一种基于迎角估计的飞行器过载控制方法

1.本发明涉及飞行器过载控制领域，具体而言，涉及一种基于迎角估计的飞行器过载控制方法。


背景技术：

2.迎角是飞行器升力产生的根源，也是飞行器力矩发生变化的主要因素；同时飞行器的快速转弯、高性能机动都和迎角密切相关，其中尤为重要的是飞行器的稳定性也与迎角密切相关。由于迎角超出一定范围，飞行器就会失去稳定，而且该范围较小，并且在飞行过程中，由于高速空气气流的不确定性，使得迎角的准确测量比较困难，因此目前对其进行测量并引入控制与稳定的方式几乎还没有在任何飞行器中得到应用与实现。而目前主流的方法是采用陀螺与加速度计测量飞行器的姿态角、姿态角速率与过载信号，而且测量仪器的精度也较高，基于上述背景原因，我们分别采用空气动力学系数与过载信号以及姿态角速率信号来重构迎角信号，作为迎角估计信号，并引入到过载控制中，形成过载误差反馈控制的等效控制项与自适应控制项；同时对舵偏角的微分信号进行补偿，得到了一种高品质的过载跟踪控制方法，也使得本发明具有很高的理论价值与工程价值。
3.需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种基于迎角估计的飞行器过载控制方法，进而克服了由于相关技术缺陷导致的飞行器过载控制动态性能不高的问题。
5.根据本发明的一个方面，提供一种基于迎角估计的飞行器过载控制方法，包括以下五个步骤：
6.步骤s10，在飞行器上安装加速度计，测量飞行器的纵向加速度信号，然后转换为纵向过载信号；然后引入飞行器的俯仰舵偏角信号以及飞行器飞行速度信号与飞行器空气动力系数标称值，得到飞行器迎角的过载估计信号；在飞行器上安装测角陀螺仪，测量飞行器的俯仰角速率信号，然后设计二阶微分滤波网络，得到俯仰角加速度近似信号：然后引入飞行器的俯仰舵偏角信号以及俯仰角速率信号和飞行器空气动力系数标称值，通过换算得到飞行器迎角的角加速度估计信号；然后对飞行器迎角的过载估计信号以及飞行器迎角的角加速度估计信号进行平均计算得到飞行器迎角估计信号。
7.步骤s20，根据飞行器的俯仰通道飞行任务，设置纵向过载期望信号，并与纵向过载信号进行比较，得到纵向过载误差信号；然后进行积分，得到纵向过载误差积分信号；再根据纵向过载误差信号，采用二阶微分滤波网络得到纵向过载误差近似微分信号；然后根据所述的纵向过载误差信号、飞行器迎角估计信号设计迎角相关参数自适应估计规律；再设计大时间常数惯性积分器，得到迎角相关参数自适应估计信号；再根据所述的纵向过载误差信号、俯仰角速率信号设计俯仰角速率相关参数自适应估计规律；再设计大时间常数
惯性积分器，得到俯仰角速率相关参数自适应估计信号。
8.步骤s30，根据所述的俯仰角加速度近似信号以及飞行器迎角估计信号构建舵偏角等效控制信号；再根据所述的纵向过载误差信号、纵向过载误差积分信号、纵向过载误差近似微分信号构造舵偏角误差反馈控制信号；再根据所述的迎角相关参数自适应估计信号、俯仰角速率相关参数自适应估计信号构造舵偏角自适应估计信号；然后对上述舵偏角等效控制信号、舵偏角误差反馈控制信号以及舵偏角自适应估计信号进行叠加得到舵偏角虚拟反演信号。
9.步骤s40，根据所述的俯仰角加速度近似信号、飞行器迎角估计信号、纵向过载误差信号、纵向过载误差近似微分信号构建舵偏角二阶微分原信号；根据所述的纵向过载误差近似微分信号构建舵偏角一阶阶微分原信号；然后分别设计二阶微分滤波器与一阶微分滤波器，将舵偏角二阶微分原信号通过二阶微分滤波器，将舵偏角一阶阶微分原信号通过一阶微分滤波器进行汇总后得到舵偏角二阶近似微分信号。
10.步骤s50，根据所述的舵偏角二阶近似微分信号进行饱和限幅，得到舵偏角二阶微分限幅信号；在进行积分，得到舵偏角一阶微分信号；再将其初始值设置为0，得到舵偏角微分近似补偿信号；再叠加所述的舵偏角虚拟反演信号，解算出最终的俯仰舵偏角信号，输送给飞行器俯仰通道舵系统，实现飞行器俯仰通道纵向过载对期望过载指令的跟踪。
11.在本发明的一种示例实施例中，在飞行器上安装加速度计，测量飞行器的纵向加速度信号，然后转换为纵向过载信号；然后引入飞行器的俯仰舵偏角信号以及飞行器飞行速度信号与飞行器空气动力系数标称值，得到飞行器迎角的过载估计信号；在飞行器上安装测角陀螺仪，测量飞行器的俯仰角速率信号，然后设计二阶微分滤波网络，得到俯仰角加速度近似信号：然后引入飞行器的俯仰舵偏角信号以及俯仰角速率信号和飞行器空气动力系数标称值，通过换算得到飞行器迎角的角加速度估计信号；然后对飞行器迎角的过载估计信号以及飞行器迎角的角加速度估计信号进行平均计算得到飞行器迎角估计信号包括：
[0012][0013][0014][0015]
α
g2
＝(ω
zd-a
25r
δ
z-a
22r
ωz)/a
24r
；
[0016][0017]
其中ay为飞行器的纵向加速度信号；g为重力加速度信号，取为常值参数；ny为纵向过载信号；v为飞行器速度信号；δz为俯仰舵偏角信号，其初始值设置为0；a
34r
、a
35r
为飞行器空气动力系数标称值，为常值参数；α
g1
为飞行器迎角的过载估计信号；ωz为俯仰角速率信号，t1、t2、t3、t4为二阶微分滤波网络的常值参数；s为二阶微分滤波网络的传递函数的微分算子；ω
zd
为俯仰角加速度近似信号；a
25r
、a
22r
、a
24r
为飞行器空气动力系数标称值，为常值参数；α
g2
为飞行器迎角的角加速度估计信号；αg为飞行器迎角估计信号。
[0018]
在本发明的一种示例实施例中，根据飞行器的俯仰通道飞行任务，设置纵向过载
期望信号，并与纵向过载信号进行比较，得到纵向过载误差信号；然后进行积分，得到纵向过载误差积分信号；再根据纵向过载误差信号，采用二阶微分滤波网络得到纵向过载误差近似微分信号；然后根据所述的纵向过载误差信号、飞行器迎角估计信号设计迎角相关参数自适应估计规律；再设计大时间常数惯性积分器，得到迎角相关参数自适应估计信号；再根据所述的纵向过载误差信号、俯仰角速率信号设计俯仰角速率相关参数自适应估计规律；再设计大时间常数惯性积分器，得到俯仰角速率相关参数自适应估计信号包括：
[0019]
e1＝n
y-n
yd
；
[0020]
s1＝∫e1dt；
[0021][0022]c1d
＝k
a1
e1αg；
[0023][0024]c2d
＝k
a2
e1ωz；
[0025][0026]
其中n
yd
为纵向过载期望信号，e1为纵向过载误差信号；s1为纵向过载误差积分信号；s为大时间常数惯性积分器传递函数的微分算子；e
1d
为纵向过载误差近似微分信号；k
a1
为常值参数，c
1d
为迎角相关参数自适应估计规律；ta为大时间常数惯性积分器的常值参数，c1为迎角相关参数自适应估计信号；k
a2
为常值参数，c
2d
为俯仰角速率相关参数自适应估计规律；tb为大时间常数惯性积分器的常值参数，c2为俯仰角速率相关参数自适应估计信号。
[0027]
在本发明的一种示例实施例中，根据所述的俯仰角加速度近似信号以及飞行器迎角估计信号构建舵偏角等效控制信号；再根据所述的纵向过载误差信号、纵向过载误差积分信号、纵向过载误差近似微分信号构造舵偏角误差反馈控制信号；再根据所述的迎角相关参数自适应估计信号、俯仰角速率相关参数自适应估计信号构造舵偏角自适应估计信号；然后对上述舵偏角等效控制信号、舵偏角误差反馈控制信号以及舵偏角自适应估计信号进行叠加得到舵偏角虚拟反演信号包括：
[0028][0029]
w2＝-k1e
1-k2e
1d-k3s1+c1αg+c2ωz；
[0030]
w3＝c1αg+c2ωz；
[0031]
w＝w1+w2+w3；
[0032]
其中w1为舵偏角等效控制信号、k1、k2、k3为误差反馈控制的常值控制参数；w2为舵偏角误差反馈控制信号、w3为舵偏角自适应估计信号，w为舵偏角虚拟反演信号。
[0033]
在本发明的一种示例实施例中，根据所述的俯仰角加速度近似信号、飞行器迎角估计信号、纵向过载误差信号、纵向过载误差近似微分信号构建舵偏角二阶微分原信号；根据所述的纵向过载误差近似微分信号构建舵偏角一阶阶微分原信号；然后分别设计二阶微分滤波器与一阶微分滤波器，将舵偏角二阶微分原信号通过二阶微分滤波器，将舵偏角一
阶阶微分原信号通过一阶微分滤波器进行汇总后得到舵偏角二阶近似微分信号包括：
[0034][0035][0036][0037]
其中δa为舵偏角二阶微分原信号；δb为舵偏角一阶微分原信号；δ
zd3
为舵偏角二阶近似微分信号；t
a1
、t
a2
为二阶微分滤波器的常值时间参数；t
a3
为一阶微分滤波器的常值时间参数。
[0038]
在本发明的一种示例实施例中，根据所述的舵偏角二阶近似微分信号进行饱和限幅，得到舵偏角二阶微分限幅信号；在进行积分，得到舵偏角一阶微分信号；再将其初始值设置为0，得到舵偏角微分近似补偿信号；再叠加所述的舵偏角虚拟反演信号，解算出最终的俯仰舵偏角信号包括：
[0039][0040][0041][0042][0043]
其中δ
zd2
为舵偏角二阶微分限幅信号；a1为常值饱和参数；t为常值积分参数，δ
zd1
为舵偏角一阶微分信号；δ
zd
为舵偏角微分近似补偿信号，δz为俯仰舵偏角信号。
[0044]
有益效果
[0045]
本发明提供了一种基于迎角估计的飞行器过载控制方法，其主要创新点有如下三点：第一点是针对飞行器迎角难以准确测量的问题，提出了一种采用过载测量与空气动力学系数反解的方法进行飞行器迎角估计；同时结合采用陀螺仪测量俯仰角速率，并通过微分滤波得到角加速度近似信号并与空气动力学系数结合进行飞行器迎角估计，最终采取两种平均的方式作为迎角估计值。该方法能够合理利用加速度计与陀螺仪的测量信息，对飞行器迎角作出合理估计，并作为过载控制的关键信号引入到过载控制中，提高过载控制的动态特性。第二点在于根据过载误差信号设计了一种大时间常数惯性积分器，得到迎角与
俯仰角速率相关参数自适应估计信号，并结合舵偏角等效控制信号、舵偏角误差反馈控制信号形成了舵偏角虚拟反演信号，使得误差反馈、自适应控制能够合理匹配，能够补偿设计中的气动参数不精确带来的系统不确定性问题。第三点在于通过二阶微分滤波器、一阶微分滤波器并进行饱和限幅、积分与初值处理得到舵偏角一阶微分信号，从而对舵偏角虚拟反演信号进行修正，解决过载控制中的非最小相位问题，进一步提高了过载控制的动态品质。
[0046]
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。
附图说明
[0047]
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0048]
图1是本发明提供的一种基于迎角估计的飞行器过载控制方法动方法流程图；
[0049]
图2是本发明实施例所提供方法的纵向过载信号曲线(单位：g)；
[0050]
图3是本发明实施例所提供方法的俯仰角速率信号曲线(单位：度每秒)；
[0051]
图4是本发明实施例所提供方法的飞行器迎角估计信号曲线(单位：度)；
[0052]
图5是本发明实施例所提供方法的纵向过载误差信号曲线(单位：g)；
[0053]
图6是本发明实施例所提供方法的纵向过载误差近似微分信号(无单位)；
[0054]
图7是本发明实施例所提供方法的舵偏角信号(单位：度)。
具体实施方式
[0055]
现在将参考附图基础上更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本发明将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本发明的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本发明的技术方案而省略所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知技术方案以避免喧宾夺主而使得本发明的各方面变得模糊。
[0056]
本发明提供了一种基于迎角估计的飞行器过载控制方法，其首先安装加速度计测量纵向过载信号并根据气动参数标称值解算基于过载的迎角估计信号，再通过俯仰速率陀螺仪测量角速率信号，并设计二阶微分滤波网络得到俯仰角加速度估计信号，然后采用气动参数标称值解算基于角速度的迎角估计信号；再根据过载误差信号设计了一种大时间常数惯性积分器，得到迎角与俯仰角速率相关参数自适应估计信号；并结合等效控制信号、误差反馈控制信号组成舵偏角虚拟反演信号；再构造舵偏角二阶近似微分信号，并进行饱和限幅、积分与初值处理，得到舵偏角一阶微分信号，并最终反解出舵偏角信号，输送给俯仰舵系统，实现飞行器对期望过载指令信号的跟踪。
[0057]
下面，将结合附图1对本发明的一种基于迎角估计的飞行器过载控制方法，进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该一种基于迎角估计的飞行器过载控制方法，包括以下步骤：
[0058]
步骤s10，具体的，可以分解为如下五小步。第一步，在飞行器上安装加速度计，测量飞行器的纵向加速度信号，然后转换为纵向过载信号如下：
[0059][0060]
其中ay为飞行器的纵向加速度信号；g为重力加速度信号，取为常值参数，在本案例中选为g＝9.8；ny为纵向过载信号，在本案例中其变化曲线如图2所示。
[0061]
第二步，引入飞行器的俯仰舵偏角信号以及飞行器飞行速度信号与飞行器空气动力系数标称值，得到飞行器迎角的过载估计信号如下：
[0062][0063]
其中v为飞行器速度信号，在本案例中选为常值v＝300m/s，值得说明的是，飞行器速度无需精确测量，仅需要粗略估计值即可；δz为俯仰舵偏角信号，其初始值设置为0；a
34r
、a
35r
为飞行器空气动力系数标称值，为常值参数，在本案例中选取为a
34r
＝1.58、a
35r
＝0.24；α
g1
为飞行器迎角的过载估计信号。
[0064]
第三步，在飞行器上安装测角陀螺仪，测量飞行器的俯仰角速率信号，然后设计二阶微分滤波网络，得到俯仰角加速度近似信号如下：
[0065][0066]
其中ωz为俯仰角速率信号，其变化曲线如图3所示；t1、t2、t3、t4为二阶微分滤波网络的常值参数，在本案例中选取为t1＝0.05、t2＝0.16、t3＝0.96、t4＝0.05；s为二阶微分滤波网络的传递函数的微分算子；ω
zd
为俯仰角加速度近似信号。
[0067]
第四步，引入飞行器的俯仰舵偏角信号以及俯仰角速率信号和飞行器空气动力系数标称值，通过换算得到飞行器迎角的角加速度估计信号如下：
[0068]
α
g2
＝(ω
zd-a
25r
δ
z-a
22r
ωz)/a
24r
；
[0069]
其中a
25r
、a
22r
、a
24r
为飞行器空气动力系数标称值，为常值参数，在本案例中选取为a
25r
＝-167、a
22r
＝-2.8、a
24r
＝-193；α
g2
为飞行器迎角的角加速度估计信号。
[0070]
第五步，对飞行器迎角的过载估计信号以及飞行器迎角的角加速度估计信号进行平均计算得到飞行器迎角估计信号如下：
[0071][0072]
其中αg为飞行器迎角估计信号，在本案例中其变换曲线如图4所示。
[0073]
步骤s20，具体的可以分解为如下五小步。第一步，根据飞行器的俯仰通道飞行任务，设置纵向过载期望信号，并与纵向过载信号进行比较，得到纵向过载误差信号如下：
[0074]
e1＝n
y-n
yd
；
[0075]
其中n
yd
为纵向过载期望信号，在本案例中选取n
yd
＝2，e1为纵向过载误差信号，其变化曲线如图5所示。
[0076]
第二步，根据纵向过载误差信号进行积分，得到纵向过载误差积分信号如下：
[0077]
s1＝∫e1dt；
[0078]
其中s1为纵向过载误差积分信号。
[0079]
第三步，再根据纵向过载误差信号，采用二阶微分滤波网络得到纵向过载误差近似微分信号如下：
[0080][0081]
其中e
1d
为纵向过载误差近似微分信号，其变化曲线如图6所示。。
[0082]
第四步，根据所述的纵向过载误差信号、飞行器迎角估计信号设计迎角相关参数自适应估计规律；再设计大时间常数惯性积分器，得到迎角相关参数自适应估计信号如下：
[0083]c1d
＝k
a1
e1αg；
[0084][0085]
其中k
a1
为常值参数，在本案例中选取为k
a1
＝2.5，c
1d
为迎角相关参数自适应估计规律；在本案例中选取ta＝20，为大时间常数惯性积分器的常值参数，c1为迎角相关参数自适应估计信号。
[0086]
第五步，根据所述的纵向过载误差信号、俯仰角速率信号设计俯仰角速率相关参数自适应估计规律；再设计大时间常数惯性积分器，得到俯仰角速率相关参数自适应估计信号如下：
[0087]c2d
＝k
a2
e1ωz；
[0088][0089]
其中k
a2
为常值参数，在本案例中选取为k
a2
＝3，c
2d
为俯仰角速率相关参数自适应估计规律；tb为大时间常数惯性积分器的常值参数，在本案例中选取为tb＝25，c2为俯仰角速率相关参数自适应估计信号。
[0090]
步骤s30，具体的可以分解为如下四小步。第一步，根据所述的俯仰角加速度近似信号以及飞行器迎角估计信号构建舵偏角等效控制信号如下：
[0091][0092]
其中w1为舵偏角等效控制信号。
[0093]
第二步，根据所述的纵向过载误差信号、纵向过载误差积分信号、纵向过载误差近似微分信号构造舵偏角误差反馈控制信号如下：
[0094]
w2＝-k1e
1-k2e
1d-k3s1+c1αg+c2ωz；
[0095]
其中k1、k2、k3为误差反馈控制的常值控制参数，再本案例中选取为k1＝0.5、k2＝0.04、k3＝0.12，w2为舵偏角误差反馈控制信号。
[0096]
第三步，根据所述的迎角相关参数自适应估计信号、俯仰角速率相关参数自适应估计信号构造舵偏角自适应估计信号如下：
[0097]
w3＝c1αg+c2ωz；
[0098]
其中w3为舵偏角自适应估计信号。
[0099]
第四步，对上述舵偏角等效控制信号、舵偏角误差反馈控制信号以及舵偏角自适应估计信号进行叠加得到舵偏角虚拟反演信号如下：
[0100]
w＝w1+w2+w3；
[0101]
其中w为舵偏角虚拟反演信号。
[0102]
步骤s40，具体的，可以分解为如下三小步。第一步，根据所述的俯仰角加速度近似信号、飞行器迎角估计信号、纵向过载误差信号、纵向过载误差近似微分信号构建舵偏角二阶微分原信号如下：
[0103][0104]
其中δa为舵偏角二阶微分原信号。
[0105]
第二步，根据所述的纵向过载误差近似微分信号构建舵偏角一阶阶微分原信号如下：
[0106][0107]
其中δb为舵偏角一阶微分原信号。
[0108]
第三步，分别设计二阶微分滤波器与一阶微分滤波器，将舵偏角二阶微分原信号通过二阶微分滤波器，将舵偏角一阶阶微分原信号通过一阶微分滤波器进行汇总后得到舵偏角二阶近似微分信号如下：
[0109][0110]
其中δ
zd3
为舵偏角二阶近似微分信号；t
a1
、t
a2
为二阶微分滤波器的常值时间参数；t
a3
为一阶微分滤波器的常值时间参数，在本案例中选取为t
a1
＝0.001，t
a2
＝0.08，t
a2
＝0.04。
[0111]
步骤s50，具体的，可以分解为如下四小步。第一步，根据所述的舵偏角二阶近似微分信号进行饱和限幅，得到舵偏角二阶微分限幅信号如下：
[0112][0113]
其中δ
zd2
为舵偏角二阶微分限幅信号；a1为常值饱和参数；t为常值积分参数，在本案例中选取为t＝0.001，a1＝8。
[0114]
第二步，根据舵偏角二阶微分限幅信号进行积分，得到舵偏角一阶微分信号如下：
[0115][0116]
其中δ
zd1
为舵偏角一阶微分信号。
[0117]
第三步，设置初始值为0，得到舵偏角微分近似补偿信号如下：
[0118][0119]
其中δ
zd
为舵偏角微分近似补偿信号。
[0120]
第四步，叠加所述的舵偏角虚拟反演信号，进行变换处理解算出最终的俯仰舵偏角信号如下：
[0121][0122]
其中δz为俯仰舵偏角信号，在本案例中其变化曲线如图7所示。
[0123]
最终将俯仰舵偏角信号输送给飞行器俯仰通道舵系统，实现飞行器俯仰通道纵向过载对期望过载指令的跟踪。
[0124]
由图2可以看出，最终飞行器过载能够在0.8s左右稳定跟踪期望指令2，表明本发明所提供方法具有很好的快速性。由图5可以看出，过载误差能够快速收敛到0，而且静差非常小，可见本发明所提供方法具有很好的精度。图3为俯仰角速率曲线，图4为迎角估计曲线，可见其与过载变化曲线，即图2有较好的吻合同步特性，也符合飞行器的物理特性，因为过载主要是由迎角产生的，可见迎角估计具有很好的动态特性。图7为最终的俯仰舵偏角曲线，可以看出其变化平滑，而且无尖刺与尖峰，而且最大值不超过4度，满足工程实现的需要。综上所述，本发明所提供方法具有很好的过载稳定跟踪动态性能，迎角估计也具有很好的动态性能，从而使得本发明所提供方法具有很好的理论价值与工程实用价值。

技术特征：
1.一种基于迎角估计的飞行器过载控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤s10，在飞行器上安装加速度计，测量飞行器的纵向加速度信号，然后转换为纵向过载信号；然后引入飞行器的俯仰舵偏角信号以及飞行器飞行速度信号与飞行器空气动力系数标称值，得到飞行器迎角的过载估计信号；在飞行器上安装测角陀螺仪，测量飞行器的俯仰角速率信号，然后设计二阶微分滤波网络，得到俯仰角加速度近似信号：然后引入飞行器的俯仰舵偏角信号以及俯仰角速率信号和飞行器空气动力系数标称值，通过换算得到飞行器迎角的角加速度估计信号；然后对飞行器迎角的过载估计信号以及飞行器迎角的角加速度估计信号进行平均计算得到飞行器迎角估计信号如下：速度估计信号进行平均计算得到飞行器迎角估计信号如下：速度估计信号进行平均计算得到飞行器迎角估计信号如下：α
g2
＝(ω
zd-a
25r
δ
z-a
22r
ω
z
)/a
24r
；其中a
y
为飞行器的纵向加速度信号；g为重力加速度信号，取为常值参数；n
y
为纵向过载信号；v为飞行器速度信号；δ
z
为俯仰舵偏角信号，其初始值设置为0；a
34r
、a
35r
为飞行器空气动力系数标称值，为常值参数；α
g1
为飞行器迎角的过载估计信号；ω
z
为俯仰角速率信号，t1、t2、t3、t4为二阶微分滤波网络的常值参数；s为二阶微分滤波网络的传递函数的微分算子；ω
zd
为俯仰角加速度近似信号；a
25r
、a
22r
、a
24r
为飞行器空气动力系数标称值，为常值参数；α
g2
为飞行器迎角的角加速度估计信号；α
g
为飞行器迎角估计信号；步骤s20，根据飞行器的俯仰通道飞行任务，设置纵向过载期望信号，并与纵向过载信号进行比较，得到纵向过载误差信号；然后进行积分，得到纵向过载误差积分信号；再根据纵向过载误差信号，采用二阶微分滤波网络得到纵向过载误差近似微分信号；然后根据所述的纵向过载误差信号、飞行器迎角估计信号设计迎角相关参数自适应估计规律；再设计大时间常数惯性积分器，得到迎角相关参数自适应估计信号；再根据所述的纵向过载误差信号、俯仰角速率信号设计俯仰角速率相关参数自适应估计规律；再设计大时间常数惯性积分器，得到俯仰角速率相关参数自适应估计信号如下：e1＝n
y-n
yd
；s1＝∫e1dt；c
1d
＝k
a1
e1α
g
；c
2d
＝k
a2
e1ω
z
；
其中n
yd
为纵向过载期望信号，e1为纵向过载误差信号；s1为纵向过载误差积分信号；s为大时间常数惯性积分器传递函数的微分算子；e
1d
为纵向过载误差近似微分信号；k
a1
为常值参数，c
1d
为迎角相关参数自适应估计规律；t
a
为大时间常数惯性积分器的常值参数，c1为迎角相关参数自适应估计信号；k
a2
为常值参数，c
2d
为俯仰角速率相关参数自适应估计规律；t
b
为大时间常数惯性积分器的常值参数，c2为俯仰角速率相关参数自适应估计信号；步骤s30，根据所述的俯仰角加速度近似信号以及飞行器迎角估计信号构建舵偏角等效控制信号；再根据所述的纵向过载误差信号、纵向过载误差积分信号、纵向过载误差近似微分信号构造舵偏角误差反馈控制信号；再根据所述的迎角相关参数自适应估计信号、俯仰角速率相关参数自适应估计信号构造舵偏角自适应估计信号；然后对上述舵偏角等效控制信号、舵偏角误差反馈控制信号以及舵偏角自适应估计信号进行叠加得到舵偏角虚拟反演信号如下：w2＝-k1e
1-k2e
1d-k3s1+c1α
g
+c2ω
z
；w3＝c1α
g
+c2ω
z
；w＝w1+w2+w3；其中w1为舵偏角等效控制信号、k1、k2、k3为误差反馈控制的常值控制参数；w2为舵偏角误差反馈控制信号、w3为舵偏角自适应估计信号，w为舵偏角虚拟反演信号；步骤s40，根据所述的俯仰角加速度近似信号、飞行器迎角估计信号、纵向过载误差信号、纵向过载误差近似微分信号构建舵偏角二阶微分原信号；根据所述的纵向过载误差近似微分信号构建舵偏角一阶阶微分原信号；然后分别设计二阶微分滤波器与一阶微分滤波器，将舵偏角二阶微分原信号通过二阶微分滤波器，将舵偏角一阶阶微分原信号通过一阶微分滤波器进行汇总后得到舵偏角二阶近似微分信号如下：微分滤波器进行汇总后得到舵偏角二阶近似微分信号如下：微分滤波器进行汇总后得到舵偏角二阶近似微分信号如下：其中δ
a
为舵偏角二阶微分原信号；δ
b
为舵偏角一阶微分原信号；δ
zd3
为舵偏角二阶近似微分信号；t
a1
、t
a2
为二阶微分滤波器的常值时间参数；t
a3
为一阶微分滤波器的常值时间参数；步骤s50，根据所述的舵偏角二阶近似微分信号进行饱和限幅，得到舵偏角二阶微分限幅信号；再进行积分，得到舵偏角一阶微分信号；再将其初始值设置为0，得到舵偏角微分近
似补偿信号；再叠加所述的舵偏角虚拟反演信号，解算出最终的俯仰舵偏角信号，输送给飞行器俯仰通道舵系统，实现飞行器俯仰通道纵向过载对期望过载指令的跟踪如下：行器俯仰通道舵系统，实现飞行器俯仰通道纵向过载对期望过载指令的跟踪如下：行器俯仰通道舵系统，实现飞行器俯仰通道纵向过载对期望过载指令的跟踪如下：行器俯仰通道舵系统，实现飞行器俯仰通道纵向过载对期望过载指令的跟踪如下：其中δ
zd2
为舵偏角二阶微分限幅信号；a1为常值饱和参数；t为常值积分参数，δ
zd1
为舵偏角一阶微分信号；δ
zd
为舵偏角微分近似补偿信号，δ
z
为俯仰舵偏角信号。

技术总结
本发明提供了一种基于迎角估计的飞行器过载控制方法，其首先安装加速度计测量纵向过载信号并根据气动参数标称值解算基于过载的迎角估计信号，再通过俯仰速率陀螺仪测量角速率信号，并设计二阶微分滤波网络得到俯仰角加速度估计信号，然后采用气动参数标称值解算基于角速度的迎角估计信号；再根据过载误差信号设计了一种大时间常数惯性积分器，得到迎角与俯仰角速率相关参数自适应估计信号；并结合等效控制信号、误差反馈控制信号组成舵偏角虚拟反演信号；再构造舵偏角二阶近似微分信号，并进行饱和限幅、积分与初值处理，得到舵偏角一阶微分信号，并最终反解出舵偏角信号，输送给俯仰舵系统，实现飞行器对期望过载指令信号的跟踪。跟踪。跟踪。


技术研发人员：孙宏波 马国欣 王泽
受保护的技术使用者：烟台大学
技术研发日：2023.05.30
技术公布日：2023/8/28