CN112000127B - 一种基于反步法的飞行器横侧向联合控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于反步法的飞行器横侧向联合控制方法，其步骤包括：步骤一、建立横侧向通道耦合数学模型，并根据飞行器飞行状态和气动特性计算数学模型中的动力系数；步骤二、根据制导控制要求给出侧向侧滑角姿态指令β^d和横向滚转角姿态指令γ^d；步骤三、根据惯测捷联解算得到滚转角γ、侧滑角β、滚转角速度

偏航角速度ω_y、弹道偏角角速度

步骤四、根据快速性要求给出正常数k₁、k₂、k₃、k₄；步骤五、综合步骤一、步骤二、步骤三、步骤四的输入，根据反步法原理输出偏航舵指令δ_y和滚动舵指令δ_x，得到横侧向联合控制器。本发明提供的基于反步法的飞行器横侧向联合控制器能实现偏航通道和滚动通道的解耦控制，有效提高偏航通道和滚动通道飞行控制品质。

Description

一种基于反步法的飞行器横侧向联合控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器飞行控制领域，特别涉及一种基于反步法的飞行器横侧向联合控制方法。

背景技术

飞行器横侧向通道存在明显的耦合，由钱杏森等编著的《导弹飞行力学》中六自由度模型可知有运动学耦合、气动耦合、惯性耦合，其中运动学耦合和气动耦合，为横侧向通道的主要耦合量，横侧向通道耦合一方面会影响***稳定裕度、另一方面影响姿态控制精度，比如BTT控制飞行器机动过程中会耦合出侧滑角，这对于对侧滑角有严格限制要求的飞行器，比如基于吸气式发动机的飞行器，侧滑角增大时会显著提高发动机熄火的风险。工程上BTT控制侧滑角抑制方法一般是通过先滚后拐或协调滚转角指令和过载指令的方式避免同时出现攻角和滚转角速度的方法，从而减小耦合出来的侧滑角，但是这种方式明显降低了BTT控制过载响应快速性，本专利提出的一种基于反步法的飞行器横侧向联合控制器，以横侧向小扰动耦合模型为基础，利用反步法多变量控制器设计方法，设计出偏航通道和滚动通道的联合控制器，实现偏航通道和滚动通道的解耦控制，有效提高飞行器偏航通道和滚动通道姿态控制精度和***稳定性。

反步法是一种针对具有严格参数反馈***、通过引入静态补偿的思想和逐步递推的方式实现***镇定稳定的控制方法，在飞行器控制领域国内外学者主要研究了在稳定控制***三通道设计^[1]、高度控制^[2]、质量矩导弹控制^[3]、直气复合制导^[4]、制导控制一体化设计^[5]等方面的应用，目前国内飞行器控制方法领域中均无涉及基于反步法的飞行器横侧向联合控制，实现偏航通道和滚动通道的解耦控制，提高飞行控制品质。背景技术参考文献：

[1]董长虹,周国杰,徐世杰.反演法在导弹非线性控制***设计中的应用[J].航天控制,2010,28(1)：3-6.

[2]吴博文,李小兵,姚春明,曹艳.一种基于反步法的导弹高度控制器设计[J].火力与指挥控制,2015,40(11):153-155.

[3]高长生,荆武兴,李君.基于自适应反演法的质量矩导弹控制律设计[J].兵工学报,2011.6,32(6):686-690.

[4]张天宇,董长虹.基于自适应反演法的导弹直/气复合制导[J].北京航空航天大学学报,201307,39(7):902-906.

[5]王志凯,马建伟,宋晓娜.基于干扰观测的制导控制一体化反演滑模研究[J].火力与指挥控制,2018,43(7):76-81.

发明内容

本发明解决的问题是在横侧向通道耦合明显，影响***稳定性和姿态控制精度的问题，提供一种基于反步法的飞行器横侧向联合控制方法，实现偏航通道和滚动通道的解耦控制，提高飞行控制品质。

本发明提供的一种基于反步法的飞行器横侧向联合控制方法，其步骤包括：

步骤一、建立横侧向通道耦合数学模型，并计算数学模型中的动力系数；

步骤二、根据制导控制要求给出侧向侧滑角姿态指令β^d和横向滚转角姿态指令γ^d；

步骤三、根据惯测捷联解算得到滚转角γ、侧滑角β、滚转角速度

偏航角速度ω_y、弹道偏角角速度

步骤四、根据快速性要求给出正常数k₁、k₂、k₃、k₄；

步骤五、综合步骤一、步骤二、步骤三、步骤四的输入，根据反步法原理输出偏航通道和滚动通道舵指令，得到横侧向通道联合控制器。

进一步，步骤一中建立横侧向通道耦合数学模型为：

式中

其中β表示侧滑角、γ表示滚转角、α表示攻角、ω_y表示偏航角速度、ψ_v表示弹道偏角、δ_y表示偏航通道舵指令、δ_x表示滚动通道舵指令、b₂～b₅为根据飞行状态和气动包计算出的偏航通道动力系数，c₂～c₃为根据飞行状态和气动包计算出的滚动通道动力系数。

进一步，步骤四中正常数的选取k₁、k₂、k₃、k₄应满足k₁<k₂，k₁<k₃，k₂<k₄。

进一步，步骤五中偏航通道和滚动通道舵指令输出表达式为

上式中e₁＝x₁-x₁ ^d，其中

β^d为侧滑角指令，γ^d为滚转角指令；

e₂＝x₂-ρ，H₁、H₂、P₁、P₂为对称正定矩阵，且分别满足

本发明的优点包括：通过本发明所提供的一种基于反步法的飞行器横侧向联合控制器，能实现偏航通道和滚动通道的解耦控制，有效提高偏航通道和滚动通道飞行控制品质。

附图说明

图1为本发明的一种基于反步法的飞行器横侧向联合控制方法流程图。

具体实施方式

下文中，结合附图和实施例对本发明作进一步阐述。

结合参考图1，根据飞行器气动特性建立如式1所示的横侧向通道耦合数学模型，根据制导控制要求给出侧向侧滑角姿态指令β^d和横向滚转角姿态指令γ^d，根据惯测捷联解算得到滚转角γ、侧滑角β、滚转角速度

偏航角速度ω_y、弹道偏角角速度

再根据制导控制快速性要求给出正常数k₁、k₂、k₃、k₄，综合以上输入根据反步法原理输出偏航通道和滚动通道联合控制偏航舵指令δ_y和滚动舵指令，将舵指令送给舵机，驱动飞行器舵面偏转，实现对侧滑角指令、滚转角指令的有效跟踪。

在本发明的一种基于反步法的飞行器横侧向联合控制方法的一个实施例中，预先根据飞行状态和气动特性给出偏航通道动力系数b₂～b₅(本实施案例中b₂＝-18.9、b₃＝22、b₄＝0.0855、b₅＝0.0137)，滚动通道动力系数c₂～c₃(本实施案例中c₂＝50、c₃＝270)，预先根据制导控制需求给出侧滑角姿态指令β^d＝0°，和滚转角姿态指令γ^d＝50°。

该实施例中，具体工作流程描述如下：

1、建立横侧向通道耦合数学模型，如下式所示。

上式中

其中β表示侧滑角、γ表示滚转角、α表示攻角、ω_y表示偏航角速度、

表示弹道偏角角速度、δ_y表示偏航通道舵指令、δ_x表示滚动通道舵指令、b₂～b₅为偏航通道动力系数，已预先给出，c₂～c₃为滚动通道动力系数，已预先给出。

2、根据制导控制要求给出侧向侧滑角姿态指令β^d和横向滚转角姿态指令γ^d，已预先给出。

3、根据惯测捷联解算得到滚转角γ、侧滑角β、滚转角速度

偏航角速度ω_y、弹道偏角角速度

3、根据快速性要求给出正常数k₁、k₂、k₃、k₄，本案例中给定k₁＝3、k₂＝5、k₃＝8、k₄＝10。

4、计算基于反步法横侧向联合控制偏航通道舵指令δ_y、滚动通道舵指令δ_x，偏航舵指令和滚动舵指令的计算表达式如下式。

上式中e₁＝x₁-x₁ ^d，其中

e₂＝x₂-ρ。

取

则

从而计算出偏航通道舵指令δ_y、滚动通道舵指令δ_x，得到横侧向联合控制器。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (2)

1.一种基于反步法的飞行器横侧向联合控制方法，其特征在于，步骤包括：

步骤一、建立横侧向通道耦合数学模型，并计算数学模型中的动力系数；

步骤二、根据制导控制要求给出侧向侧滑角姿态指令β^d和横向滚转角姿态指令γ^d；

步骤三、根据惯测捷联解算得到滚转角γ、侧滑角β、滚转角速度

偏航角速度ω_y、弹道偏角角速度

步骤四、根据快速性要求给出正常数k₁、k₂、k₃、k₄；

步骤五、综合步骤一、步骤二、步骤三、步骤四的输入，根据反步法原理输出偏航舵指令δ_y和滚动舵指令δ_x，得到横侧向联合控制器；

所述步骤一中，建立横侧向通道耦合数学模型为：

式1中

其中β表示侧滑角、γ表示滚转角、α表示攻角、ω_y表示偏航角速度、ψ_v表示弹道偏角、δ_y表示偏航通道舵指令、δ_x表示滚动通道舵指令、b₂～b₅为根据飞行状态和气动包计算出的偏航通道动力系数，c₂～c₃为根据飞行状态和气动包计算出的滚动通道动力系数；

所述步骤五中偏航通道和滚动通道舵指令输出表达式为：

上式中

δ_y表示偏航通道舵指令、δ_x表示滚动通道舵指令；

e₁＝x₁-x₁ ^d，其中

β^d为侧滑角指令，γ^d为滚转角指令；

e₂＝x₂-ρ，H₁、H₂、P₁、P₂为对称正定矩阵，且分别满足

2.根据权利要求1所述的一种基于反步法的飞行器横侧向联合控制方法，其特征在于，所述步骤四中，正常数的选取k₁、k₂、k₃、k₄应满足k₁＜k₂，k₁＜k₃，k₂＜k₄。

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