[发明专利]飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法，属于超音速飞行器控制技术领域，适用于飞行器实现大空域（高度0-25千米，侧向                                                千米）变轨、小空域非平面机动（螺旋、摆式、蛇行及其各种组合的机动）的飞行控制。该发明结构简单，仅使用惯导和高度表两种传感器就可完成任务。为适应发动机的工作要求，其攻角和侧滑角可根据需要控制在6°以内不同的范围。

背景技术

纯过载控制不能应用于飞行器的控制，因为它是一个非最小相位系统，也就是不能解决姿态角稳定问题。经典内外环式的过载控制方法已经大量的应用于地空和空空导弹，但它是一种临界非最小相位系统，仅能应用于某一个空域，不适用于大空域机动的导弹控制。

例如，现有的过载控制方法包括有以下几种类型：过载控制方法、过载控制方法、过载控制方法、过载控制方法，这几种控制方法存在的缺陷是：

经典过载控制方法不能适合于大空域变轨，另外，过载对其指令的响应速度比角速度对其指令的响应速度慢得多，因此该控制方法具有响应速度慢的缺点；

过载控制方法需要对攻角进行测量，就要安装攻角传感器，增加了控制系统的制造成本。许多飞行器由于受条件的限制无法安装攻角传感器，而且在有风干扰时，计算得出的攻角不能反应真实的攻角，即计算不准确，所以，测量攻角的处理方法在工程应用中存在较大的缺陷；

过载控制方法，角加速度是姿态角的二阶导数，要准确测量该信号则要求角加速度计灵敏度很高；角加速度计很容易受到干扰信号的影响，当干扰信号大或导弹进行大机动飞行时角加速度信号测量很不准确；所以说，过载控制方法在工程应用中也存在局限性；

过载控制方法需要测量角加速度信号，而角加速度信号的测量很不准确，在工程应用中也存在局限性；另外，该方法需要的测量装置数量多，提高了飞行器控制系统的制造成本。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法，该方法是一种无角加速度计的过载控制技术，只要应用惯导系统提供的线加速度信号和角速度信号的组合量，就可完成大空域、小攻角和小侧滑角的三维空间机动飞行。

本发明技术方案包括以下步骤： 

步骤1：组合过载控制的设计条件，即本发明技术方案的组合过载控制原理：

应用组合量解决过载控制的非最小相位系统，并由此推出控制系统的设计条件。以俯仰通道为例，已知俯仰动力学模型是：

                                                     （1）

和舵机方程：

                                                                       （2）

式中，为攻角，为俯仰角速度，为俯仰舵偏角，为舵系统的带宽，为控制输入信号，为法向过载，为飞行速度，为重力加速度，、、、和为导弹的动力系数。

上述（1）式与（2）式表示的系统具有不稳定的零动态，表明采用过载量控制系统，其攻角为不稳定输出。本发明采用飞行器惯导系统提供的角速度信号和线加速度信号组成一个误差组合输出量：

                                                                      （3）

把（1）、（2）方程重构为：

                                                               （4）

该重构模型的阶次是，对输出的相对度为，则第1式为精确线性化部分，而第2式为零动态部分，设计的，保证了零动态为Hurwitz方程。因此只要保证精确线性化部分渐近稳定，即组合输出量，则第2式零动态方程中的为渐近稳定，从而解决了非最小相位系统问题。在重构过程中，得到的（3）、（4）式中的各个符号计算公式是：

                                                                            （5）

                                                                       （6）