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      一種無人機(jī)縱向控制律平滑切換方法

      文檔序號:6306686閱讀:418來源:國知局
      一種無人機(jī)縱向控制律平滑切換方法
      【專利摘要】本發(fā)明公開了一種無人機(jī)縱向控制律平滑切換方法,屬于無人機(jī)飛行控制領(lǐng)域。在控制律切換時刻,通過對新的控制律中的積分器賦初值,確保由新的控制律的首個運(yùn)行周期解算出的舵偏角指令與由前一組控制律的最后一個運(yùn)行周期解算出的舵偏角指令相等,實現(xiàn)兩組控制律之間的平滑切換。本發(fā)明首次對控制回路中的校正網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行形式變換,分離出隱含的積分器,并對該積分器賦初值。本發(fā)明提供的方法僅需一個運(yùn)行周期即可實現(xiàn)控制律切換,無重復(fù)計算,切換效率高,不需通過仿真調(diào)整淡入淡出參數(shù),避免了傳統(tǒng)的經(jīng)驗試湊。
      【專利說明】一種無人機(jī)縱向控制律平滑切換方法

      【技術(shù)領(lǐng)域】
      [0001] 本發(fā)明屬于無人機(jī)飛行控制領(lǐng)域,具體地說是指一種無人機(jī)縱向控制律平滑切換 技術(shù)。

      【背景技術(shù)】
      [0002] 無人機(jī)憑借低成本、高性能的優(yōu)勢,廣泛應(yīng)用于軍事及民事領(lǐng)域。與早期無人機(jī)相 t匕,現(xiàn)代無人機(jī)具有飛行包線更大、需適應(yīng)的飛行環(huán)境更復(fù)雜和飛行任務(wù)更艱巨等特點,這 必然對飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計提出更高的要求。
      [0003] 飛行控制系統(tǒng)中,通常采用升降舵進(jìn)行高度控制。升降舵通道的控制律由制導(dǎo)回 路控制律和姿控回路控制律組成,控制結(jié)構(gòu)如圖1所示,圖中h g、vyg、Θ g分別為高度給定值、 升降速度給定值和俯仰角給定值,h、vy、θ、ωζ分別為高度、升降速度、俯仰角和俯仰角速 度,δ ζ。為升降舵舵偏指令,升降舵舵回路為舵機(jī)傳遞函數(shù)。制導(dǎo)回路控制律用于控制無人 機(jī)的質(zhì)心運(yùn)動,由高度h和升降速度v y反饋構(gòu)成PID控制。姿控回路控制律用于穩(wěn)定無人 機(jī)的姿態(tài),由俯仰角Θ和俯仰角速度〇^反饋構(gòu)成ro控制。在進(jìn)行飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計 時,若常規(guī)的Pi、ro或PID控制無法滿足系統(tǒng)的控制需求,通常會引入滯后、超前或滯后超 前校正網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行串聯(lián)校正,來提高系統(tǒng)的穩(wěn)定性能。
      [0004] 無人機(jī)的運(yùn)行周期為τ毫秒。在每個運(yùn)行周期,將給定高度指令與傳感器測得的 飛行高度的差作為引導(dǎo)信號,該引導(dǎo)信號通過制導(dǎo)回路控制律解算,得到俯仰角給定指令 Θ g,輸出至姿控回路。在姿控回路,俯仰角給定指令再與傳感器測得的俯仰角及俯仰角速 度信號通過姿態(tài)回路控制律解算,得到升降舵偏轉(zhuǎn)指令S z。,然后將升降舵舵偏指令信號輸 出至執(zhí)行機(jī)構(gòu),最后實現(xiàn)無人機(jī)的高度跟蹤控制。
      [0005] 整個飛行過程,無人機(jī)經(jīng)歷多個飛行階段,包括起飛、爬升、定高、下降、五邊及著 陸滑跑等。在不同的飛行階段可能采用不同的控制律,這必然面臨著兩組控制律之間的切 換問題,圖2給出了兩組控制律之間的切換示意圖。在t s時刻之前,無人機(jī)在飛行階段1飛 行,通過運(yùn)算控制律A得到舵偏角指令δ %= δ zc;1,在%時刻滿足飛行階段切換條件后,無 人機(jī)進(jìn)入飛行階段2,此時觸發(fā)器動作將控制律由控制律A切換成適用于飛行階段2的控制 律B,即在t s+T時刻飛控計算機(jī)開始運(yùn)算控制律B得到舵偏角指令δ %= δ ζ?。由于控制 律之間的切換可能會引起舵面瞬變,進(jìn)而產(chǎn)生較大的俯仰力矩,姿態(tài)變化劇烈,可能使無人 機(jī)不可控,因此需采取抑制措施,避免舵面瞬變。
      [0006] 目前常用的抑制措施有雙模態(tài)同步運(yùn)算瞬變抑制法和單模態(tài)運(yùn)算瞬變抑制法。雙 模態(tài)同步運(yùn)算瞬變抑制法的思想是,假設(shè)C(t)為控制律總的輸出,A(t)、B(t)為控制律Α、 B的輸出,在ts時刻,由控制律A切換到控制律B,則
      [0007]

      【權(quán)利要求】
      1. 一種無人機(jī)縱向控制律平滑切換方法,針對制導(dǎo)回路控制律中有校正網(wǎng)絡(luò),姿控回 路控制律中有校正網(wǎng)絡(luò)的情況,包括以下幾個步驟 : 步驟一:將校正網(wǎng)絡(luò)變換成新的表達(dá)形式,分離出隱含的積分器; 校正網(wǎng)絡(luò)f
      和校正網(wǎng)絡(luò)'
      分別屬于制導(dǎo)回路和姿態(tài)回路,其中S為拉普拉斯 算子,a、b、c、d、&1、V Cl、屯為校正網(wǎng)絡(luò)的系數(shù),將上述兩個校正網(wǎng)絡(luò)變換成以下形式: 1) 制導(dǎo)回路中的校正網(wǎng)絡(luò):

      將Φ (s)視為單位反饋閉環(huán)傳遞函數(shù),則其開環(huán)傳遞函數(shù)為
      2) 姿態(tài)回路中的校正網(wǎng)絡(luò):

      將視為單位反饋閉環(huán)傳遞函數(shù),則其開環(huán)傳遞函數(shù)為
      步驟二:定義積分器初值變量和中間變量; 1) 定義積分器的初值變量 (1) 制導(dǎo)回路PID控制器的積分器的初值變量為X(l ; (2) 制導(dǎo)回路中校正網(wǎng)絡(luò)的積分器的初值變量為Xl ; (3) 姿控回路中校正網(wǎng)絡(luò)的積分器的初值變量為x2 ; 2) 定義中間變量 (1)制導(dǎo)回路中校正網(wǎng)絡(luò)的輸入信號為xinl ; (2) 姿控回路中校正網(wǎng)絡(luò)的輸入信號為xin2 ; (3) 姿控回路的輸入信號為Θ g ; (4) 升降舵舵回路的輸入信號為δζ?; 步驟三:計算積分器初值; 控制律在ts時刻進(jìn)行切換,已知由前一組控制律在ts時刻解算出的升降舵舵偏指令 為通過對新的控制律中的積分器賦初值X(l、Xl、x2,使得由新的控制律在%+1時刻解 算出的升降舵舵偏指令S zc;h等于δ _ ; 以下按照由內(nèi)到外的順序分別計算積分器初值χ2、Χι、: 1) 姿控回路 在控制律切換時刻,使得以下等式成立:
      則姿控回路中校正網(wǎng)絡(luò)的輸入值xin2和積分器的初值χ2分別為
      由于
      其中0為俯仰角,《2為俯仰角速度,1^為俯仰角反饋增益系數(shù)^為俯仰角速度反 饋增益系數(shù), 則姿控回路的俯仰角給定值Θ g為
      2) 制導(dǎo)回路 在控制律切換時刻,使得以下等式成立:
      則制導(dǎo)回路校正網(wǎng)絡(luò)的輸入值xinl和積分器的初值Xl分別為
      由于 Xini = kp · (hg-h) +x〇+kd · (vyg-vy) 其中hg為高度給定指令,h為高度,vyg為升降速度給定指令,vy為升降速度,k p為高度 反饋增益系數(shù),kd為升降速度反饋增益系數(shù), 則PID控制器中積分器的初值X。為
      所以積分器初值X〇、Xi、x2的表達(dá)式分別為
      步驟四:將步驟三中計算的積分器初值X(l、Xl、x2代入需要切換的控制律中的積分器, 最終實現(xiàn)兩組縱向控制律之間的平穩(wěn)切換。
      【文檔編號】G05D1/08GK104252133SQ201410367550
      【公開日】2014年12月31日 申請日期:2014年7月29日 優(yōu)先權(quán)日:2014年7月29日
      【發(fā)明者】郝現(xiàn)偉, 賈志強(qiáng), 趙志芳, 王勇, 劉茜筠 申請人:北京航空航天大學(xué)
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