迭代制导下减少大姿态扰动的控制方法

摘要

迭代制导下减小大姿态扰动的控制方法，通过数据采集、计算视速度增量、对轴向视加速度平滑处理、将平滑后的完全燃烧时间τ_iⁿ代入飞行器迭代制导公式中，得到平滑后的迭代程序角ψ_cxⁿ、最后对当前时刻的迭代程序角增量Δψ_cx进行限幅处理，得到稳定的当前时刻的迭代程序角输出值。本发明在迭代程序角生成的全过程中采取平滑、限幅措施，以减小大姿态扰动，确保后续迭代计算采用的输入量和迭代程序角输出平滑过渡，不会发生跳变，从而保证姿态控制系统的输入不发生跳变，对提高飞行器控制系统的可靠性及减小飞行中的干扰影响大有益处；采用本方法减少迭代制导下的大姿态扰动，不需要提高硬件的采样分辨率，即不需对飞行器硬件作出修改，简单、便捷，减少姿态扰动的效果明显。

主权项

1.迭代制导下减小大姿态扰动的控制方法，其特征在于通过以下步骤实现：第一步，通过飞行器惯性测量设备的加速度表测得第j个采样周期内飞行器体坐标系O₁X₁Y₁Z₁下正负通道的脉冲值，其中X₁轴从飞行器质心指向头部方向为正向，Y₁轴与X₁轴垂直，在其纵向对称面X₁O₁Y₁内从飞行器质心指向上方为正向，Z₁轴与纵向对称面X₁O₁Y₁垂直，从飞行器质心指向右为正向，O₁为飞行器质心，j是自然数；第二步，根据公式组(1)计算得到飞行器体坐标系O₁X₁Y₁Z₁下X₁、Y₁和Z₁三个方向的第j个采样周期内，飞行器惯性测量设备的加速度表采样周期Δt的视速度增量$\delta {\bar{w}}_{x1}^j=K_{x+}·P_{x+}^j-K_{x-}·P_{x-}^j-K_{0x}·\mathrm{\Delta t}$$\delta {\bar{w}}_{y1}^j=K_{y+}·P_{y+}^j-K_{y-}·P_{y-}^j-K_{0y}·\mathrm{\Delta t}---\left(1\right)$$\delta {\bar{w}}_{z1}^j=K_{z+}·P_{z+}^j-K_{z-}·P_{z-}^j-K_{0z}·\mathrm{\Delta t}$其中，K_x+、K_x-、K_y+、K_y-、K_z+、K_z-是加速度表标定得到的当量系数，K_0x、K_0y、K_0z是加速度表的零次项系数；第三步，当j＜N时，计算其中为第1采样周期内到第j个采样周期的滚动累加值，N为滚动周期数，当j≥N时继续第四步；第四步，通过公式(2)计算，得到平滑后的轴向视加速度${\stackrel{\widehat{·}}{W}}_{x1}^j=\frac{{({\left(\underset{1}{\overset{N}{\Sigma }}\delta {\bar{w}}_{x1}^j\right)}^2+{\left(\underset{1}{\overset{N}{\Sigma }}\delta {\bar{w}}_{y1}^j\right)}^2+{\left(\underset{1}{\overset{N}{\Sigma }}\delta {\bar{w}}_{z1}^j\right)}^2)}^{1/2}}{\mathrm{\Delta tp}}---\left(2\right)$其中，Δtp一个滚动周期时间；第五步，利用第四步得到的轴向视加速度根据公式(3)得到平滑后第n个采样周期飞行器总质量的完全燃烧时间${\tau }_i^n=U_i/{\stackrel{\widehat{·}}{W}}_{x1}^j---\left(3\right)$其中，i代表飞行器不同飞行阶段，U_i为飞行器第i个飞行阶段的等效比冲，n＝j-N；第六步，将第五步得到的平滑后的第n个采样周期飞行器总质量的完全燃烧时间利用飞行器迭代制导公式，得到平滑后的第n个采样周期迭代程序角其中是第n个采样周期的迭代俯仰程序角输出值，是第n个采样周期的迭代偏航程序角输出值；第七步，通过公式组(4)计算当前时刻的迭代程序角增量Δψ_cx，$\Delta {\psi }_{\mathrm{cx}}={\psi }_{\mathrm{cx}}^n-{\psi }_{\mathrm{cx}}^{n-1};---\left(4\right)$其中，是第n-1个采样周期的迭代俯仰程序角、偏航程序角输出值；第八步，将第七步得到的当前时刻的迭代程序角增量Δψ_cx的绝对值与预设的角增量限幅值Δψ_max进行比较，Δψ_max为正值，当|Δψ_cx|≤Δψ_max时，直接输出Δψ_cx作为当前的迭代程序角，当|Δψ_cx|＞Δψ_max时，则进行第九步；第九步，当时，根据公式输出当前时刻的迭代俯仰程序角当时，根据公式输出当前时刻的迭代俯仰程序角当Δψ_cx＞Δψ_max时，根据公式输出当前时刻的迭代偏航程序角ψ_cx(t)，当时，根据公式输出当前时刻的迭代偏航程序角ψ_cx(t)。