抑制侧滑角信号常值偏差影响的高超声速飞行器控制方法

技术领域

本发明属于高超声速飞行器姿态控制技术领域。 

背景技术

先进高超声速飞行器越来越成为世界各航天强国争相发展的军用或民用高性能飞行器。美国从二十世纪五、六十年代直到现在研制先进面对称高超声速飞行器过程中不断出现的飞行失控表明，高超声速飞行器的姿态控制技术至今仍未完全成熟。由于防热等问题，高超声速飞行阶段飞行器无法使用大气数据系统，因而无法直接测量侧滑角、攻角等姿态控制需要的角度信息，该部分角度信息只能靠估计计算。而在缓变的风干扰等影响下，作为姿态控制反馈信号的侧滑角计算值与其真实值之间存在常值或近似常值的偏差，此偏差会导致控制精度降低并带来一定的控制风险，尤其是偏差较大的情况下。如何抑制侧滑角反馈信号中常值偏差的影响，成为高超声速飞行器横航向姿态控制中的一个重要问题。 

目前工程实用的高超声速飞行器横航向姿态控制方法，大多是采用侧滑角、滚转角、滚转角速度和偏航角速度反馈来实现。在侧滑角反馈信号存在常值偏差的情况下，目前的大部分方法均只能做到真实的侧滑角控制结果存在一定的稳态误差而不能完全消除，一类方法除外，即：将滚转角反馈到方向舵上、不反馈到副翼上。然而该方法一方面只适用于方向舵控制滚转的极性确定同时方向舵效又足够高的情况，另一方面，该方法尽管可以消除真实的侧滑角稳态误差但却无法消除滚转角稳态误差。综上，在侧滑角反馈信号存在常值偏差的情况下，目前的高超声速飞行器横航向控制方法均无法同时保证真实的侧滑角稳态误差和滚转角稳态误差同时为零。例如：(1)《南京航空航天大学学报》第41卷第3期发表的“重复使用运载器返回段横侧向控制系统”一文，该文献将 滚转角速度反馈到副翼、偏航角速度和滚转角反馈到方向舵进行重复使用运载器的横航向姿态控制，但是未使用侧滑角反馈，因此仅适用于偏航静稳定的飞行器，且该文献也未采用滚转角积分到方向舵的反馈。(2)《飞行控制系统》（吴森堂,费玉华著.北京航空航天大学出版社.第一版,2009年）一书5.4.3节使用了滚转角积分到副翼的反馈，但是为采用侧滑角积分到方向舵的反馈，在侧滑反馈信号存在常值偏差的情况下，该方法也无法消除侧滑角误差。(3)《飞行力学》1996年第1期的“某机横侧向增稳系统控制律的设计”一文，分析了飞机横侧向增稳系统反馈参数的选择及其对飞行品质的影响。该文献横航向姿态控制采用侧向过载、滚转角速度、偏航角速度反馈，主要目的是控制飞行器的横侧向姿态角速度，而不是直接控制姿态角本身，且未采用滚转角及其积分反馈。(4)《系统仿真学报》2010年第2期的“抗不确定性干扰的横侧向姿态控制技术研究”一文，将滚转角、滚转角积分和滚转角速度反馈到副翼实现无人机的横航向控制，偏航通道未加控制，因此仅适用于偏航静稳定且偏航通道自身阻尼较好的飞行器，不适用于偏航静不稳定的高超声速飞行器。 

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种不使用大气数据系统测量结果的高超声速飞行器横航向姿态控制方法，使得在侧滑角反馈信号存在常值偏差的情况下，不论滚转角信号反馈到副翼还是反馈到方向舵，均能保证真实侧滑角稳态误差为零、同时滚转角稳态误差也为零。 

本发明的技术解决方案是：抑制侧滑角信号常值偏差影响的高超声速飞行器控制方法，步骤如下：（1）利用惯组实时测量高超声速飞行器的偏航角速度ω_y和滚转角速度ω_x，并利用惯组、GPS等传感器获取滚转角γ和侧滑角

（2）计算滚转角γ与滚转角指令γ_c的偏差信号Δγ=γ-γ_c，对偏差信号Δγ进行积分并进行限幅后得到滚转角积分信号； 

（3）将侧滑角滚转角积分信号、偏航角速度ω_y分别进行放大后生成控 制指令反馈到飞行器的方向舵δr上；滚转角速度ω_x进行放大后生成控制指令反馈到飞行器的副翼δa上；将偏差信号Δγ进行放大后生成控制指令反馈至飞行器的方向舵δr/副翼δa；“/”代表和或； 

（4）将所有反馈至方向舵的控制指令相加作为方向舵的总控制指令，飞行器上的伺服系统控制方向舵跟踪总控制指令；将所有反馈之副翼的控制指令相加作为副翼的总控制指令，飞行器上的伺服系统控制副翼跟踪总控制指令。 

所述的滚转角速度ω_x还可以进行放大后生成控制指令反馈至方向舵。 

本发明与现有技术相比有益效果为： 

（1）在抑制侧滑角反馈信号常值偏差影响和改善控制精度上，本发明充分利用了滚转角积分反馈的控制作用，使得在高超声速飞行器侧滑角反馈信号存在常值偏差的情况下，不仅能保证真实侧滑角稳态误差为零，同时也保证了滚转角稳态误差为零，降低了飞行风险，提高了飞行可靠性。 

（2）在适用范围上，本方法不仅适用于滚转角反馈到方向舵的情况，也适用于滚转角反馈到副翼的情况，因而在高超声速飞行器横航向姿态控制上具有广泛的适用性。并且，本发明方法对偏航静稳定与静不稳定的高超声速飞行器均适用。 

（3）本发明创造性地使用了滚转角积分到方向舵的反馈，并综合应用滚转角速度、偏航角速度、侧滑角、滚转角偏差等多种信号的反馈来实现比其它方法更优的控制效果。滚转角积分到方向舵的反馈是一个不容易想到的非常规的控制思路。在本文之前，由于未充分认识到滚转角积分到方向舵的反馈方式的优点，飞行器控制领域对滚转角积分的惯用反馈思路只是将滚转角积分反馈到副翼。惯用思路虽然可以提高滚转角积分的控制精度，但在侧滑角测量信号存在常值偏差的情况下，侧滑角的控制结果必然存在常值偏差。而使用本方法首次提出的滚转角积分到方向舵的反馈这一非常规思路却能避免惯用方法的缺陷，在侧滑角测量信号存在常值偏差的情况下可同时提高滚转角和侧滑角控制精度。 

附图说明

图1为本发明控制系统结构框图； 

图2为本发明具体实施步骤； 

图3a-3c和图4a-4b为本发明与其它方法的控制效果对比。 

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的说明： 

由本发明所实现的高超声速飞行器横航向姿态控制方法的控制框图如图1所示，图1中的各符号解释如下： 

β——真实侧滑角； 

——侧滑角反馈信号； 

Δ_β——侧滑角反馈信号与真实侧滑角之间的常值偏差； 

γ——滚转角反馈信号； 

γ_c——滚转角指令信号； 

ω_x——滚转角速度信号； 

ω_y——偏航角速度信号； 

∫——积分运算； 

δr——方向舵舵偏； 

δa——副翼舵偏； 

——侧滑角到方向舵反馈的增益系数； 

——滚转角到方向舵反馈的增益系数； 

——滚转角积分到方向舵反馈的增益系数； 

——偏航角速度到方向舵反馈的增益系数； 

——滚转角速度到方向舵反馈的增益系数； 

——滚转角到副翼反馈的增益系数； 

——滚转角速度到副翼反馈的增益系数； 

Sat——限幅处理函数。 

限幅处理函数Sat的一种实现形式为： 

$\mathrm{Sat}\left(x\right)=\left(\begin{array}{c}-\bar{x},x\le -\bar{x}\\ x,\left|\right|x\left|\right|<\bar{x}\\ \bar{x},x\ge \bar{x}\end{array}\right)$

其中为限幅值，的大小应根据侧滑角反馈信号常值偏差范围和方向舵可用舵偏大小的实际情况确定，确保不小于侧滑角反馈信号常值偏差的大小，同时不应太大以避免方向舵频繁或长时间处于饱和状态，可通过仿真调试最终选定的大小。 

参见图1所示，本发明给出的控制方法所需的输入信号为侧滑角、滚转角、偏航角速度、滚转角速度。侧滑角无需采用大气数据系统进行测量，可以根据惯组或GPS等其他传感器所测的姿态信息进行代数或滤波估算。在有风干扰或传感器安装偏差的情况下，侧滑角估算结果与真实值之间存在常值偏差，但是采用本发明的方法后，这一偏差不会使真实侧滑角和滚转角产生稳态误差。 

参见图1所示，本发明的信号反馈方式为：侧滑角信号乘以增益系数后反馈到方向舵δr，滚转角与滚转角指令的偏差信号Δγ=γ-γ_c乘以增益系数后反馈到方向舵δr，滚转角偏差的积分信号∫Δγdt限幅后再乘以增益系数后反馈到方向舵δr，偏航角速度信号ω_y乘以增益系数后反馈到方向舵δr，滚转角速度信号ω_x乘以增益系数后反馈到方向舵δr，滚转角偏差信号乘以增益系数后反馈到副翼δa，滚转角速度信号ω_x乘以增益系数后反馈到副翼δa，侧滑角信号禁止反馈到副翼。禁止将侧滑角信号和滚转角积分∫Δγdt反馈到副翼上δa。 

如图2所示，本发明的实施步骤如下： 

（1）利用惯组实时测量高超声速飞行器的偏航角速度ω_y和滚转角速度ω_x， 并利用惯组、GPS等传感器获取滚转角γ和侧滑角

（2）计算滚转角γ与滚转角指令γ_c的偏差信号Δγ=γ-γ_c，对偏差信号Δγ进行积分并进行限幅后得到滚转角积分信号； 

（3）将侧滑角滚转角积分信号、偏航角速度ω_y分别进行放大后生成控制指令反馈到飞行器的方向舵δr上；滚转角速度ω_x进行放大后生成控制指令反馈到飞行器的副翼δa上；将偏差信号Δγ进行放大后生成控制指令反馈至飞行器的方向舵δr/副翼δa；“/”代表和或； 

（4）将所有反馈至方向舵的控制指令相加作为方向舵的总控制指令，飞行器上的伺服系统控制方向舵跟踪总控制指令；将所有反馈之副翼的控制指令相加作为副翼的总控制指令，飞行器上的伺服系统控制副翼跟踪总控制指令。 

各增益系数（放大系数）的符号推荐如下：定义两个参数LCDP_δr和LCDP_δa如下： 

${\mathrm{LCDP}}_{\mathrm{\delta r}}=C_{\mathrm{my}}^{\beta }-C_{\mathrm{mx}}^{\beta }\frac{C_{\mathrm{my}}^{{\delta }_r}}{C_{\mathrm{mx}}^{{\delta }_r}}$

${\mathrm{LCDP}}_{\mathrm{\delta a}}=C_{\mathrm{my}}^{\beta }-C_{\mathrm{mx}}^{\beta }\frac{C_{\mathrm{my}}^{{\delta }_a}}{C_{\mathrm{mx}}^{{\delta }_a}}$

式中，——滚转力矩系数对侧滑角的导数； 

——偏航力矩系数对侧滑角的导数； 

——滚转力矩系数对方向舵舵偏角的导数； 

——偏航力矩系数对方向舵舵偏角的导数； 

——滚转力矩系数对副翼舵偏角的导数； 

——偏航力矩系数对副翼舵偏角的导数。 

参数为姿控设计的输入条件。则的符号与参数LCDP_δr的符号相反。可为零或与LCDP_δr的符号相反，可为零或与参 数LCDP_δa的符号相反，且和不能同时为零。如果要采用滚转角速度到方向舵的反馈（即的情况），增益系数与的大小关系建议为 

$k_{{\omega }_x}^{\mathrm{\delta r}}=\tan \alpha ·k_{{\omega }_y}^{\mathrm{\delta r}}$

其中α为飞行攻角。 

各增益系数的大小可以采用根轨迹方法或其它设计方法确定，以保证闭环横航向姿态运动稳定并满足期望的性能。 

最终确定的横航向姿态控制律具体形式如式(1)、(2)所示： 

$\mathrm{\delta r}=k_{\beta }^{\mathrm{\delta r}}\tilde{\beta }+k_{\gamma }^{\mathrm{\delta r}}·\mathrm{\Delta \gamma }+k_I^{\mathrm{\delta r}}·\mathrm{Sat}(\int \mathrm{\Delta \gamma dt})+k_{{\omega }_x}^{\mathrm{\delta r}}{\omega }_x+k_{{\omega }_y}^{\mathrm{\delta r}}{\omega }_y---\left(1\right)$

$\mathrm{\delta a}=k_{\gamma }^{\mathrm{\delta r}}·(\gamma -{\gamma }_c)+k_{{\omega }_x}^{\mathrm{\delta r}}{\omega }_x---\left(2\right)$

其中为侧滑角反馈信号，与真实的侧滑角β之间存在常值偏差Δ_β，即： $\tilde{\beta }=\beta +{\Delta }_{\beta }.$

下面利用飞行器横航向小偏差线性化方程详细证明式(1)和(2)所给的控制方法可以使侧滑角和滚转角稳态误差为零。 

证明： 

不失一般性，设横航向线性化运动方程为： 

$\stackrel{·}{\beta }=a_1·\beta +\sin \alpha ·{\omega }_x+\cos \alpha ·{\omega }_y+a_4·\mathrm{\Delta \gamma }+a_5·\mathrm{\delta a}+a_6·\mathrm{\delta \gamma }---\left(3\right)$

${\stackrel{·}{\omega }}_x=b_1·\beta +b_2·{\omega }_x+b_3·{\omega }_y+b_5·\mathrm{\delta a}+b_6·\mathrm{\delta r}---\left(4\right)$

${\stackrel{·}{\omega }}_y=c_1·\beta +c_2·{\omega }_x+c_3·{\omega }_y+c_5·\mathrm{\delta a}+c_6·\mathrm{\delta r}---\left(5\right)$

$\Delta \stackrel{·}{\gamma }={\omega }_x-\tan \theta ·{\omega }_y---\left(6\right)$

式中，a_i——β线性化微分方程系数，i=1,4,5,6； 

b_i——ω_x线性化微分方程系数，i=1,2,3,5,6； 

c_i——ω_y线性化微分方程系数，i=1,2,3,5,6； 

θ——弹道倾角。 

因为式(1)和(2)中的各参数已通过根轨迹等方法合理设计保证系统稳定，则 将式(1)和(2)代入式(3)～(6)，并根据终值定理可得β(∞)=0，Δγ(∞)=0，即侧滑角与滚转角稳态误差为零。 

本发明效果实例：在侧滑角反馈信号存在3度常值偏差的情况下，某高超声速飞行器某飞行特征点处将滚转角反馈到副翼、但是不加滚转角积分反馈的控制结果如图3a所示，滚转角和侧滑角控制结果分别均存在约7.5度和-1.8度的稳态误差，将滚转角积分反馈到副翼的控制结果如图3b所示，滚转角稳态误差为零但是侧滑角存在约-1.86度的稳态误差，按照本发明的方法加上滚转角积分到方向舵的反馈后控制效果如图3c所示，侧滑角和滚转角控制结果均不存在稳态误差；将滚转角反馈到方向舵、但是不加滚转角积分反馈的控制结果如图4a所示，侧滑角控制结果不存在稳态误差但是滚转角控制结果存在约2度的稳态误差，按照本发明的方法加上滚转角积分到方向舵的反馈后控制效果如图4b所示，侧滑角和滚转角控制结果均不存在稳态误差。本实例充分、具体说明了本发明的控制效果。 

发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。