三迴路自動駕駛儀控制參數一體化解析整定方法

2023-08-08 00:35:21

專利名稱：三迴路自動駕駛儀控制參數一體化解析整定方法
技術領域：
本發明屬於飛行器控制技術領域，具體涉及一種三迴路自動駕駛儀控制參數一體化解析整定方法。
背景技術：
制導飛行器以其高精度，靈活、高效的作戰性能，成為現代武器發展的一個重要方向，其關鍵技術之一是:在一定控制結構的前提下，快速地獲取高性能的穩定控制參數，確保飛行器飛行過程中的飛行穩定性，以滿足制導系統對飛行器飛行姿態的指標要求。當前很多制導飛行器上採用了三迴路自動駕駛儀，它在兩迴路過載駕駛儀結構基礎上，在內迴路中引入姿態角反饋信息，相當於形成了過載、姿態角速度、姿態角三個反饋迴路。如果不考慮執行機構、敏感反饋部件等硬體及相應濾波器動態特性的影響，可以利用常規方法，如根軌跡法、頻域分析法等，求解出駕駛儀反饋控制係數。但是在實際工程應用中，自動駕駛儀相關部件的動態特性帶來的相位滯後對系統穩定性產生的影響是不可忽略的。因此在已知上述部件動態特性的基礎上，要對自動駕駛儀開環穿越頻率進行相應約束，以保證自動駕駛儀閉環後的穩定裕度。由於在工程實踐中難以給出系統閉環極點與開環穿越頻率間的準確數學關係，如何在不改變系統主導極點的前提下，尋找到合適的非主導極點值，以使設計得到的系統滿足開環穿越頻率約束。另外，在自動駕駛儀控制參數的設計中考慮上述部件的動態特性，必然遇到高階控制對象控制參數的設計問題，如何避免在設計過程中解算非線性方程，亦成為問題的焦點。

發明內容
本發明的目的在於提供一種三迴路自動駕駛儀控制參數一體化解析整定方法，可以綜合考慮駕駛儀相關部件的動態特性對控制系統的影響，避免在設計過程中解算非線性方程，快速地獲取姿態角速度控制參數、姿態角反饋控制參數、過載反饋控制參數以及過載指令校正參數，以滿足系統對制導飛行器穩定飛行的性能指標要求。本發明的技術方案如下:一種三迴路自動駕駛儀控制參數一體化解析整定方法，該方法具體包括如下步驟:步驟1、建立三迴路自動駕駛儀控制迴路模型；建立制導飛行器俯仰角速率相對執行機構控制輸出的傳遞函數模型為G1 ;建立法向過載相對制導飛行器俯仰角速率的傳遞函數模型G2 ;建立制導飛行器執行機構模型Gk ；角速度敏感反饋部件模型Gg以及加速度敏感反饋部件的傳遞函數模型Ga ；步驟2、設定姿態角速度反饋迴路補償後制導飛行器俯仰運動相對阻尼係數，獲取姿態角速度控制參數及姿態角速度反饋迴路的開環穿越頻率；設定姿態角速度反饋迴路補償後制導飛行器俯仰運動相對阻尼係數ξν，根據預先選定的ξ ν，得到姿態角速度反饋迴路的姿態角速度控制參數kn為
權利要求
1.一種三迴路自動駕駛儀控制參數一體化解析整定方法，其特徵在於:該方法具體包括如下步驟: 步驟1、建立三迴路自動駕駛儀控制迴路模型； 建立制導飛行器俯仰角速率相對執行機構控制輸出的傳遞函數模型為G1 ;建立法向過載相對制導飛行器俯仰角速率的傳遞函數模型G2 ;建立制導飛行器執行機構模型Gk ;角速度敏感反饋部件模型Gg以及加速度敏感反饋部件的傳遞函數模型Ga ； 步驟2、設定姿態角速度反饋迴路補償後制導飛行器俯仰運動相對阻尼係數，獲取姿態角速度控制參數及姿態角速度反饋迴路的開環穿越頻率； 設定姿態角速度反饋迴路補償後制導飛行器俯仰運動相對阻尼係數I ν，根據預先選定的ξ ν，得到姿態角速度反饋迴路的姿態角速度控制參數kn為
2.根據權利要求1所述的一種三迴路自動駕駛儀控制參數一體化解析整定方法，其特徵在於:所述的步驟4中閉環系統慣性環節的時間常數τ和振蕩環節的相對阻尼係數ξ，以及步驟2中獲得的姿態角速度反饋迴路的開環穿越頻率ω。，獲得閉環系統振蕩環節的時間常數Τ、二階微分環節時間常數Ttl、控制系統開環增益係數1 以及二階微分環節相對阻尼係數ξ 0為:
3.根據權利要求2所述的一種三迴路自動駕駛儀控制參數一體化解析整定方法，其特徵在於:所述的步驟4中獲得姿態角反饋控制參數Ictll、過載反饋控制參數k。以及過載指令校正參數ka具體步驟為:根據步驟2中姿態角速度反饋迴路的姿態角速度控制參數kn以及步驟4中獲得的閉環系統振蕩環節的時間常數T、二階微分環節時間常數Ttl、控制系統開環增益係數1 以及二階微分環節相對阻尼係數ξ C1，可以獲得姿態角反饋控制參數U、過載反饋控制參數k。為:
4.根據權利要求1所述的一種三迴路自動駕駛儀控制參數一體化解析整定方法，其特徵在於:所述的步驟I中制導飛行器俯仰角速率相對執行機構控制輸出的傳遞函數模型為
5.根據權利要求1所述的一種三迴路自動駕駛儀控制參數一體化解析整定方法，其特徵在於:所述的步驟2中姿態角速度反饋迴路補償後制導飛行器俯仰運動相對阻尼係數ξν的取值範圍為0.6 < ξν<0.9。
全文摘要
本發明涉及飛行器控制技術領域，具體公開了一種三迴路自動駕駛儀控制參數一體化解析整定方法。該方法具體步驟為1、建立三迴路自動駕駛儀控制迴路模型；2、設定姿態角速度反饋迴路補償後俯仰運動相對阻尼係數，獲取姿態角速度控制參數及姿態角速度反饋迴路的開環穿越頻率；3、根據控制系統開環傳遞函數，獲取控制系統開環增益系統，並獲取校正後過載指令輸入到制導飛行器過載輸出的閉環傳遞函數；4、獲取姿態角反饋控制參數、過載反饋控制參數以及過載指令校正參數。該方法避免了求解非線性方程，且獲得的控制參數在各單項偏差及組合偏差下，都能夠保持制導飛行器的姿態穩定和姿態控制精度，快速實現制導指令所要求的飛行器配平狀態。
文檔編號G05B13/04GK103076806SQ20111032942
公開日2013年5月1日 申請日期2011年10月26日 優先權日2011年10月26日
發明者郭洪波, 莊凌 申請人:北京航天長徵飛行器研究所, 中國運載火箭技術研究院