專利名稱：三回路自動(dòng)駕駛儀控制參數(shù)一體化解析整定方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于飛行器控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種三回路自動(dòng)駕駛儀控制參數(shù)一體化解析整定方法。
背景技術(shù)：
制導(dǎo)飛行器以其高精度，靈活、高效的作戰(zhàn)性能，成為現(xiàn)代武器發(fā)展的一個(gè)重要方向，其關(guān)鍵技術(shù)之一是:在一定控制結(jié)構(gòu)的前提下，快速地獲取高性能的穩(wěn)定控制參數(shù)，確保飛行器飛行過程中的飛行穩(wěn)定性，以滿足制導(dǎo)系統(tǒng)對飛行器飛行姿態(tài)的指標(biāo)要求。當(dāng)前很多制導(dǎo)飛行器上采用了三回路自動(dòng)駕駛儀，它在兩回路過載駕駛儀結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)上，在內(nèi)回路中引入姿態(tài)角反饋信息，相當(dāng)于形成了過載、姿態(tài)角速度、姿態(tài)角三個(gè)反饋回路。如果不考慮執(zhí)行機(jī)構(gòu)、敏感反饋部件等硬件及相應(yīng)濾波器動(dòng)態(tài)特性的影響，可以利用常規(guī)方法，如根軌跡法、頻域分析法等，求解出駕駛儀反饋控制系數(shù)。但是在實(shí)際工程應(yīng)用中，自動(dòng)駕駛儀相關(guān)部件的動(dòng)態(tài)特性帶來的相位滯后對系統(tǒng)穩(wěn)定性產(chǎn)生的影響是不可忽略的。因此在已知上述部件動(dòng)態(tài)特性的基礎(chǔ)上，要對自動(dòng)駕駛儀開環(huán)穿越頻率進(jìn)行相應(yīng)約束，以保證自動(dòng)駕駛儀閉環(huán)后的穩(wěn)定裕度。由于在工程實(shí)踐中難以給出系統(tǒng)閉環(huán)極點(diǎn)與開環(huán)穿越頻率間的準(zhǔn)確數(shù)學(xué)關(guān)系，如何在不改變系統(tǒng)主導(dǎo)極點(diǎn)的前提下，尋找到合適的非主導(dǎo)極點(diǎn)值，以使設(shè)計(jì)得到的系統(tǒng)滿足開環(huán)穿越頻率約束。另外，在自動(dòng)駕駛儀控制參數(shù)的設(shè)計(jì)中考慮上述部件的動(dòng)態(tài)特性，必然遇到高階控制對象控制參數(shù)的設(shè)計(jì)問題，如何避免在設(shè)計(jì)過程中解算非線性方程，亦成為問題的焦點(diǎn)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于提供一種三回路自動(dòng)駕駛儀控制參數(shù)一體化解析整定方法，可以綜合考慮駕駛儀相關(guān)部件的動(dòng)態(tài)特性對控制系統(tǒng)的影響，避免在設(shè)計(jì)過程中解算非線性方程，快速地獲取姿態(tài)角速度控制參數(shù)、姿態(tài)角反饋控制參數(shù)、過載反饋控制參數(shù)以及過載指令校正參數(shù)，以滿足系統(tǒng)對制導(dǎo)飛行器穩(wěn)定飛行的性能指標(biāo)要求。本發(fā)明的技術(shù)方案如下:一種三回路自動(dòng)駕駛儀控制參數(shù)一體化解析整定方法，該方法具體包括如下步驟:步驟1、建立三回路自動(dòng)駕駛儀控制回路模型；建立制導(dǎo)飛行器俯仰角速率相對執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制輸出的傳遞函數(shù)模型為G1 ;建立法向過載相對制導(dǎo)飛行器俯仰角速率的傳遞函數(shù)模型G2 ;建立制導(dǎo)飛行器執(zhí)行機(jī)構(gòu)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(shù)模型Ga ；步驟2、設(shè)定姿態(tài)角速度反饋回路補(bǔ)償后制導(dǎo)飛行器俯仰運(yùn)動(dòng)相對阻尼系數(shù)，獲取姿態(tài)角速度控制參數(shù)及姿態(tài)角速度反饋回路的開環(huán)穿越頻率；設(shè)定姿態(tài)角速度反饋回路補(bǔ)償后制導(dǎo)飛行器俯仰運(yùn)動(dòng)相對阻尼系數(shù)ξν，根據(jù)預(yù)先選定的ξ ν，得到姿態(tài)角速度反饋回路的姿態(tài)角速度控制參數(shù)kn為
權(quán)利要求
1.一種三回路自動(dòng)駕駛儀控制參數(shù)一體化解析整定方法，其特征在于:該方法具體包括如下步驟: 步驟1、建立三回路自動(dòng)駕駛儀控制回路模型； 建立制導(dǎo)飛行器俯仰角速率相對執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制輸出的傳遞函數(shù)模型為G1 ;建立法向過載相對制導(dǎo)飛行器俯仰角速率的傳遞函數(shù)模型G2 ;建立制導(dǎo)飛行器執(zhí)行機(jī)構(gòu)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(shù)模型Ga ； 步驟2、設(shè)定姿態(tài)角速度反饋回路補(bǔ)償后制導(dǎo)飛行器俯仰運(yùn)動(dòng)相對阻尼系數(shù)，獲取姿態(tài)角速度控制參數(shù)及姿態(tài)角速度反饋回路的開環(huán)穿越頻率； 設(shè)定姿態(tài)角速度反饋回路補(bǔ)償后制導(dǎo)飛行器俯仰運(yùn)動(dòng)相對阻尼系數(shù)I ν，根據(jù)預(yù)先選定的ξ ν，得到姿態(tài)角速度反饋回路的姿態(tài)角速度控制參數(shù)kn為
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種三回路自動(dòng)駕駛儀控制參數(shù)一體化解析整定方法，其特征在于:所述的步驟4中閉環(huán)系統(tǒng)慣性環(huán)節(jié)的時(shí)間常數(shù)τ和振蕩環(huán)節(jié)的相對阻尼系數(shù)ξ，以及步驟2中獲得的姿態(tài)角速度反饋回路的開環(huán)穿越頻率ω。，獲得閉環(huán)系統(tǒng)振蕩環(huán)節(jié)的時(shí)間常數(shù)Τ、二階微分環(huán)節(jié)時(shí)間常數(shù)Ttl、控制系統(tǒng)開環(huán)增益系數(shù)1 以及二階微分環(huán)節(jié)相對阻尼系數(shù)ξ 0為:
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種三回路自動(dòng)駕駛儀控制參數(shù)一體化解析整定方法，其特征在于:所述的步驟4中獲得姿態(tài)角反饋控制參數(shù)Ictll、過載反饋控制參數(shù)k。以及過載指令校正參數(shù)ka具體步驟為:根據(jù)步驟2中姿態(tài)角速度反饋回路的姿態(tài)角速度控制參數(shù)kn以及步驟4中獲得的閉環(huán)系統(tǒng)振蕩環(huán)節(jié)的時(shí)間常數(shù)T、二階微分環(huán)節(jié)時(shí)間常數(shù)Ttl、控制系統(tǒng)開環(huán)增益系數(shù)1 以及二階微分環(huán)節(jié)相對阻尼系數(shù)ξ C1，可以獲得姿態(tài)角反饋控制參數(shù)U、過載反饋控制參數(shù)k。為:
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種三回路自動(dòng)駕駛儀控制參數(shù)一體化解析整定方法，其特征在于:所述的步驟I中制導(dǎo)飛行器俯仰角速率相對執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制輸出的傳遞函數(shù)模型為
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種三回路自動(dòng)駕駛儀控制參數(shù)一體化解析整定方法，其特征在于:所述的步驟2中姿態(tài)角速度反饋回路補(bǔ)償后制導(dǎo)飛行器俯仰運(yùn)動(dòng)相對阻尼系數(shù)ξν的取值范圍為0.6 < ξν<0.9。
全文摘要
本發(fā)明涉及飛行器控制技術(shù)領(lǐng)域，具體公開了一種三回路自動(dòng)駕駛儀控制參數(shù)一體化解析整定方法。該方法具體步驟為1、建立三回路自動(dòng)駕駛儀控制回路模型；2、設(shè)定姿態(tài)角速度反饋回路補(bǔ)償后俯仰運(yùn)動(dòng)相對阻尼系數(shù)，獲取姿態(tài)角速度控制參數(shù)及姿態(tài)角速度反饋回路的開環(huán)穿越頻率；3、根據(jù)控制系統(tǒng)開環(huán)傳遞函數(shù)，獲取控制系統(tǒng)開環(huán)增益系統(tǒng)，并獲取校正后過載指令輸入到制導(dǎo)飛行器過載輸出的閉環(huán)傳遞函數(shù)；4、獲取姿態(tài)角反饋控制參數(shù)、過載反饋控制參數(shù)以及過載指令校正參數(shù)。該方法避免了求解非線性方程，且獲得的控制參數(shù)在各單項(xiàng)偏差及組合偏差下，都能夠保持制導(dǎo)飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定和姿態(tài)控制精度，快速實(shí)現(xiàn)制導(dǎo)指令所要求的飛行器配平狀態(tài)。
文檔編號(hào)G05B13/04GK103076806SQ20111032942
公開日2013年5月1日 申請日期2011年10月26日 優(yōu)先權(quán)日2011年10月26日
發(fā)明者郭洪波, 莊凌 申請人:北京航天長征飛行器研究所, 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院