[发明专利]动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法及系统

说明书

本发明的动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法及系统，获取飞行器导航系统输出的导航信息，三轴加计输出的测量信息，以及制导系统输出的期望姿态控制指令；对三轴加计输出的测量信息进行滤波处理；根据导航信息和滤波后的三轴加计测量信息，建立慢回路逆模型；根据飞行器的导航系统输出的导航信息和制导系统输出的期望姿态控制指令，生成伪控制指令；最后生成慢回路控制指令，避免了慢回路复杂逆模型的解算及误差的在线补偿，同时可以抵抗除导航系统误差(含重力计算误差)以外的干扰，实现了低耗时、高精度的慢回路控制律解算。

技术领域

本发明涉及动态逆控制中慢回路控制指令的解算方法及系统，即一种动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法，属于高超声速飞行器非线性姿态控制领域。

背景技术

高超声速飞行器的飞行空域/速域跨度大，动力学特征和模型参数变化剧烈，动力学非线性、耦合性与不确定性强，内外干扰严重。传统基于PID控制律的姿态控制设计采用根轨迹、频域图、时域响应曲线等多种手段进行辅助设计，同时为了适应大变化工作范围和复杂控制模式，需要选取大量的特征点设计控制参数。可见，高超声速飞行器的控制系统设计面临着设计任务量大、效率低、耗时长等问题。

动态逆控制律非常适合非线性、强耦合、多变量和参数时变的被控对象，且其设计过程简洁、设计效率快，是一种潜在的、可有效解决上述高超声速飞行器姿态控制问题的方法。但该方法依赖于精确的对象模型，不确定因素对其逆误差影响明显，导致控制精度下降，设计出的控制系统鲁棒性差。

为了提升动态逆控制的抗干扰能力与控制精度，国内外研究中较通用的方法是采用神经网络对模型逆误差进行在线补偿,以达到高精度构建逆模型的目的。但因飞行器的动力学复杂，现有技术需要引入多层或较多神经元的神经网络对快/慢回路逆误差进行在线辨识与补偿才可获得较高的控制精度。因外力计算需要插值计算，标称逆模型解算本身就较为复杂，逆误差补偿进一步导致控制算法的计算效率低、实时性差，影响工程应用。

目前国内外公开发表的文献很少关注动态逆控制律的解算效率，尚无文章研究基于加计信息解算慢回路控制指令的技术与方法。

发明内容

本发明解决的技术问题为：克服现有技术的不足，针对吸气式高超声速飞行器采用动态逆控制律带来的求解效率低、算法实时性差问题，提出了一种基于加计信息解算慢回路控制指令的方法及系统，根据慢回路逆模型的动力学特征及加计测量信息代表的模型受力信息，可构建出以加计信息为变量的、具有简单函数形式的慢回路逆模型，基于该模型实现慢回路控制指令的解算。可以抵抗除导航系统误差(含重力计算误差)以外的干扰，可实现高精度的慢回路控制律解算。解算的慢回路模型简单，不需解算复杂的慢回路标称逆模型，也不需补偿逆误差，提升了计算效率与实时性，解决了现有方法技术效率低、实时性差的问题。

本发明解决的技术方案为：动态逆控制中基于加计信息解算慢回路控制指令的方法，步骤如下：

(1)获取飞行器的导航系统输出的导航信息，三轴加计测量信息，以及制导系统输出的期望姿态控制指令；

(2)采用一阶数字滤波器对步骤(1)三轴加计输出的测量信息进行滤波处理，得到滤波后的三轴加计测量信息；

(3)根据步骤(1)飞行器的导航系统输出的导航信息和步骤(2)滤波后的三轴加计测量信息，建立慢回路逆模型；

(4)根据步骤(1)飞行器的导航系统输出的导航信息和制导系统输出的期望姿态控制指令，生成伪控制指令；

(5)根据步骤(1)飞行器的导航系统输出的导航信息，生成控制矩阵；

(6)根据步骤(3)的慢回路逆模型、步骤(4)伪控制指令以及步骤(5)的控制矩阵，生成慢回路控制指令。