一种基于角速率的飞翼布局无人机控制律的利记博彩app
【技术领域】：
[0001] 本发明涉及一种基于角速率的飞翼布局无人机控制律，具体涉及一种角速率控制 律和航路跟踪制导律。
【背景技术】：
[0002] 飞翼布局无人机在导弹拦截、突防打击等方面具有重要的应用价值，小展弦比、大 后掠的气动布局提高了其飞行速度和响应能力，同时也扩大了飞行速度和高度的变化范 围，对飞行控制律提出更高的要求。随着飞行高度增加，空气越来越稀薄，从而导致飞机自 身的阻尼力矩也越来越小。这样一来，飞机自身角运动的阻尼将下降，机头出现摆动现象， 使得飞机难以完成瞄准和射击等任务。因此必须加入飞行控制系统来满足大包线、高机动 的性能。过去以姿态角比例一积分控制为内回路的控制律难以克服飞翼布局无人机横滚操 纵效率高、稳定性差所产生的控制问题。
【发明内容】
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[0003] 为了实现飞翼布局无人机的稳定控制，本发明提供了一种基于角速率控制的纵横 向控制律和制导律，能够平滑、稳定且快速地跟踪姿态角控制指令和任务航路。
[0004] 本发明的技术方案是：一种基于角速率的飞翼布局无人机控制律，分别设计纵向 和横航向的控制律，在俯仰角和高度控制中增加了以俯仰角速率、高度变化率为控制目标 的纵向控制律；在滚转角控制中增加了以滚转角速率为控制目标的横航向控制律。本发明 运用鲁棒伺服LQR理论设计俯仰角速率控制律和滚转角速率控制律，将角速率偏差量引入 到系统中，通过将偏差量调节为零，使系统状态变量跟踪控制指令；依据回路内外环带宽匹 配关系，结合根轨迹设计方法，设计姿态角控制律，将姿态角偏差信号作为角速率控制回路 的输入信号，姿态角控制指令由外回路制导律给定，实现稳定跟踪任务航路；在制导回路 中，增加高度变化率控制回路增加无人机长周期阻尼，增加航迹控制回路增强横航向阻尼。
[0005] 本发明以角速率为控制目标，结合鲁棒伺服LQR控制理论，可以增强姿态控制回 路的阻尼，缓和舵面输出对系统的冲激效应，减小系统超调量，达到稳定控制飞翼布局无人 机飞行的目的。
[0006] 本发明取得的有益收效是：降低了系统响应的超调量，使无人机快速跟踪预订任 务航路，增强了系统的鲁棒性。
【附图说明】：
[0007] 图1是飞翼布局无人机控制律结构图；
[0008] 图2是俯仰角速率控制律结构图；
[0009] 图3是俯仰角控制律结构图；
[0010] 图4是高度控制律结构图；
[0011]图5是滚转角控制律结构图；
[0012] 图6是侧偏距控制律结构图；
[0013] 图7是航迹角速率控制律结构图。
[0014] 具体实施方法：
[0015] 以下将结合附图，对本发明的技术方案进行详细说明。
[0016] 本文中各参数的定义如下表：
[0017]
[0018] 图1是本发明的无人机纵向控制律结构图，包含俯仰角速率控制律回路、俯仰角 控制回路和高度控制回路，如图2、图3、图4所示。
[0019] 角速率控制律采用鲁棒伺服LQR控制理论设计，将角速率偏差量引入到系统中， 通过将偏差量调节为零，使系统状态变量跟踪控制指令，同时保证快速性和鲁棒性；将积分 环节放到角速率控制回路中可以更好地抑制外界干扰对系统的影响。
[0020] 俯仰角速率控制律如式1所示，在比例一积分控制结构的基础上增加了前馈控制 环节，将有助于加快系统响应速度，在峰值时间之后，响应衰减较小且变化平缓，从而保证 后续俯仰角控制律控制响应的平滑性。
[0021] 夂= ⑴式
[0022] 其控制结构如图2所示，对俯仰角速率偏差信号（Q_Qg)做比例-积分和限幅处理， 对仰角速率信号（Q)做比例处理，两项处理结果相加，实时结算得到升降舵控制信号（δJ。
[0023] 选择状态变量Xi=Q，输出变量y=δe，另外增加状态变量X2=Q-Qg，从而得到 新系统的状态系数矩阵A和控制系数矩阵B。通过黎卡提方程解算控制增益&=[KiKJ， 首先定义控制加权矩阵歹=/2,性能加权矩阵§ = 然后通过系统循环迭代选得 合适的0阵后，最后解黎卡提方程得到控制增益。其中，豆值越大系统响应速度越快，其中 %与系统稳态误差有关，其值越大，稳态误差越小，但其值过大会导致系统振荡；a2有增加 系统阻尼的作用。
[0024] 俯仰角控制律如式2所示，在俯仰角速率控制回路的基础上，以角速率控制律为 内回路，将姿态角偏差信号作为角速率控制回路的输入信号，姿态角控制指令由外回路制 导律给定，使姿态角控制律在快速跟踪给定值的同时舵面输出更加平缓。
[0025]
[0026] 其控制结构如图3所示，对俯仰角偏差信号（Θβ-Θ)做比例和限幅处理，实时结 算得到俯仰角速率给定信号（Qg)。
[0027] 高度控制律如式3所示，将俯仰角控制回路作为高度控制回路的内回路，通过高 度偏差信号来改变俯仰姿态，从而改变航迹倾斜角以实现对飞行高度的闭环稳定与控制。 同时为了进一步增强系统的阻尼特性，增加了高度变化率控制回路，达到平滑衔接高度控 制和姿态控制的作用，如式3所示。
[0028]
[0029]
[0030] 其结构如图4所示，对高度偏差信号（Hg_H)做比例和限幅处理得到高度变化率 K,)给定信号，再对对高度变化率偏差信号(皂-#)做比例和积分限幅处理，实时结算得到 俯仰角速率给定信号（?g)，作为俯仰角控制回路的输入信号。
[0031] 无人机横航向控制律包含滚转角控制回路和侧偏距控制回路，如图5、图6所示。
[0032] 滚转角控制律如式4所示，与纵向控制策略类似，滚转角控制律是由滚转角速率 控制回路作为内回路，以增强控制效果的平滑性和阻尼特性，减小滚转角响应出现振荡的 可能性，如式4所示。
[0033]
[0034]
[0035] 其控制结构如图5所示，对滚转角偏差信号（ΦΕ_Φ)做比例限幅处理，实时结算 得到滚转角速率给定信号（Pg)，然后对滚转角速率偏差信号（pg-p)做比例-积分和限幅处 理，对滚转角速率信号（P)做比例处理，两项处理结果相加，实时结算得到副翼舵控制信号 (ΦΒ-Φ)〇
[0036] 假设无人机跟踪航向飞行为匀速圆周运动，则可近似得到：
[0037]
[0038] 在滚转角控制回路的基础上，运用根轨迹调节参数的方法设计航迹角"比例-积 分"控制律，在控制律解算过程中限制航迹角偏差信号可以防止滚转角指令变化剧烈，对积 分信号限幅可以降低其控制权限，有助于避免系统产生较大超调。
[0039] 偏航控制律如式6所示，侧偏角角控制指令由侧偏距偏差信号获得，选择合适的 控制参
[0040] 数 <，并对侧偏距偏差信号限幅可以保证侧偏角控制指令在传感器工作量程范 围之内。
[0041]
[0042]
[0043] 其控制结构如图7所示，对侧偏距偏差信号做限幅和比例处理，实时结算得到侧 偏角给定信号，再对侧偏角偏差信号做比例-积分和限幅处理，实时结算得到滚转角给定 信号，作为滚转角控制器输入信号。
[0044] 如式7所示，对偏航角速率做滤波、比例和限幅处理得到方向舵控制信号。
[0045]
【主权项】
1. 一种基于角速率的飞翼布局无人机控制律，其特征在于：其包括纵向控制律和横航 向控制律；纵向控制律中，在俯仰角和高度控制中增加俯仰角速率、高度变化率为控制目 标；横航向控制律中，在滚转角控制中增加滚转角速率为控制目标。2. 如权利要求1所述一种基于角速率的飞翼布局无人机控制律，其特征在于：所述纵 向控制律和横航向控制律以角速率控制为主控回路； 所述纵向控制律，即飞翼布局无人机纵向以俯仰角速率（Q)为纵向主控回路，给定俯 仰角速率（Qg)，通过纵向控制律实时解算出升降舵控制信号（\)到升降舵； 所述横航向控制律，即飞翼布局无人机横向以滚转角速率（P)为主控回路，给定滚转 角速率（Pg)，通过滚转角控制律实时解算出副翼控制信号（δ a)到副翼执行机构。3. 如权利要求1所述一种基于角速率的飞翼布局无人机控制律，其特征在于：以角速 率控制为内回路，设计姿态控制回路； 飞翼布局无人机纵向通过俯仰角控制律实时解算出俯仰角速率的给定值； 飞翼布局无人机横航向通过滚转角控制律实时解算出滚转角速率的给定值。4. 如权利要求1所述一种基于角速率的飞翼布局无人机控制律，其特征在于：以姿态 控制回路为内回路，设计航路制导回路； 飞翼布局无人机纵向以高度变化率比例一积分控制为外回路根据（5)式由高度偏差信号实时结算得到俯仰角控制回路的输入给定信号； 飞翼布局无人机横航向以航迹比例一积分控制为外回路根据（6)式由侧偏距偏差信号实时解算得到滚转角控制回路的输入给定信号。
【专利摘要】本发明公开了一种基于角速率的飞翼布局无人机控制律，采用鲁棒伺服linear？quadratic？regulator(线性二次型控制器，简称LQR)和根轨迹的方法，分别设计纵向和横航向的控制律。与常规控制律相比，在俯仰角和高度控制中增加了以俯仰角速率、高度变化率为控制目标的纵向控制律，增强了系统阻尼，提高了纵向稳定性。同时，在滚转角控制中增加了以滚转角速率为控制目标的横航向控制律，能有效克服无人机横滚操纵效率过高、转动惯量小所导致的稳定性低的控制问题。该方法可以实现对指定高度和航迹的精确跟踪，其控制精确性、鲁棒性、可靠性均满足飞翼布局无人机对姿态和轨迹控制的设计要求，并已在多操纵面飞翼布局无人机中得到应用及验证。
【IPC分类】G05B13/04, G05D1/10
【公开号】CN105334735
【申请号】CN201510779583
【发明人】韩婵, 魏林, 张瞿辉, 陈伟, 王毅
【申请人】成都飞机工业（集团）有限责任公司
【公开日】2016年2月17日
【申请日】2015年11月13日