[发明专利]一种不采用高度测量的高速飞行器的攻角观测方法

说明书

本发明是关于一种不采用高度测量的高速飞行器的攻角观测方法，属于飞行器状态观测估计领域。其首先通过测量飞行器的俯仰角与弹道倾角设置飞行器攻角观测值的初始值，然后通过估计飞行器的俯仰通道升力、俯仰力矩与发动机推力来驱动俯仰通道观测器。然后通过俯仰角与弹道倾角的测量值与观测值的比较得到俯仰角与弹道倾角的观测误差，最后通过观测误差分别设计俯仰角、弹道倾角与攻角的自适应误差反馈规律，来消除最终的攻角观测误差，实现攻角信号的准确观测。该方法能够通过观测器的方法实现高速飞行器的攻角观测，能为高速飞行器的控制提供有力的信息支撑，同时还无需采用高度误差反馈，从而具有实现简单的优点。

技术领域

本发明涉及飞行器状态观测与飞行器控制领域，具体而言，涉及一种不采用高度测量而实现高速飞行器攻角观测的方法。

背景技术

攻角作为高速运动飞行器的力与力矩的来源，其对飞行器稳定具有至关重要的作用。目前针对飞行器少有采用攻角反馈而实现系统稳定的方案，而传统方法往往是采用姿态角反馈，甚至是过载反馈实现高速运动的飞行器系统的稳定。其本质原因并不是因为攻角信号不如姿态角或过载信号重要，反而是因为攻角信号过于重要，但其变化较快，难以准确的测量，从而使得工程设计者只好退而其次，采用姿态或过载或两者兼而有之的方法进行测量与反馈实现高速飞行器的稳定控制。随着工程技术的发展，目前的攻角传感技术也有了一定的进步，但其测量的精度往往不高，或者测量困难，使得攻角传感器昂贵。基于上述原因，采用软件计算，或者构造攻角观测器来实现攻角解算的方法就成为一种十分经济的选择。而一般攻角观测器的构造方法，往往需要对俯仰通道的尽可能多的状态进行测量与反馈，从而使得需要采用俯仰通道的高度信号进行反馈。使用高度进行反馈的方法使得攻角观测实现成本进一步增加，而且计算量复杂，关键是对攻角解算的精度并无实质性的作用。基于上述背景原因，本发明提出了一种不采用高度测量的攻角观测方法，仅测量飞行器俯仰角与弹道倾角，即可实现飞行器的攻角观测。从而使得该方法具有很高的理论与工程实用价值。

需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本发明的目的在于提供一种不采用高度测量的高速飞行器的攻角观测方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的攻角观测效果不佳与测量仪器要求复杂的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种不采用高度测量的高速飞行器的攻角观测方法，包括以下步骤：

步骤S10，在高速飞行器上安装陀螺仪，测量飞行器的俯仰角，在高速飞行器上安装速度传感器，测量飞行器的弹道倾角，根据测量值设置的攻角观测值的初始值；

步骤S20，并采用空速管测量飞行器的速度，根据攻角观测值与飞行器升力与俯仰力矩的估算公式，对飞行器的升力与俯仰力矩进行估算，根据发动机的供油因子，对发动机推力进行估算；

步骤S30，根据俯仰角测量值，设置俯仰角观测值的初始值；根据弹道倾角的测量值，设置弹道倾角观测值的初始值，然后将俯仰角观测值与测量值进行比较，得到俯仰角误差信号；根据弹道倾角的测量值与观测值进行比较，得到弹道倾角的误差信号。

步骤S40，根据所述的俯仰角误差信号与弹道倾角误差信号，设计弹道倾角观测的自适应误差反馈律，然根据所述的升力与推力的估算值，进行飞行器的弹道倾角观测递推计算；

步骤S50，根据所述的俯仰角误差信号与弹道倾角误差信号，设计俯仰角观测的自适应误差反馈律，并进行飞行器的俯仰角观测递推计算；

步骤S60，根据所述的俯仰角误差信号与弹道倾角误差信号，设计攻角观测的自适应误差反馈律，并进行飞行器的攻角观测递推计算。

在本发明所提供的一种示例实施例中，根据飞行器弹道倾角与俯仰角的测量值设置的攻角观测值的初始值包括：