專利名稱：迭代制導(dǎo)下減少大姿態(tài)擾動的控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種基于平滑技術(shù)在迭代制導(dǎo)下減少姿態(tài)擾動的方法，屬于制導(dǎo)技術(shù)領(lǐng)域，可應(yīng)用于采用迭代制導(dǎo)作為制導(dǎo)方式的各類飛行器，以減小迭代制導(dǎo)下飛行器的大姿態(tài)擾動。
背景技術(shù)：
迭代制導(dǎo)是在現(xiàn)代最優(yōu)控制原理和計算機應(yīng)用技術(shù)基礎(chǔ)上發(fā)展起來的最優(yōu)制導(dǎo)方法，它對制導(dǎo)律提出一定的性能指標要求，并根據(jù)初值和終端約束條件進行實時計算，形成適應(yīng)任務(wù)要求的控制指令。由于常規(guī)液體發(fā)動機推力大小的調(diào)節(jié)難以實現(xiàn)，因此制導(dǎo)的控制手段主要是改變推力矢量的方向和控制發(fā)動機的關(guān)機時間。迭代制導(dǎo)就是充分利用這兩個控制手段，用最優(yōu)制導(dǎo)律求得最佳導(dǎo)引角及適當?shù)年P(guān)機時間，從而確保精確滿足所要求的終端性能指標。
目前飛行器常用的制導(dǎo)方法主要是攝動制導(dǎo)方法，制導(dǎo)系統(tǒng)采用的是發(fā)射前預(yù)先裝定的彈道程序角，這部分彈道程序角設(shè)計時已通過設(shè)計考慮了姿態(tài)角平滑變化的需求。而在采用迭代制導(dǎo)后，每一迭代周期都將重新產(chǎn)生一套程序角，新產(chǎn)生的程序角與上一拍程序角間可能會有角度的跳躍，這會引起系統(tǒng)不穩(wěn)定，為了避免這種情況，必須考慮對迭代程序角的在線處理問題，以確保減小大姿態(tài)擾動。需在迭代程序角生成的全過程中采取相關(guān)措施，以減小大姿態(tài)擾動。
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術(shù)解決問題是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種針對迭代程序角生成的全過程中所使用的不同變量采用不同的方式(平滑、限幅等)，確保迭代計算采用的輸入量和迭代程序角輸出均平滑過渡，不發(fā)生跳變的減少大姿態(tài)擾動的控制方法。
本發(fā)明的技術(shù)解決方案是迭代制導(dǎo)下減小大姿態(tài)擾動的控制方法，通過以下步驟實現(xiàn) 第一步，通過飛行器慣性測量設(shè)備的加速度表測得第j個采樣周期內(nèi)飛行器體坐標系O1X1Y1Z1下正負通道的脈沖值，Px+j，Px-j，Py+j，Py-j，Pz+j，Pz-j，其中X1軸從飛行器質(zhì)心指向頭部方向為正向，Y1軸與X1軸垂直，在其縱向?qū)ΨQ面X1O1Y1內(nèi)從飛行器質(zhì)心指向上方為正向，Z1軸與縱向?qū)ΨQ面X1O1Y1垂直，從飛行器質(zhì)心指向右為正向，O1為飛行器質(zhì)心，j是自然數(shù)； 第二步，根據(jù)公式組(1)計算得到飛行器體坐標系O1X1Y1Z1下X1、Y1和Z1三個方向的第j個采樣周期內(nèi)，飛行器慣性測量設(shè)備的加速度表采樣周期Δt的視速度增量δwx1j、δwy1j、δwz1j， 其中，Kx+、Kx-、Ky+、Ky-、Kz+、Kz-是加速度表標定得到的當量系數(shù)，K0x、K0y、K0z是加速度表的零次項系數(shù)； 第三步，當j＜N時，計算
其中
為第1采樣周期內(nèi)到第j個采樣周期δwx1j、δwy1j、δwz1j的滾動累加值，N為滾動周期數(shù)，當j≥N時繼續(xù)第四步； 第四步，通過公式(2)計算，得到平滑后的軸向視加速度
其中，Δtp一個滾動周期時間； 第五步，利用第四步得到的軸向視加速度
根據(jù)公式(3)得到平滑后第n個采樣周期飛行器總質(zhì)量的完全燃燒時間τin， 其中，i代表飛行器不同飛行階段，Ui為飛行器第i個飛行階段的等效比沖，n＝j(luò)-N； 第六步，將第五步得到的平滑后的第n個采樣周期飛行器總質(zhì)量的完全燃燒時間τin利用飛行器迭代制導(dǎo)公式，得到平滑后的第n個采樣周期迭代程序角
ψcxn，其中
是第n個采樣周期的迭代俯仰程序角輸出值，ψcxn是第n個采樣周期的迭代偏航程序角輸出值； 第七步，通過公式組(4)計算當前時刻的迭代程序角增量
Δψcx，
其中，
ψcxn-1是第n-1個采樣周期的迭代俯仰程序角、偏航程序角輸出值； 第八步，將第七步得到的當前時刻的迭代程序角增量
Δψcx的絕對值與預(yù)設(shè)的角增量限幅值
Δψmax進行比較，
Δψmax為正值， 當
|Δψcx|≤Δψmax時，直接輸出
Δψcx作為當前的迭代程序角，當
|Δψcx|＞Δψmax時，則進行第九步； 第九步，當
時，根據(jù)公式
輸出當前時刻的迭代俯仰程序角
當
時，根據(jù)公式
輸出當前時刻的迭代俯仰程序角
當Δψcx＞Δψmax時，根據(jù)公式
輸出當前時刻的迭代偏航程序角ψcx(t)，當
時，根據(jù)公式
輸出當前時刻的迭代偏航程序角ψcx(t)。
所述第三步滾動周期數(shù)N為5～100的整數(shù)。
所述第四步中滾動周期時間Δtp＝N×Δt，N為滾動周期數(shù)，Δt為飛行器慣性測量設(shè)備的加速度表采樣周期。
所述第八步的預(yù)設(shè)角增量限幅值
Δψmax取值范圍為3°/s-5°/s。
本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比有益效果為 (1)本發(fā)明在迭代程序角生成的全過程中采取平滑、限幅措施，以減小大姿態(tài)擾動，確保后續(xù)迭代計算采用的輸入量和迭代程序角輸出平滑過渡，不會發(fā)生跳變，從而保證姿態(tài)控制系統(tǒng)的輸入不發(fā)生跳變，對提高飛行器控制系統(tǒng)的可靠性及減小飛行中的干擾影響大有益處； (2)本發(fā)明采取平滑處理，平滑處理后的參數(shù)代入迭代制導(dǎo)公式運算后，明顯抑制了原始數(shù)據(jù)的抖動對迭代制導(dǎo)算法輸出結(jié)果的影響，使控制指令連續(xù)平滑，避免頻繁抖動而引起姿態(tài)失穩(wěn)； (3)本發(fā)明采取限幅處理，通過限幅，避免程序角增量的大幅跳躍，防止程序角增量超出姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制能力而引起姿態(tài)失穩(wěn)； (4)采用本方法減少迭代制導(dǎo)下的大姿態(tài)擾動，不需要提高硬件的采樣分辨率，即不需對飛行器硬件作出修改，簡單、便捷，減少姿態(tài)擾動的效果明顯。
圖1為本發(fā)明滾動累加示意圖(以5周期滾動累加為例，弧線1所框住的5個數(shù)據(jù)點累加和是第1個累加周期內(nèi)的累加和，弧線2所框住的5個數(shù)據(jù)點累加和是第2個累加周期內(nèi)的累加和，如此類推)； 圖2為本發(fā)明每個采樣周期計算得到視加速度模值圖； 圖3為俯仰方向迭代程序角
經(jīng)過本發(fā)明及未經(jīng)過本發(fā)明平滑處理對比圖(鋸齒狀輸出對應(yīng)未經(jīng)過本發(fā)明平滑處理的俯仰方向迭代程序角，平滑狀輸出對應(yīng)經(jīng)過本發(fā)明平滑處理的俯仰方向迭代程序角)； 圖4為偏航方向迭代程序角ψcxn，經(jīng)過本發(fā)明及未經(jīng)過本發(fā)明平滑處理對比圖(鋸齒狀輸出對應(yīng)未經(jīng)過本發(fā)明平滑處理的偏航方向迭代程序角，平滑狀輸出對應(yīng)經(jīng)過本發(fā)明平滑處理的偏航方向迭代程序角)； 圖5為經(jīng)過本發(fā)明限幅處理的迭代俯仰程序角增量輸出值
圖6為經(jīng)過本發(fā)明限幅處理的迭代偏航程序角增量輸出值Δψcx。
具體實施例方式 以5周期滾動累加為例，具體闡述本發(fā)明的減少姿態(tài)擾動的過程。
1、采集數(shù)據(jù) 通過飛行器慣性測量設(shè)備的加速度表測得第j個采樣周期內(nèi)飛行器體坐標系O1X1Y1Z1下正負通道的脈沖值，Px+j，Px-j，Py+j，Py-j，Pz+j，Pz-j，其中X1從飛行器質(zhì)心指向頭部方向為正向，Y1與X1垂直，在其縱向?qū)ΨQ面內(nèi)從飛行器質(zhì)心指向上方為正向，Z1與縱向?qū)ΨQ面X1O1Y1垂直，從飛行器質(zhì)心指向右為正向，O1為飛行器質(zhì)心，j是自然數(shù)。
2、計算視速度增量δwx1j、δwy1j、δwz1j 根據(jù)公式組(1)計算得到飛行器體坐標系O1X1Y1Z1下X1、Y1和Z1三個方向的第j個飛行器慣性測量設(shè)備的加速度表采樣周期Δt的視速度增量δwx1j、δwy1j、δwz1j， 其中，Kx+、Kx-、Ky+、Ky-、Kz+、Kz-是加速度表標定得到的當量系數(shù)，K0x、K0y、K0z是加速度表的零次項系數(shù)。
3、計算每個采樣周期得到視加速度模值
本步驟并非必須，在此僅用作效果比對。利用公式
得到視加速度模值的數(shù)值如圖2所示，若以此未經(jīng)平滑處理的參數(shù)代入迭代制導(dǎo)公式運算中，則會引起如圖3和圖4中所示的鋸齒形周期性抖動。
4、平滑處理 以5次滾動累加，即滾動周期數(shù)N＝5為例，當j＜5時，由于數(shù)據(jù)不足，只能計算累加值，不能進行如圖1所示的滾動替換，計算
其中
為第1采樣周期內(nèi)到第j個采樣周期δwx1j、δwy1j、δwz1j的滾動累加值，再通過公式
計算軸向視加速度
滾動周期數(shù)N＝Δtp/Δt取5～100的整數(shù)，Δtp一個滾動周期時間，Δt為飛行器慣性測量設(shè)備的加速度表采樣周期，當N＜5時，由于數(shù)據(jù)不足，無需進行如圖1所示的滾動替換。
當j≥5時，如圖1所示進行滾動替換。弧線1所框住的5個數(shù)據(jù)點累加和是第1個累加周期內(nèi)的累加和，弧線2所框住的5個數(shù)據(jù)點累加和是第2個累加周期內(nèi)的累加和，如此類推，新數(shù)據(jù)替換舊數(shù)據(jù)，滾動累加和不斷更新并輸出。
通過公式(2)計算，得到平滑后的軸向視加速度
其中，一個滾動周期時間Δtp＝5Δt。
5、平滑后第n個采樣周期飛行器總質(zhì)量的完全燃燒時間τin 令n＝j(luò)-N，即n＝j(luò)-5，根據(jù)公式(3)得到平滑后第n個采樣周期飛行器總質(zhì)量的完全燃燒時間τin， 其中，i代表飛行器不同飛行階段，Ui為飛行器第i個飛行階段的等效比沖。
6、利用飛行器迭代制導(dǎo)公式計算
ψcxn 平滑后的第n個采樣周期飛行器總質(zhì)量的完全燃燒時間τin代入公知的飛行器迭代制導(dǎo)算法中，(宇航學報，2003年9月，第24卷第5期，迭代制導(dǎo)在運載火箭上的運用研究，陳新民、余夢倫著)得到平滑后的第n個采樣周期迭代程序角
ψcxn，其中
是第n個采樣周期的迭代俯仰程序角輸出值，ψcxn是第n個采樣周期的迭代偏航程序角輸出值。將經(jīng)平滑處理的參數(shù)代入迭代制導(dǎo)公式運算中，得到如圖3和圖4中所示的平滑狀輸出，經(jīng)平滑處理的參數(shù)代入迭代制導(dǎo)公式運算后，明顯抑制了原始數(shù)據(jù)的抖動對迭代制導(dǎo)算法輸出結(jié)果的影響，使控制指令連續(xù)平滑，避免頻繁抖動而引起姿態(tài)失穩(wěn)。
7、計算當前時刻的迭代程序角增量
Δψcx 通過公式組(4)計算當前時刻的迭代程序角增量
Δψcx
8、限幅處理 將公式組(4)計算得到的當前時刻的迭代程序角增量
Δψcx的絕對值與預(yù)設(shè)的角增量限幅值
Δψmax進行比較，
Δψmax設(shè)置為正值，根據(jù)飛行器姿態(tài)調(diào)整的方式和能力確定，需對發(fā)動機配置、推力、最大擺角、發(fā)動機推力作用點到質(zhì)心距離等飛行器總體數(shù)據(jù)及飛行器姿態(tài)調(diào)整的方式和能力得到具體計算值，一般為3°/s-5°/s。
1)當
|Δψcx|≤Δψmax時，直接輸出
Δψcx作為當前的迭代程序角。
2)當
|Δψcx|＞Δψmax時，則對比
ψcxn與預(yù)設(shè)的角增量限幅值
Δψmax的大小。
(1)當
時，當前時刻的迭代俯仰程序角輸出值
當
時，當前時刻的迭代俯仰程序角輸出值
(2)當Δψcx＞Δψmax時，當前時刻的迭代偏航程序角輸出值
當Δψcx＜-Δψmax時，當前時刻的迭代偏航程序角輸出值
根據(jù)限幅處理后，當前時刻的迭代俯仰程序角、偏航程序角增量輸出值如圖5、圖6所示，通過限幅，防止程序角增量超出姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制能力而引起姿態(tài)失穩(wěn)。
本發(fā)明未詳細說明部分屬本領(lǐng)域技術(shù)人員公知常識。
權(quán)利要求
1.迭代制導(dǎo)下減小大姿態(tài)擾動的控制方法，其特征在于通過以下步驟實現(xiàn)
第一步，通過飛行器慣性測量設(shè)備的加速度表測得第j個采樣周期內(nèi)飛行器體坐標系O1X1Y1Z1下正負通道的脈沖值，Px+j，Px-j，Py+j，Py-j，Pz+j，Pz-j，其中X1軸從飛行器質(zhì)心指向頭部方向為正向，Y1軸與X1軸垂直，在其縱向?qū)ΨQ面X1O1Y1內(nèi)從飛行器質(zhì)心指向上方為正向，Z1軸與縱向?qū)ΨQ面X1O1Y1垂直，從飛行器質(zhì)心指向右為正向，O1為飛行器質(zhì)心，j是自然數(shù)；
第二步，根據(jù)公式組(1)計算得到飛行器體坐標系O1X1Y1Z1下X1、Y1和Z1三個方向的第j個采樣周期內(nèi)，飛行器慣性測量設(shè)備的加速度表采樣周期Δt的視速度增量δwx1j、δwy1j、δwz1j，
其中，Kx+、Kx-、Ky+、Ky-、Kz+、Kz-是加速度表標定得到的當量系數(shù)，K0x、K0y、K0z是加速度表的零次項系數(shù)；
第三步，當j＜N時，計算
其中
為第1采樣周期內(nèi)到第j個采樣周期δwx1j、δwy1j、δwz1j的滾動累加值，N為滾動周期數(shù)，當j≥N時繼續(xù)第四步；
第四步，通過公式(2)計算，得到平滑后的軸向視加速度
其中，Δtp一個滾動周期時間；
第五步，利用第四步得到的軸向視加速度
根據(jù)公式(3)得到平滑后第n個采樣周期飛行器總質(zhì)量的完全燃燒時間τin，
其中，i代表飛行器不同飛行階段，Ui為飛行器第i個飛行階段的等效比沖，n＝j(luò)-N；
第六步，將第五步得到的平滑后的第n個采樣周期飛行器總質(zhì)量的完全燃燒時間τin利用飛行器迭代制導(dǎo)公式，得到平滑后的第n個采樣周期迭代程序角
ψcxn，其中
是第n個采樣周期的迭代俯仰程序角輸出值，ψcxn是第n個采樣周期的迭代偏航程序角輸出值；
第七步，通過公式組(4)計算當前時刻的迭代程序角增量
Δψcx，
其中，
ψcxn-1是第n-1個采樣周期的迭代俯仰程序角、偏航程序角輸出值；
第八步，將第七步得到的當前時刻的迭代程序角增量
Δψcx的絕對值與預(yù)設(shè)的角增量限幅值
Δψmax進行比較，
Δψmax為正值，
當
時，直接輸出
Δψcx作為當前的迭代程序角，當
時，則進行第九步；
第九步，當
時，根據(jù)公式
輸出當前時刻的迭代俯仰程序角
當
時，根據(jù)公式
輸出當前時刻的迭代俯仰程序角
當Δψcx＞Δψmax時，根據(jù)公式
輸出當前時刻的迭代偏航程序角ψcx(t)，當
時，根據(jù)公式
輸出當前時刻的迭代偏航程序角ψcx(t)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的迭代制導(dǎo)下減小大姿態(tài)擾動的控制方法，其特征在于所述第三步滾動周期數(shù)N為5～100的整數(shù)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的迭代制導(dǎo)下減小大姿態(tài)擾動的控制方法，其特征在于所述第四步中滾動周期時間Δtp＝N×Δt，N為滾動周期數(shù)，Δt為飛行器慣性測量設(shè)備的加速度表采樣周期。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的迭代制導(dǎo)下減小大姿態(tài)擾動的控制方法，其特征在于所述第八步的預(yù)設(shè)角增量限幅值
Δψmax取值范圍為3°/s-5°/s。
全文摘要
迭代制導(dǎo)下減小大姿態(tài)擾動的控制方法，通過數(shù)據(jù)采集、計算視速度增量、對軸向視加速度平滑處理、將平滑后的完全燃燒時間τin代入飛行器迭代制導(dǎo)公式中，得到平滑后的迭代程序角ψcxn、最后對當前時刻的迭代程序角增量Δψcx進行限幅處理，得到穩(wěn)定的當前時刻的迭代程序角輸出值。本發(fā)明在迭代程序角生成的全過程中采取平滑、限幅措施，以減小大姿態(tài)擾動，確保后續(xù)迭代計算采用的輸入量和迭代程序角輸出平滑過渡，不會發(fā)生跳變，從而保證姿態(tài)控制系統(tǒng)的輸入不發(fā)生跳變，對提高飛行器控制系統(tǒng)的可靠性及減小飛行中的干擾影響大有益處；采用本方法減少迭代制導(dǎo)下的大姿態(tài)擾動，不需要提高硬件的采樣分辨率，即不需對飛行器硬件作出修改，簡單、便捷，減少姿態(tài)擾動的效果明顯。
文檔編號B64G1/24GK101723096SQ20091024309
公開日2010年6月9日 申請日期2009年12月24日 優(yōu)先權(quán)日2009年12月24日
發(fā)明者鞏慶海, 呂新廣, 李新明, 馮昊, 劉茜筠, 肖利紅, 宋征宇, 孫友, 王丹曄 申請人:北京航天自動控制研究所