路和前向距离控制回路的二维位置引导，进行高精度轨迹跟踪；通过垂向速率控制回路进行扰动抑制。

所述俯仰角控制回路包括增稳部分和俯仰角控制部分，其中，增稳部分通过反馈俯仰角速率信号增加阻尼，通过反馈全量俯仰角信号增加俯仰通道静稳定性；俯仰角控制部分通过俯仰角比例控制进行俯仰角快速跟踪，其中θ_g为俯仰角指令；

其中，为俯仰角速率阻尼增稳项控制增益，上标Q表示俯仰角速率，下标E表示升降舵，Q表示俯仰角速率；表示俯仰角增稳项控制增益，上标θD表示俯仰角增稳，下标E表示升降舵，θ表示俯仰角；表示俯仰角比例控制增益，上标θ表示俯仰角，下标E表示升降舵，θ表示俯仰角；θ_g表示俯仰角指令给定信号，下标g表示给定；δ_E表示升降舵输入，下标E表示升降舵。

所述前向距离控制器中，垂向速率控制回路采用PI控制，实现指令信号无静差跟踪，外环垂向速度指令由基准垂向速度V_A×sin(γ-γ_c)和前向距离误差量组成；若飞行器偏离理想下滑轨迹线，(γ-γ_c)形成偏差量反馈至基准垂向速度进而抑制轨迹摄动；前向距离控制回路采用比例控制，通过控制基准前向速度能够防止飞行器产生偏离理想下滑轨迹的速度；

其中，表示前向距离控制器的俯仰角输出给定，下标g表示输出给定；表示垂向速度比例控制增益，上标表示垂向速度，下标E表示升降舵；表示垂向速度积分控制增益，上标表示垂向速度积分，下标E表示升降舵；表示外环垂向速度指令；V_A表示飞行器航迹速度，下标A无特殊含义，仅用于符号区分；γ表示下滑倾角，γ_c表示下滑倾角指令，下标c表示指令；表示前向距离比例控制增益，上标X表示飞行器前向位置，下标E表示升降舵；X_R表示飞行器的前向参考位置，下标R表示参考。

所述高度控制器中，高度变化率控制回路采用高度变化率PI控制结构，能够实现高度变化率的无静差跟踪，其中表示高度变化率指令，表示由高度误差反馈生成的高度变化率指令，表示基准下沉率前馈信号；高度控制回路采用高度比例控制，实现纵向剖面内高度方向的轨迹跟踪；

其中，表示外环高度控制器的俯仰角输出给定，下标g表示输出给定；表示高度变化率比例控制增益，上标表示高度变化率，下标E表示升降舵；表示高度变化率积分控制增益，上标表示高度变化率积分，下标E表示升降舵；表示高度比例控制增益，上标H表示高度，下标E表示升降舵；H_R表示飞行器参考高度指令，下标R表示参考。

一种基于二维位置引导的飞行器轨迹跟踪与抗扰控制方法，包括：

采用二维位置引导方法进行高精度轨迹跟踪；二维位置引导量分别为轨迹高度误差和轨迹前向距离误差；

采用垂向速度进行扰动抑制；通过控制被控目标靠近轨迹的垂向速度进行扰动抑制。

所述采用二维位置引导方法进行高精度轨迹跟踪的步骤中：

在着陆等角下滑阶段，根据飞行器当前的高度误差、前向距离误差构成二维位置偏差量，生成纵向剖面的制导指令，飞行器通过跟踪高度和前向距离的方式消除轨迹跟踪误差，进行着陆轨迹细调；

A₁点为飞行器实际位置，在纵向剖面的坐标位置记为(X,H)，根据A₁的X坐标在制导轨迹线上得到A₀点纵坐标H_R，根据A₁的H坐标在制导轨迹线上得到A₂点横坐标X_R；二维位置引导量中的高度误差定义为飞行器当前高度和制导轨迹线H方向的距离差，表示为ΔH＝H-H_R；前向距离误差定义为飞行器当前水平位置和制导轨迹线X方向的距离差，表示为ΔX＝X-X_R；

将前向距离控制器生成的俯仰角指令信号和高度控制器生成的俯仰角指令信号合成内环俯仰角控制指令信号实现外环并联控制前向距离和高度，进行纵向剖面前向和高度方向的二维位置引导。

所述采用垂向速度进行扰动抑制的步骤中：

飞行器在下滑过程中，在纵向剖面内飞行器偏离理想下滑道的垂直距离为d；被控目标偏离下滑道的垂向速度为记为其中V_A表示飞行器相对惯性坐标系的速度，γ表示飞行器的实际下滑角，γ_c表示飞行器的下滑角指令；

在获得飞行器的速度、下滑角和下滑角指令后得到被控目标偏离下滑道的垂向速度选取作为扰动抑制控制量，作为前向距离控制器的内环控制变量控制相位超前90°，相当于增加d的微分控制，微分控制能够增加轨迹控制***的阻尼程度，因此飞行器在穿越风场时对风扰动能够进行有效抑制。

有益效果：本发明采用一种二维位置引导方法进行高精度的轨迹跟踪，二维位置引导量分别为轨迹高度误差和轨迹前向距离误差，相比于传统的轨迹跟踪控制方案该发明增加了前向距离的控制变量，进而可以形成二维位置引导。由于前向的控制精度优于高度的控制精度数十倍，所以本发明的二维位置引导方法可以有效优化轨迹跟踪的精度。同时本发明的控制方案中通过控制被控目标靠近轨迹的垂向速度抑制轨迹摄动，相比于传统的控制方案可以更有效地增强飞行器抑制扰动的能力。

附图说明

图1为高度误差和前向距离误差示意图；

图2为垂向速度示意图；

图3为升降舵内环俯仰角控制器的结构示意图；

图4为前向距离控制器的结构示意图；

图5为高度控制器的结构示意图；

图6为基于二维位置引导的控制框架示意图；

图7为着陆阶段高度轨迹跟踪曲线图；

图8为高度误差曲线图；

图9为前向距离误差曲线图；

图10为下沉率曲线图；

图11为下滑角曲线图；

图12为机体各轴风速分量曲线图；

图13为紊流条件下高度误差对比的曲线图；

图14为紊流条件下前向距离误差对比的曲线图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做更进一步的解释。

本发明的基于二维位置引导的飞行器轨迹跟踪与抗扰控制***，包括相互串联的内控制回路和外控制回路，其中：

内控制回路为俯仰角控制回路，

外控制回路由高度控制器和前向距离控制器并联组成，所述高度控制器由高度控制回路和高度变化率控制回路串联组成，所述前向距离控制器由前向距离控制回路和垂向速率控制回路串联组成；

通过高度控制回路和前向距离控制回路的二维位置引导，进行高精度轨迹跟踪；通过垂向速率控制回路进行扰动抑制。

本发明的基于二维位置引导的飞行器轨迹跟踪与抗扰控制方法，包括：

采用二维位置引导方法进行高精度轨迹跟踪；二维位置引导量分别为轨迹高度误差和轨迹前向距离误差；

采用垂向速度进行扰动抑制；通过控制被控目标靠近轨迹的垂向速度进行扰动抑制。

以下结合本发明的实际设计流程及附图对本发明的具体实施方法进行详细的说明。

1、二维位置引导律设计

在着陆等角下滑阶段，二维位置引导方法根据飞行器当前的高度误差、前向距离误差构成二维位置偏差量，生成纵向剖面的制导指令。飞行器通过跟踪高度和前向距离的方式消除轨迹跟踪误差，进行着陆轨迹细调，因此可以提高轨迹跟踪的精度。

如图1所示，A₁点为飞行器实际位置，在纵向剖面的坐标位置记为(X,H)，根据A₁的X坐标在制导轨迹线上可得A₀点纵坐标H_R，根据A₁的H坐标在制导轨迹线上可得A₂点横坐标X_R。二维位置引导量中的高度误差定义为飞行器当前高度和制导轨迹线H方向的距离差，表示为ΔH＝H-H_R；前向距离误差定义为飞行器当前水平位置和制导轨迹线X方向的距离差，表示为ΔX＝X-X_R。

2、扰动抑制控制量设计

飞行器在下滑过程中的位置偏差如图2所示，其中d表示在纵向剖面内飞行器偏离理想下滑道的垂直距离；表示被控目标偏离下滑道的垂向速度，记为其中V_A表示飞行器相对惯性坐标系的速度，γ表示飞行器的实际下滑角，γ_c表示飞行器的下滑角指令。

在获得飞行器的速度、下滑角和下滑角指令后即可得到垂向速度选取作为扰动抑制控制量，作为前向距离控制器的内环控制变量控制相位超前90°，相当于增加d的微分控制，微分控制可以增加轨迹控制***的阻尼程度，因此飞行器在穿越风场时对风扰动可以进行有效抑制。

3、基于二维位置引导的轨迹跟踪与抗扰控制结构设计

飞行器基于二维位置引导方法进行轨迹跟踪，其中升降舵内环控制俯仰角，外环并联控制高度和前向距离，设计轨迹跟踪控制器时由内环至外环依次进行，设计步骤如下：

步骤一：内环俯仰角控制回路：

内环的俯仰角控制回路包括增稳部分和俯仰角控制部分，如图3所示。其中增稳部分通过反馈俯仰角速率信号增加阻尼，通过反馈全量俯仰角信号增加俯仰通道静稳定性；俯仰角控制部分通过俯仰角比例控制进行俯仰角快速跟踪，其中θ_g为俯仰角指令；

其中，为俯仰角速率阻尼增稳项控制增益，上标Q表示俯仰角速率，下标E表示升降舵(Elevator)，Q表示俯仰角速率；表示俯仰角增稳项控制增益，上标θD表示俯仰角增稳，下标E表示升降舵(Elevator)，θ表示俯仰角；表示俯仰角比例控制增益，上标θ表示俯仰角，下标E表示升降舵(Elevator)，θ表示俯仰角；θ_g表示俯仰角指令给定信号，下标g表示给定；δ_E表示升降舵输入，下标E表示升降舵(Elevator)；

步骤二：外环前向距离控制器：

前向距离控制器由内环垂向速度控制回路和外环前向距离控制回路两部分组成，如图4所示。其中内环垂向速度控制回路采用PI控制，可实现指令信号无静差跟踪，外环垂向速度指令由基准垂向速度V_A×sin(γ-γ_c)和前向距离误差量组成。若飞行器偏离理想下滑轨迹线，(γ-γ_c)形成偏差量反馈至基准垂向速度进而抑制轨迹摄动，尤其当飞行器遭遇连续随机脉动的紊流风场时，通常会出现上下抛投，前后冲击的现象，通过控制基准垂向速度可以有效抑制外界扰动。前向距离控制回路采用比例控制，通过控制基准前向速度可以防止飞行器产生偏离理想下滑轨迹的速度，但实际飞行试验表明可能出现飞行器的实际下滑轨迹平行于理想下滑轨迹的现象，而前向距离控制可以有效消除此部分静差，进而可以在保证抗扰能力的前提下实现纵向剖面内前向的轨迹跟踪。

其中，表示前向距离控制器的俯仰角输出给定，下标g表示输出给定；表示垂向速度比例控制增益，上标表示垂向速度，下标E表示升降舵(Elevator)；表示垂向速度积分控制增益，上标表示垂向速度积分，下标E表示升降舵(Elevator)；表示外环垂向速度指令；V_A表示飞行器航迹速度，下标A无特殊含义，仅用于符号区分；γ表示下滑倾角，γ_c表示下滑倾角指令，下标c表示指令(Command)；表示前向距离比例控制增益，上标X表示飞行器前向位置，下标E表示升降舵(Elevator)；X_R表示飞行器的前向参考位置，下标R表示参考(Reference)；

步骤三：外环高度控制器：

高度控制器由高度变化率控制回路和高度控制回路组成，如图5所示。高度变化率控制回路采用高度变化率PI控制结构，能够实现高度变化率的无静差跟踪，其中表示高度变化率指令，表示由高度误差反馈生成的高度变化率指令，表示基准下沉率前馈信号。高度控制回路采用高度比例控制，实现纵向剖面内高度方向的轨迹跟踪；

其中，表示外环高度控制器的俯仰角输出给定，下标g表示输出给定；表示高度变化率比例控制增益，上标表示高度变化率，下标E表示升降舵(Elevator)；表示高度变化率积分控制增益，上标表示高度变化率积分，下标E表示升降舵(Elevator)；表示高度比例控制增益，上标H表示高度，下标E表示升降舵(Elevator)；H_R表示飞行器参考高度指令，下标R表示参考(Reference)；

步骤四：二维位置引导的轨迹跟踪控制器：

在步骤二、步骤三的控制器设计完成后，将前向距离控制器生成的俯仰角指令信号和高度控制器生成的俯仰角指令信号合成内环俯仰角控制指令信号即可实现外环并联控制前向距离和高度，进行纵向剖面前向和高度方向的二维位置引导，基于二维位置引导的轨迹跟踪控制结构如图6所示。

实施例

基于某型无人机，为对比分析基于二维位置引导与常规高度引导控制器的特点，进行如下仿真条件的仿真试验：

A：平静大气环境，海拔高度H＝300m，质量m＝2800kg；

B：大气紊流环境，海拔高度H＝300m，质量m＝2800kg；

A平静大气环境，海拔高度H＝300m，质量m＝2800kg

由图7至图9所示，无人机初始下滑阶段采用常规高度轨迹跟踪方案时，高度误差最大约为0.7m，在t＝125.1s时切入基于二维位置引导的轨迹跟踪方案，可以看出切换控制方案后，高度误差和前向距离误差逐步减小，最后高度误差保持在约0.1m范围内。所以，相比于常规的轨迹跟踪方案，本发明中基于二维位置引导的轨迹跟踪精度有大幅的提高。由图10至图11可以看出二维位置引导区域内的下沉率和下滑角均保持在很平稳的均值范围内，幅值基本无波动，而在常规的轨迹跟踪区域内下滑角和下沉率均出现了不同程度的波动，由此可以看出在平静环境下本发明采用的基于垂向速度的控制技术的确具有较好的扰动抑制能力。

B大气紊流环境，海拔高度H＝300m，质量m＝2800kg

为了进一步验证本发明所采用的方案在复杂大气环境中的控制品质，尤其是在紊流环境中控制器的扰动抑制能力，在非线性仿真环境中，加入了紊流风场模型，对比分析常规的轨迹跟踪方案和基于二维位置引导的轨迹跟踪与抗扰控制方案的扰动抑制能力。

紊流风场采用符合MIL-8785C标准的紊流数学模型，风向指向正北，距地面6m高度的风速强度5m/s，紊流在机体各轴上的分量如图12所示。

由图13至图14所示，从高度误差和前向距离误差的均值和峰值可以看出基于二维位置引导的抗扰控制器的控制品质明显优于传统的轨迹跟踪控制，由此进一步说明了本发明所采用的抗扰控制技术具有良好的扰动抑制能力。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种基于二维位置引导的飞行器轨迹跟踪与抗扰控制***，其特征在于：包括相互串联的内控制回路和外控制回路，其中：

内控制回路为俯仰角控制回路，

外控制回路由高度控制器和前向距离控制器并联组成，所述高度控制器由高度控制回路和高度变化率控制回路串联组成，所述前向距离控制器由前向距离控制回路和垂向速率控制回路串联组成；

通过高度控制回路和前向距离控制回路的二维位置引导，进行高精度轨迹跟踪；通过垂向速率控制回路进行扰动抑制。

2.根据权利要求1所述的基于二维位置引导的飞行器轨迹跟踪与抗扰控制***，其特征在于：所述俯仰角控制回路包括增稳部分和俯仰角控制部分，其中，增稳部分通过反馈俯仰角速率信号增加阻尼，通过反馈全量俯仰角信号增加俯仰通道静稳定性；俯仰角控制部分通过俯仰角比例控制进行俯仰角快速跟踪，其中θ_g为俯仰角指令；

其中，为俯仰角速率阻尼增稳项控制增益，上标Q表示俯仰角速率，下标E表示升降舵，Q表示俯仰角速率；表示俯仰角增稳项控制增益，上标θD表示俯仰角增稳，下标E表示升降舵，θ表示俯仰角；表示俯仰角比例控制增益，上标θ表示俯仰角，下标E表示升降舵，θ表示俯仰角；θ_g表示俯仰角指令给定信号，下标g表示给定；δ_E表示升降舵输入，下标E表示升降舵。

3.根据权利要求1所述的基于二维位置引导的飞行器轨迹跟踪与抗扰控制***，其特征在于：所述前向距离控制器中，垂向速率控制回路采用PI控制，实现指令信号无静差跟踪，外环垂向速度指令由基准垂向速度V_A×sin(γ-γ_c)和前向距离误差量组成；若飞行器偏离理想下滑轨迹线，(γ-γ_c)形成偏差量反馈至基准垂向速度进而抑制轨迹摄动；前向距离控制回路采用比例控制，通过控制基准前向速度能够防止飞行器产生偏离理想下滑轨迹的速度；

其中，表示前向距离控制器的俯仰角输出给定，下标g表示输出给定；表示垂向速度比例控制增益，上标表示垂向速度，下标E表示升降舵；表示垂向速度积分控制增益，上标表示垂向速度积分，下标E表示升降舵；表示外环垂向速度指令；V_A表示飞行器航迹速度，下标A无特殊含义，仅用于符号区分；γ表示下滑倾角，γ_c表示下滑倾角指令，下标c表示指令；表示前向距离比例控制增益，上标X表示飞行器前向位置，下标E表示升降舵；X_R表示飞行器的前向参考位置，下标R表示参考。

4.根据权利要求1所述的基于二维位置引导的飞行器轨迹跟踪与抗扰控制***，其特征在于：所述高度控制器中，高度变化率控制回路采用高度变化率PI控制结构，能够实现高度变化率的无静差跟踪，其中表示高度变化率指令，表示由高度误差反馈生成的高度变化率指令，表示基准下沉率前馈信号；高度控制回路采用高度比例控制，实现纵向剖面内高度方向的轨迹跟踪；

其中，表示外环高度控制器的俯仰角输出给定，下标g表示输出给定；表示高度变化率比例控制增益，上标表示高度变化率，下标E表示升降舵；表示高度变化率积分控制增益，上标表示高度变化率积分，下标E表示升降舵；表示高度比例控制增益，上标H表示高度，下标E表示升降舵；H_R表示飞行器参考高度指令，下标R表示参考。

5.一种基于二维位置引导的飞行器轨迹跟踪与抗扰控制方法，其特征在于：包括：

采用二维位置引导方法进行高精度轨迹跟踪；二维位置引导量分别为轨迹高度误差和轨迹前向距离误差；

采用垂向速度进行扰动抑制；通过控制被控目标靠近轨迹的垂向速度进行扰动抑制。

6.根据权利要求5所述的基于二维位置引导的飞行器轨迹跟踪与抗扰控制方法，其特征在于：所述采用二维位置引导方法进行高精度轨迹跟踪的步骤中：

在着陆等角下滑阶段，根据飞行器当前的高度误差、前向距离误差构成二维位置偏差量，生成纵向剖面的制导指令，飞行器通过跟踪高度和前向距离的方式消除轨迹跟踪误差，进行着陆轨迹细调；

A₁点为飞行器实际位置，在纵向剖面的坐标位置记为(X,H)，根据A₁的X坐标在制导轨迹线上得到A₀点纵坐标H_R，根据A₁的H坐标在制导轨迹线上得到A₂点横坐标X_R；二维位置引导量中的高度误差定义为飞行器当前高度和制导轨迹线H方向的距离差，表示为ΔH＝H-H_R；前向距离误差定义为飞行器当前水平位置和制导轨迹线X方向的距离差，表示为ΔX＝X-X_R；

将前向距离控制器生成的俯仰角指令信号和高度控制器生成的俯仰角指令信号合成内环俯仰角控制指令信号实现外环并联控制前向距离和高度，进行纵向剖面前向和高度方向的二维位置引导。

7.根据权利要求5所述的基于二维位置引导的飞行器轨迹跟踪与抗扰控制方法，其特征在于：所述采用垂向速度进行扰动抑制的步骤中：

飞行器在下滑过程中，在纵向剖面内飞行器偏离理想下滑道的垂直距离为d；被控目标偏离下滑道的垂向速度为记为其中V_A表示飞行器相对惯性坐标系的速度，γ表示飞行器的实际下滑角，γ_c表示飞行器的下滑角指令；

在获得飞行器的速度、下滑角和下滑角指令后得到被控目标偏离下滑道的垂向速度选取作为扰动抑制控制量，作为前向距离控制器的内环控制变量控制相位超前90°，相当于增加d的微分控制，微分控制能够增加轨迹控制***的阻尼程度，因此飞行器在穿越风场时对风扰动能够进行有效抑制。