本發(fā)明涉及滾轉(zhuǎn)飛行器控制方法，具體涉及一種基于兩回路滾轉(zhuǎn)姿態(tài)駕駛儀的滾轉(zhuǎn)飛行器控制方法。

背景技術(shù)：

1、滾轉(zhuǎn)飛行器自動駕駛儀的設(shè)計(jì)目的在于利用量測量產(chǎn)生穩(wěn)定的響應(yīng)來魯棒地跟蹤輸入指令。新一代某型近程飛行器對于大攻角和高敏捷性的需求推動了對制導(dǎo)與自動駕駛儀設(shè)計(jì)的研究。

2、滾轉(zhuǎn)姿態(tài)駕駛儀與俯仰/偏航姿態(tài)駕駛儀的不同點(diǎn)是，它的設(shè)計(jì)一定要考慮滾轉(zhuǎn)通道固定存在的干擾力矩，它的主要來源是當(dāng)全攻角作用面不在飛行器的對稱面時(shí)，會由于機(jī)動面左右不對稱，生成干擾滾轉(zhuǎn)力矩，駕駛儀的設(shè)計(jì)應(yīng)保證在最大可能的干擾滾轉(zhuǎn)力矩作用下，滾轉(zhuǎn)姿態(tài)穩(wěn)態(tài)角誤差不超過允許值。在設(shè)計(jì)兩回路滾轉(zhuǎn)姿態(tài)駕駛儀時(shí)，需確定傳遞函數(shù)中的設(shè)計(jì)參數(shù)，進(jìn)而獲得單位滾轉(zhuǎn)角誤差所對應(yīng)的滾轉(zhuǎn)舵偏控制指令和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)駕駛儀阻尼系數(shù)，然而目前的常用方案中，都簡單地將該設(shè)計(jì)參數(shù)設(shè)置為固定值或者時(shí)變參數(shù)，導(dǎo)致與真實(shí)情況存在一定偏差，影響后續(xù)飛行器的命中精度。

3、基于此，本發(fā)明人對滾轉(zhuǎn)飛行器的控制做了深入研究，尤其是其中的設(shè)計(jì)參數(shù)的具體取值方案，以期待設(shè)計(jì)出能夠解決上述問題的基于兩回路滾轉(zhuǎn)姿態(tài)駕駛儀的滾轉(zhuǎn)飛行器控制方法。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、為了克服上述問題，本發(fā)明人進(jìn)行了銳意研究，設(shè)計(jì)出一種基于兩回路滾轉(zhuǎn)姿態(tài)駕駛儀的滾轉(zhuǎn)飛行器控制方法，該方法中，實(shí)時(shí)獲得滾轉(zhuǎn)角誤差和滾轉(zhuǎn)角速率，進(jìn)一步通過單位滾轉(zhuǎn)角誤差所對應(yīng)的滾轉(zhuǎn)舵偏控制指令和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)駕駛儀阻尼系數(shù)做加權(quán)處理，從而獲得舵偏控制指令并傳遞給舵機(jī)，舵機(jī)基于該舵偏控制指令打舵工作，控制滾轉(zhuǎn)飛行器飛向目標(biāo)，從而完成本發(fā)明。

2、具體來說，本發(fā)明的目的在于提供一種基于兩回路滾轉(zhuǎn)姿態(tài)駕駛儀的滾轉(zhuǎn)飛行器控制方法，該方法中，實(shí)時(shí)獲得滾轉(zhuǎn)角誤差和滾轉(zhuǎn)角速率，進(jìn)一步通過加權(quán)處理獲得舵偏控制指令并傳遞給舵機(jī)，舵機(jī)基于該舵偏控制指令打舵工作，控制滾轉(zhuǎn)飛行器飛向目標(biāo)。

3、其中，所述舵偏控制指令通過下式(一)獲得：

4、

5、其中，δγ表示滾轉(zhuǎn)角誤差；

6、表示滾轉(zhuǎn)角速率；

7、ka表示單位滾轉(zhuǎn)角誤差所對應(yīng)的滾轉(zhuǎn)舵偏控制指令，

8、kg表示滾轉(zhuǎn)姿態(tài)駕駛儀阻尼系數(shù)。

9、其中，所述滾轉(zhuǎn)角速率通過下式(二)獲得：

10、

11、其中，s表示拉氏變換的符號；

12、kr和tr各自獨(dú)立地表示動力系數(shù)；

13、

14、

15、表示滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)；

16、表示舵產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩導(dǎo)數(shù)；

17、jx表示飛行器繞縱軸的轉(zhuǎn)動慣量。

18、其中，所述ka通過下式(三)獲得：

19、

20、其中，ωcr表示駕駛儀開環(huán)穿越頻率指標(biāo)；

21、cδ表示動力系數(shù)；

22、

23、其中，所述kg通過下式(四)獲得：

24、

25、其中，ζ表示阻尼系數(shù)；

26、ωcr表示駕駛儀開環(huán)穿越頻率指標(biāo)；

27、cδ和cω各自獨(dú)立地表示動力系數(shù)；

28、

29、

30、本發(fā)明所具有的有益效果包括：

31、根據(jù)本發(fā)明提供的基于兩回路滾轉(zhuǎn)姿態(tài)駕駛儀的滾轉(zhuǎn)飛行器控制方法，該方法中基于駕駛儀開環(huán)穿越頻率指標(biāo)和阻尼系數(shù)構(gòu)建單位滾轉(zhuǎn)角誤差所對應(yīng)的滾轉(zhuǎn)舵偏控制指令和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)駕駛儀阻尼系數(shù)，從而使得滾轉(zhuǎn)角誤差和滾轉(zhuǎn)角速率得到更為準(zhǔn)確的加權(quán)處理，為后續(xù)舵機(jī)打舵控制提供更為準(zhǔn)確的舵偏控制指令，提高飛行器的命中精度。

技術(shù)特征：

1.一種基于兩回路滾轉(zhuǎn)姿態(tài)駕駛儀的滾轉(zhuǎn)飛行器控制方法，其特征在于，該方法中，實(shí)時(shí)獲得滾轉(zhuǎn)角誤差和滾轉(zhuǎn)角速率，進(jìn)一步通過加權(quán)處理獲得舵偏控制指令并傳遞給舵機(jī)，舵機(jī)基于該舵偏控制指令打舵工作，控制滾轉(zhuǎn)飛行器飛向目標(biāo)。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于兩回路滾轉(zhuǎn)姿態(tài)駕駛儀的滾轉(zhuǎn)飛行器控制方法，其特征在于，

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的基于兩回路滾轉(zhuǎn)姿態(tài)駕駛儀的滾轉(zhuǎn)飛行器控制方法，其特征在于，

4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的基于兩回路滾轉(zhuǎn)姿態(tài)駕駛儀的滾轉(zhuǎn)飛行器控制方法，其特征在于，

5.根據(jù)權(quán)利要求2所述的基于兩回路滾轉(zhuǎn)姿態(tài)駕駛儀的滾轉(zhuǎn)飛行器控制方法，其特征在于，

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明公開了一種基于兩回路滾轉(zhuǎn)姿態(tài)駕駛儀的滾轉(zhuǎn)飛行器控制方法，該方法中，實(shí)時(shí)獲得滾轉(zhuǎn)角誤差和滾轉(zhuǎn)角速率，進(jìn)一步通過單位滾轉(zhuǎn)角誤差所對應(yīng)的滾轉(zhuǎn)舵偏控制指令和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)駕駛儀阻尼系數(shù)做加權(quán)處理，從而獲得舵偏控制指令并傳遞給舵機(jī)，舵機(jī)基于該舵偏控制指令打舵工作，控制滾轉(zhuǎn)飛行器飛向目標(biāo)。

技術(shù)研發(fā)人員：王江,朱梓楊,王亞東,段鑫堯,范世鵬,尹航,楊希雯
受保護(hù)的技術(shù)使用者：北京理工大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/5/15