用于飛行器大空域飛行的非線性抗飽和高度指令生成方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于飛行器飛行控制中俯仰通道質(zhì)心控制技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及用于飛行器 大空域飛行的非線性抗飽和高度指令生成方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 高度控制回路是飛行器控制系統(tǒng)中的質(zhì)心控制外回路。目前飛行器高度控制回路 的設(shè)計(jì)主要是采用PID控制或者PD控制來(lái)實(shí)現(xiàn)的。其基本原理是利用飛行器的實(shí)際高度與 期望高度之間的誤差信號(hào)組成PID控制器中的P信號(hào)，而利用該誤差的積分組成PID控制中 的I信號(hào)，利用誤差的微分或者直接利用飛行器的垂向速度，構(gòu)成PID或者ro控制器中的微 分信號(hào)。最后，通過(guò)誤差的PID組合，新成姿態(tài)角期望信號(hào)，由飛行器內(nèi)穩(wěn)定回路(姿態(tài)跟蹤 內(nèi)回路)完成對(duì)姿態(tài)期望信號(hào)的跟蹤，從而實(shí)現(xiàn)飛行器對(duì)給定高度的控制功能。
[0003] 該方案的優(yōu)點(diǎn)是PID算法的高度成熟可靠性，通用多年的應(yīng)用已積累了較多的經(jīng) 驗(yàn)。但缺點(diǎn)在于，該方案在飛行器進(jìn)行大空域飛行時(shí)，設(shè)計(jì)比較繁瑣，需要采用多套控制參 數(shù)進(jìn)行不同空域范圍的切換控制，同時(shí)空域范圍越大，所需切換次數(shù)也越多，而穩(wěn)定性所受 影響也越大。
[0004] 產(chǎn)生該缺點(diǎn)的主要原因，是飛行器的內(nèi)穩(wěn)定回路受物理意義的限制，使得姿態(tài)的 期望信號(hào)必須滿足一定范圍限制，如對(duì)大多數(shù)飛行器，姿態(tài)角幅值應(yīng)當(dāng)小于30度。而當(dāng)飛行 器進(jìn)行大空域機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，高度的期望信號(hào)變化范圍較大，如從1米至20000米高空飛行時(shí)， 其期望信號(hào)變化范圍為20000米，那么誤差范圍變化也較大，最終通過(guò)誤差信號(hào)與PID參數(shù) 的匹配，得到姿態(tài)的期望信號(hào)將超出內(nèi)回路的跟蹤能力而飽和，此時(shí)單套參數(shù)的PID控制就 失去了合理性。當(dāng)然，也可以采用平滑指令來(lái)減少誤差，但本質(zhì)上無(wú)法回避誤差范圍變化較 大時(shí)，PID控制需要多套參數(shù)來(lái)保證信號(hào)的合理性問(wèn)題。
[0005] 正是由于以上原因，目前高度PID或ro控制方法，在小范圍空域的高度控制取得了 廣泛的應(yīng)用，如定高平飛等等。但對(duì)應(yīng)需要飛行器實(shí)現(xiàn)從低空到高度，甚至多次來(lái)回跨越高 低空切換的復(fù)雜飛行模式時(shí)，采用高度PID或PD控制方法，設(shè)計(jì)將非常不方便，而且多套參 數(shù)切換也使得系統(tǒng)復(fù)雜，可靠性降低。
[0006] 本發(fā)明正是基于以上原因，提出一種非線性抗飽和的設(shè)計(jì)方法，從根本上保證了 該高度指令不會(huì)出現(xiàn)飽和，從而非常方便地實(shí)現(xiàn)了飛行器大空域飛行時(shí)高度的任意控制。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 本發(fā)明的目的是提供用于飛行器大空域飛行的非線性抗飽和高度指令生成方法， 解決了現(xiàn)有技術(shù)中存在的基于高度誤差PID控制方案對(duì)大空域飛行容易出現(xiàn)高度指令飽和 而不利于實(shí)現(xiàn)飛行器的復(fù)雜高低空軌跡混合飛行控制的問(wèn)題。
[0008] 本發(fā)明所采用的技術(shù)方案是按照以下步驟進(jìn)行：
[0009] 步驟1:采用高度表測(cè)量飛行器的高度z，采用慣導(dǎo)系統(tǒng)測(cè)量飛行器的垂向速度信 號(hào).z.;.
[0010] 步驟2:高度指令生成器首先根據(jù)測(cè)量得到的垂向速度信號(hào)Z與高度信號(hào)z組成滑 模面sz (也就
[0011] 步驟3:然后根據(jù)滑模面&構(gòu)造高度抗飽和指令0d(也就是0<1 = 1^^/(|&|+|))，該 指令為有界姿態(tài)指令信號(hào)，輸送給飛行器內(nèi)回路姿態(tài)指令穩(wěn)定跟蹤控制器；
[0012] 步驟4:最后由飛行器內(nèi)回路姿態(tài)指令穩(wěn)定跟蹤控制器的內(nèi)穩(wěn)定回路(也簡(jiǎn)稱內(nèi)回 路、也稱姿態(tài)指令穩(wěn)定跟蹤回路)給出控制信號(hào)u。，輸送給舵機(jī)；
[0013] 步驟5:舵機(jī)產(chǎn)生舵偏角δζ，控制飛行器的俯仰姿態(tài)角Θ，從而跟蹤接近俯仰姿態(tài)角 期望值0 d(也就是實(shí)現(xiàn)0-0d)，最后使得飛行器高度ζ跟蹤飛行器期望高度zd，實(shí)現(xiàn)了高度控 制的目標(biāo)(也就是實(shí)現(xiàn)了z-z d)。
[0014] 進(jìn)一步，所述滑模面構(gòu)造高度抗飽和指令的方法根據(jù)測(cè)量的飛行器飛行高度值z(mì) 與給定的飛行器期望高度zd，形成誤差信號(hào)ez，其定義為ez = z_zd;根據(jù)誤差信號(hào)ez與慣導(dǎo)測(cè) 量的高度微分信號(hào)選取正的參數(shù)cz，按照如下方式組成滑模面s z，其定義為
^ 亥期望高度為常值的情況下
因此該信號(hào) 本質(zhì)上是微分信號(hào)，是高度微分，提供阻尼作用，使高度上升過(guò)程更加平穩(wěn)。根據(jù)上述滑模 面，選取正的參數(shù)ξ與kz2,構(gòu)造有界的高度抗飽和指令0d = kz2Sz/(|Sz|+|)作為俯仰姿態(tài)角 期望值的輸入9d;高度抗飽和指令的設(shè)計(jì)其實(shí)就是把高度差信號(hào)轉(zhuǎn)換為姿態(tài)角的期望值， 因此高度抗飽和指令也就是俯仰姿態(tài)角期望值。因?yàn)轱w行器分兩個(gè)回路，前面一級(jí)是高度 回路，后面一級(jí)為姿態(tài)回路，高度回路的輸出，就是叫做高度抗飽和指令，同時(shí)他又是后面 姿態(tài)回路的輸入，也叫做姿態(tài)角期望值。
[0015] 進(jìn)一步，所述cz取值為0.06。
[0016] 進(jìn)一步，采用所述內(nèi)穩(wěn)定回路的簡(jiǎn)化模型構(gòu)建高度仿真程序，內(nèi)穩(wěn)定回路的簡(jiǎn)化 模型如下：
[0017]
[0018]
[0019]
[0020]
[0021]其中內(nèi)穩(wěn)定回路的目標(biāo)是設(shè)計(jì)舵偏δζ使得內(nèi)穩(wěn)定回路實(shí)現(xiàn)飛行器的姿態(tài)角Θ跟蹤 9d。其中α和焱為飛行器攻角，為飛行器的飛行力學(xué)相關(guān)氣動(dòng)參數(shù)，其中i、j代表飛行器氣 動(dòng)特性的參數(shù)。心為舵機(jī)的舵偏角，g為重力加速度，n y為縱向過(guò)載，vxb為飛行器飛行速度;Θ 為飛行器俯仰角度，4為Θ的導(dǎo)數(shù)，也就是角速度，ωζ為角速度，為飛行器俯仰角加速度。
[0022]
[0023]
[0024]
[0025] 其中Vzb為飛行器垂向速度、為其導(dǎo)數(shù)，x為飛行器飛行距離、J：為其導(dǎo)數(shù)，z為 飛行器飛行高度d為垂向速度。高度回路的目標(biāo)是設(shè)計(jì)高度抗飽和指令9d，作為內(nèi)穩(wěn)定回 路的參考輸入信號(hào)，待內(nèi)穩(wěn)定回路控制律使得飛行器俯仰姿態(tài)角信號(hào)Θ跟蹤0(1后，飛行器高 度z自動(dòng)跟蹤期望信號(hào)z d，高度誤差ez趨于0。
[0026] 本發(fā)明的有益效果是:本發(fā)明提供的高度抗飽和非線性指令生成方法，與傳統(tǒng)PID 高度指令生成方法相比，具有跟蹤高度范圍廣的優(yōu)點(diǎn)，而且具有抗飽和的特點(diǎn)，特別適用于 飛行器大空域飛行的高度控制。
【附圖說(shuō)明】
[0027] 圖1是抗飽和高度非線性指令生成設(shè)計(jì)系統(tǒng)框圖；
[0028] 圖2(a)是本發(fā)明實(shí)施例一的垂向速度實(shí)施例圖；
[0029] 圖2(b)是本發(fā)明實(shí)施例一的角速度實(shí)施例圖；
[0030] 圖2(c)是本發(fā)明實(shí)施例一的姿態(tài)角實(shí)施例圖；
[0031 ]圖2(d)是本發(fā)明實(shí)施例一的水平飛行距離實(shí)施例圖；
[0032] 圖2(e)是本發(fā)明實(shí)施例一的飛行高度實(shí)施例圖；
[0033] 圖2(f)是本發(fā)明實(shí)施例一的俯仰舵偏角實(shí)施例圖；
[0034] 圖2(g)是本發(fā)明實(shí)施例一的姿態(tài)角期望值實(shí)施例圖；
[0035] 圖3(a)是本發(fā)明實(shí)施例二的垂向速度實(shí)施例圖；
[0036] 圖3(b)是本發(fā)明實(shí)施例二的角速度實(shí)施例圖；
[0037] 圖3(c)是本發(fā)明實(shí)施例二的姿態(tài)角實(shí)施例圖；
[0038] 圖3(d)是本發(fā)明實(shí)施例二的水平飛行距離實(shí)施例圖；
[0039] 圖3(e)是本發(fā)明實(shí)施例二的飛行高度實(shí)施例圖；
[0040] 圖3(f)是本發(fā)明實(shí)施例二的俯仰舵偏角實(shí)施例圖；
[0041 ]圖3(g)是本發(fā)明實(shí)施例二的姿態(tài)角期望值實(shí)施例圖；
[0042] 圖4(a)是本發(fā)明實(shí)施例三的垂向速度實(shí)施例圖；
[0043] 圖4(b)是本發(fā)明實(shí)施例三的角速度實(shí)施例圖；
[0044] 圖4(c)是本發(fā)明實(shí)施例三的姿態(tài)角實(shí)施例圖；
[0045]圖4(d)是本發(fā)明實(shí)施例三的水平飛行距離實(shí)施例圖；
[0046] 圖4(e)是本發(fā)明實(shí)施例三的飛行高度實(shí)施例圖；
[0047] 圖4(f)是本發(fā)明實(shí)施例三的俯仰舵偏角實(shí)施例圖；
[0048]圖4(g)是本發(fā)明實(shí)施例三的姿態(tài)角期望值實(shí)施例圖。
【具體實(shí)施方式】
[0049]下