[发明专利]鲁棒性滚转角速率控制方法及系统

说明书

本发明公开了一种鲁棒性滚转角速率控制方法及系统，该方法中通过角速率陀螺实时测量得到滚转角，通过舵偏角解算模块在飞行器启控后实时解算舵偏角指令，再通过所述舵偏角指令调节飞行器舵机的偏转角度，从而调节飞行器的滚转角速率，使得飞行器滚转角速率收敛至稳定状态，所述稳定状态对于不滚转的飞行器来说是指滚转角速率为零时的状态，所述稳定状态对于滚转飞行器来说是指飞行器滚转角速率达到预设值时的状态；该舵偏角解算模块在解算舵偏角时考虑了被经典控制理论设计控制器的传递函数所忽略的扰动系数，增加了控制方法的鲁棒性，能够使得飞行器的滚转角速率快速收敛至期望值滚转角速率。

技术领域

本发明涉及飞行器的滚转控制方法及系统，具体涉及一种鲁棒性滚转角速率控制方法及系统。

背景技术

制导飞行器在飞行过程中，由于受到气动环境、各项干扰以及工艺误差等因素影响，其滚转速度必然是变化的，容易出现偏差甚至失稳，无法保持旋转角速度的稳定，进而导致无法完成精确制导，最终增大脱靶量，对于非滚转飞行器来说，在启控后需要尽快将制导飞行器的转速收敛控制到零，在转速为零的条件下进行制导控制，对于滚转飞行器来说，在启控后需要尽快将制导飞行器的转速收敛到期望的转速，在转速为期望转速的情况下进行制导控制。

另外，基于经典控制理论设计的传统控制器，存在精度不高，反应速度慢的缺点。而且传统控制器忽略了干扰的高阶项，当飞行器在大攻角条件下飞行时，干扰不可忽略，故控制器不适用于大攻角条件下飞行。

现有技术虽然存在一些消除扰动的角速率控制方法，但是其中有些方法的计算过程太过于复杂，在实际工程应用中困难较大，还有方法的计算过程过于简单，考虑的实际因素不够多，最终得到的控制结果不理想，不能满足工程中的实际应用需求。

由于上述原因，本发明人对现有的制导飞行器滚转控制原理做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的控制方法及系统。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种鲁棒性滚转角速率控制方法及系统，该方法中通过角速率陀螺实时测量得到滚转角，通过舵偏角解算模块在飞行器启控后实时解算舵偏角指令，再通过所述舵偏角指令调节飞行器舵机的偏转角度，从而调节飞行器的滚转角速率，使得飞行器滚转角速率收敛至稳定状态，所述稳定状态对于不滚转的飞行器来说是指滚转角速率为零时的状态，所述稳定状态对于滚转飞行器来说是指飞行器滚转角速率达到预设值时的状态；该舵偏角解算模块在解算舵偏角时考虑了被经典控制理论设计控制器的传递函数所忽略的扰动系数，增加了控制方法的鲁棒性，能够使得飞行器的滚转角速率快速收敛至期望值，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供一种鲁棒性滚转角速率控制方法，该方法包括：

通过角速率陀螺实时测量得到滚转角，并将该滚转角信息传递给舵偏角解算模块；

通过所述舵偏角解算模块实时解算得到舵偏角，通过所述舵偏角调节飞行器滚转角速率，使得飞行器滚转角速率收敛至稳定状态。

其中，所述舵偏角解算模块通过下式(一)获得舵偏角

其中，u表示舵偏角指令；K_δ表示舵偏角系数；ω_RR表示滚转角速率带宽；k₁、k₂和k₃都表示增益参数；

优选地，所述S₁＝x₂+ρx₁^p/q表示切换面，

其中，x₁和x₂都表示状态变量，x₁＝φ，即x₁的取值为滚转角；即x₂的取值为滚转角速率；ρ、p和q都表示增益参数。