飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法
专利汇可以提供飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 公开了一种 飞行器 实现大 空域 机动的组合过载控制方法，采用惯导的线 加速 度计 和 角 速度 计的组合量作为控制量，通过数学方程的重构，解决了过载控制非最小 相位 系统的技术难点，完全实现了飞行全程 攻角 和 侧滑角 的渐近稳定，适用于超音速飞行器实现大空域变轨、小空域非平面机动的飞行控制，本发明的组合过载控制方法结构直观，设计简单，完全满足工程应用。，下面是飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法专利的具体信息内容。
1.一种飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法，其特征是包括以下步骤：
步骤1：组合过载控制的设计条件
已知俯仰动力学模型是：
（1）
和舵机方程：
（2）
式中， 为攻角， 为俯仰角速度， 为俯仰舵偏角， 为舵系统的带宽， 为控制输入信号， 为法向过载，为飞行速度， 为重力加速度， 、 、 、 和 为导弹的动力系数，
采用飞行器的惯导提供的角速度信号和线加速度信号组成一个误差组合输出量：
（3）把方程（1）、（2）重构为：
（4）该重构模型的阶次是 ，对输出 的相对度为 ，则第1式为精确线性化部
分，而第2式为零动态部分，设计的 ，在重构过程中，得到的方程（3）、（4）中的各个符号计算公式是：
（5）
（6）
（7）
（8）
（9）
(10)
再采用滑模变结构方法进行 的稳定设计：
取切换函数为：
（11）
设计变结构控制律：
（12）
其中： 为符号函数，柔化系数为：
（13）
其中： 和 为两个待设计的正常数，
为滑模变结构控制的设计参数，必须满足滑模可达条件：
（14）
和滑模存在条件：
（15）
步骤2：俯仰通道和航向通道稳定回路的控制设计：
由惯导系统中的线加速度传感器和角速度传感器测量弹体的法向加速度和角速度信号，送入控制器，根据方程（11）、（12）形成控制信号 送给舵机，产生舵偏角信号 ，控制弹体作相应的运动；
其中，六个稳定回路设计参数 ， ， ， ， 和 可以应用步骤1中的(3）-(15)式分别初步确定；
步骤3：俯仰通道和航向通道稳定回路的参数设计：
在飞行器飞行轨迹的全程选取10－12个特征点，对每个特征点进行时域分析和频域分析，使由步骤2设计的六个稳定回路设计参数完全满足期望的时域和频域性能指标；
步骤4：俯仰通道和航向通道控制回路的控制设计：
由高度表测量高度信号H，经过PD控制环节和校正滤波器后分别产生高空平飞指令和低空平飞指令，当发出平飞指令1时将高空平飞指令接通送入步骤2的稳定回路，当发出平飞指令2时将低空平飞指令接通送入步骤2的稳定回路，由惯导系统测量飞行器运动参数，通过虚拟目标比例导引计算得到爬升或降高时的控制信号，当发出爬升或降高指令时将控制信号接通送入步骤2的稳定回路；
其中，四个控制回路参数 和两个校正滤波器 和 ，由各个特征
点的时域仿真分析确定；
步骤5：俯仰通道和航向通道制导回路的控制设计：
由惯导系统测量飞行器的位置和速度参数，通过末端机动一体化模型计算得到末端机动控制信号，当发出末端机动指令时接通末端机动控制信号，送入步骤4的控制回路，作为变轨过载控制指令；飞行器先机动后导引，位置和速度参数送入导引头，同时导引头测量目标运动参数，通过导引规律计算得到导引信号，当发出末制导雷达指令时接通导引信号，送入步骤4的控制回路，作为变轨过载控制指令；采用时域仿真分析方法完成制导回路的控制设计；
步骤6：滚动通道控制系统的控制设计：
滚动通道控制系统的控制设计按照常规的设计方法进行；
步骤7：飞行器全弹道飞行的控制设计：
在上述步骤2至步骤6中的三个通道设计的基础上，设计飞行器全弹道飞行的控制指令，完成飞行器全弹道飞行的数学仿真分析。
飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法
技术领域
背景技术
制方法存在的缺陷是：
经典 过载控制方法不能适合于大空域变轨，另外，过载对其指令的响应速度
比角速度对其指令的响应速度慢得多，因此该控制方法具有响应速度慢的缺点；
过载控制方法需要对攻角进行测量，就要安装攻角传感器，增加了控制系
统的制造成本。许多飞行器由于受条件的限制无法安装攻角传感器，而且在有风干扰时，计算得出的攻角不能反应真实的攻角，即计算不准确，所以，测量攻角的处理方法在工程应用中存在较大的缺陷；
过载控制方法，角加速度 是姿态角的二阶导数，要准确测量该信号则要求
角加速度计灵敏度很高；角加速度计很容易受到干扰信号的影响，当干扰信号大或导弹进行大机动飞行时角加速度信号测量很不准确；所以说， 过载控制方法在工程应用中也存在局限性；
过载控制方法需要测量角加速度信号，而角加速度信号的测量很不准确，
在工程应用中也存在局限性；另外，该方法需要的测量装置数量多，提高了飞行器控制系统的制造成本。
发明内容
应用组合量解决过载控制的非最小相位系统，并由此推出控制系统的设计条件。以俯仰通道为例，已知俯仰动力学模型是：
（1）
和舵机方程：
（2）
式中， 为攻角， 为俯仰角速度， 为俯仰舵偏角， 为舵系统的带宽， 为控制输入信号， 为法向过载，为飞行速度， 为重力加速度， 、 、 、 和 为导弹的
动力系数。
把（1）、（2）方程重构为：
（4）
该重构模型的阶次是 ，对输出 的相对度为 ，则第1式为精确线性化部
分，而第2式为零动态部分，设计的 ，保证了零动态为Hurwitz方程。因此只要保证精确线性化部分渐近稳定，即组合输出量 ，则第2式零动态方程中的 为渐近稳定，从而解决了非最小相位系统问题。在重构过程中，得到的（3）、（4）式中的各个符号计算公式是：
（5）
（6）
（7）
（8）
（9）
(10)
解决了非最小相位系统问题后，整个系统就变成精确线性部分的渐近稳定设计问题，本发明采用滑模变结构方法来解决 的稳定设计：
取切换函数为：
（11）
设计变结构控制律：
（12）
其中： 为符号函数，柔化系数为：
（13）
其中： 和 为两个待设计的正常数，
为变结构滑模控制的设计参数，必须满足滑模可达条件：
（14）
和滑模存在条件：
（15） 。
附图说明
附图3-本发明组合过载控制的俯仰通道制导回路结构原理图。
行器飞行全程可取10－12个特征点，对每个特征点，设计公式参见上述（1）式至（15）式，计算顺序如下。
分别按（8）、（9）和（10）式计算重构模型参数 ， ，， ， 和 ；
根据（14）和（15）式计算 。
（2）单位阶跃函数作用下的响应，主要包括：
(a)切换函数 的时域响应；
(b)角速度的时域响应；
(c)攻角的时域响应；
（3）气动参数拉偏情况下的鲁棒性检验。
在近空间，飞行器的（过载控制基于的）重力场非常稳定，但（姿态控制基于的）空气密度变化非常大。下述表1提供了临近空间气压、密度和重力加速度随高度的变化情况。从表上可知空气的密度随高度的变化非常激烈，但重力加速度在50千米以下只有小数后两位的变化，50千米以上才出现小数后一位的变化。因此，姿态控制对飞行的高度非常敏感，而基于重力加速度的过载控制将能显得非常稳定。例如同一个飞行器作水平直线飞行，在
100米高度上需要俯仰舵上偏1度的话，在10000米高度上就需要俯仰舵上偏4到5度才行。但从过载控制来看，只要期望向上过载控制为一个重力加速度，就可实现水平飞行，不管高度是100米，还是50千米。因此在控制策略上，过载控制要远比姿态控制简单得多。
过载控制应用的技术难点是非最小相位系统问题，也就是一般的控制过载不能实现攻角（侧滑角）的稳定。本发明采用角速度/线加速度的组合信号，通过控制方程的重构，解决了这个难点，在本质上能保证攻角（侧滑角）的渐近稳定，这为过载控制的应用扫除了障碍。
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