本发明涉及飞行器控制技术领域，具体公开了一种三回路自动驾驶仪控制参数一体化解析整定方法。该方法具体步骤为：1、建立三回路自动驾驶仪控制回路模型；2、设定姿态角速度反馈回路补偿后俯仰运动相对阻尼系数，获取姿态角速度控制参数及姿态角速度反馈回路的开环穿越频率；3、根据控制系统开环传递函数，获取控制系统开环增益系统，并获取校正后过载指令输入到制导飞行器过载输出的闭环传递函数；4、获取姿态角反馈控制参数、过载反馈控制参数以及过载指令校正参数。该方法避免了求解非线性方程，且获得的控制参数在各单项偏差及组合偏差下，都能够保持制导飞行器的姿态稳定和姿态控制精度，快速实现制导指令所要求的飞行器配平状态。
1.一种三回路自动驾驶仪控制参数一体化解析整定方法，其特征在于：该方法具体包括如下步骤：步骤1、建立三回路自动驾驶仪控制回路模型；
建立制导飞行器俯仰角速率相对执行机构控制输出的传递函数模型为G1；建立法向过载相对制导飞行器俯仰角速率的传递函数模型G2；建立制导飞行器执行机构模型GR；角速度敏感反馈部件模型Gg以及加速度敏感反馈部件的传递函数模型Ga；
步骤2、设定姿态角速度反馈回路补偿后制导飞行器俯仰运动相对阻尼系数，获取姿态角速度控制参数及姿态角速度反馈回路的开环穿越频率；
设定姿态角速度反馈回路补偿后制导飞行器俯仰运动相对阻尼系数ξv，根据预先选定的ξv，得到姿态角速度反馈回路的姿态角速度控制参数k11为其中，Td为制导飞行器时间常数；ξd为制导飞行器相对阻尼系数；kd为制导飞行器传递系数；T1d为制导飞行器气动力时间常数；
根据已知的制导飞行器俯仰角速率相对执行机构控制输出的传递函数模型G1、制导飞行器执行机构模型GR、角速度敏感反馈部件模型Gg和姿态角速度反馈回路的姿态角速度控制参数k11，获得姿态角速度反馈回路的开环穿越频率ωc；
步骤3、根据控制系统开环传递函数，获取控制系统开环增益系统，并获取校正后过载指令输入到制导飞行器过载输出的闭环传递函数；
制导飞行器执行机构模型GR左右两端的控制系统开环传递函数为
式中，k0＝k11k01kckd[1/kc+V/g]为控制系统开环增益系数；T0为二阶微分环节时间常数；ξ0为二阶微分环节相对阻尼系数；
其中，k01为姿态角反馈控制参数；kc为过载反馈控制参数；V为制导飞行器的飞行速度；g为重力加速度；
对于上述开环传递函数幅频响应，在开环穿越频率ωc处，其幅值为1，则当开环穿越频率远大于飞行器的自然频率时，则校正后过载指令输入到制导飞行器过载输出的闭环传递函数 可得
式中，τ表示闭环系统惯性环节的时间常数，ξ表示闭环系统振荡环节的相对阻尼系数，T表示闭环系统振荡环节的时间常数；比较上述两式，可得τ+2ξT＝2ξ0T0-1/k0
由上式可知，对于给定的制导飞行器特征秒点的飞行参数，可以确定飞行器相对阻尼系数ξd和制导飞行器时间常数Td；
步骤4、根据控制系统的性能指标指定闭环系统惯性环节的时间常数和振荡环节的相对阻尼系数，通过闭环系统振荡环节的时间常数、系统开环二阶微分环节时间常数、系统开环增益系数以及系统开环二阶微分环节相对阻尼系数，获取姿态角反馈控制参数、过载反馈控制参数以及过载指令校正参数。
2.根据权利要求1所述的一种三回路自动驾驶仪控制参数一体化解析整定方法，其特征在于：所述的步骤4中闭环系统惯性环节的时间常数τ和振荡环节的相对阻尼系数ξ，以及步骤2中获得的姿态角速度反馈回路的开环穿越频率ωc，获得闭环系统振荡环节的时间常数T、二阶微分环节时间常数T0、控制系统开环增益系数k0以及二阶微分环节相对阻尼系数ξ0为：
3.根据权利要求2所述的一种三回路自动驾驶仪控制参数一体化解析整定方法，其特征在于：所述的步骤4中获得姿态角反馈控制参数k01、过载反馈控制参数kc以及过载指令校正参数ka具体步骤为：根据步骤2中姿态角速度反馈回路的姿态角速度控制参数k11以及步骤4中获得的闭环系统振荡环节的时间常数T、二阶微分环节时间常数T0、控制系统开环增益系数k0以及二阶微分环节相对阻尼系数ξ0，可以获得姿态角反馈控制参数k01、过载反馈控制参数kc为：由步骤3中闭环传递函数可知，使制导飞行器控制系统对过载的静态跟踪误差为零，亦即使制导飞行器控制系统闭环传递函数的增益系数为1时，可获得过载指令校正参数ka为：ka＝1+g/(kcV)。
4.根据权利要求1所述的一种三回路自动驾驶仪控制参数一体化解析整定方法，其特征在于：所述的步骤1中制导飞行器俯仰角速率相对执行机构控制输出的传递函数模型为 建立法向过载相对制导飞行器俯仰角速率的传递函数模型
5.根据权利要求1所述的一种三回路自动驾驶仪控制参数一体化解析整定方法，其特征在于：所述的步骤2中姿态角速度反馈回路补偿后制导飞行器俯仰运动相对阻尼系数ξv的取值范围为0.6＜ξv＜0.9。
三回路自动驾驶仪控制参数一体化解析整定方法
技术领域
[0001] 本发明属于飞行器控制技术领域，具体涉及一种三回路自动驾驶仪控制参数一体化解析整定方法。
背景技术
[0002] 制导飞行器以其高精度，灵活、高效的作战性能，成为现代武器发展的一个重要方向，其关键技术之一是：在一定控制结构的前提下，快速地获取高性能的稳定控制参数，确保飞行器飞行过程中的飞行稳定性，以满足制导系统对飞行器飞行姿态的指标要求。
[0003] 当前很多制导飞行器上采用了三回路自动驾驶仪，它在两回路过载驾驶仪结构基础上，在内回路中引入姿态角反馈信息，相当于形成了过载、姿态角速度、姿态角三个反馈回路。如果不考虑执行机构、敏感反馈部件等硬件及相应滤波器动态特性的影响，可以利用常规方法，如根轨迹法、频域分析法等，求解出驾驶仪反馈控制系数。
[0004] 但是在实际工程应用中，自动驾驶仪相关部件的动态特性带来的相位滞后对系统稳定性产生的影响是不可忽略的。因此在已知上述部件动态特性的基础上，要对自动驾驶仪开环穿越频率进行相应约束，以保证自动驾驶仪闭环后的稳定裕度。由于在工程实践中难以给出系统闭环极点与开环穿越频率间的准确数学关系，如何在不改变系统主导极点的前提下，寻找到合适的非主导极点值，以使设计得到的系统满足开环穿越频率约束。
[0005] 另外，在自动驾驶仪控制参数的设计中考虑上述部件的动态特性，必然遇到高阶控制对象控制参数的设计问题，如何避免在设计过程中解算非线性方程，亦成为问题的焦点。
发明内容
[0006] 本发明的目的在于提供一种三回路自动驾驶仪控制参数一体化解析整定方法，可以综合考虑驾驶仪相关部件的动态特性对控制系统的影响，避免在设计过程中解算非线性方程，快速地获取姿态角速度控制参数、姿态角反馈控制参数、过载反馈控制参数以及过载指令校正参数，以满足系统对制导飞行器稳定飞行的性能指标要求。
[0007] 本发明的技术方案如下：一种三回路自动驾驶仪控制参数一体化解析整定方法，该方法具体包括如下步骤：
[0008] 步骤1、建立三回路自动驾驶仪控制回路模型；
[0009] 建立制导飞行器俯仰角速率相对执行机构控制输出的传递函数模型为G1；建立法向过载相对制导飞行器俯仰角速率的传递函数模型G2；建立制导飞行器执行机构模型GR；角速度敏感反馈部件模型Gg以及加速度敏感反馈部件的传递函数模型Ga；
[0010] 步骤2、设定姿态角速度反馈回路补偿后制导飞行器俯仰运动相对阻尼系数，获取姿态角速度控制参数及姿态角速度反馈回路的开环穿越频率；
[0011] 设定姿态角速度反馈回路补偿后制导飞行器俯仰运动相对阻尼系数ξv，根据预先选定的ξv，得到姿态角速度反馈回路的姿态角速度控制参数k11为
[0012]
[0013] 其中，Td为制导飞行器时间常数；ξd为制导飞行器相对阻尼系数；kd为制导飞行器传递系数；T1d为制导飞行器气动力时间常数；
[0014] 根据已知的制导飞行器俯仰角速率相对执行机构控制输出的传递函数模型G1、制导飞行器执行机构模型GR、角速度敏感反馈部件模型Gg和姿态角速度反馈回路的姿态角速度控制参数k11，获得姿态角速度反馈回路的开环穿越频率ωc；
[0015] 步骤3、根据控制系统开环传递函数，获取控制系统开环增益系统，并获取校正后过载指令输入到制导飞行器过载输出的闭环传递函数；
[0016] 制导飞行器执行机构模型GR左右两端的控制系统开环传递函数为[0017]
[0018] 式中，k0＝k11k01kckd[1/kc+V/g]为控制系统开环增益系数；T0为二阶微分环节时间常数；ξ0为二阶微分环节相对阻尼系数；
[0019] 其中，k01为姿态角反馈控制参数；kc为过载反馈控制参数；V为制导飞行器的飞行速度；g为重力加速度；
[0020] 对于上述开环传递函数幅频响应，在开环穿越频率ωc处，其幅值为1，则当开环穿越频率远大于飞行器的自然频率时，则
[0021]
[0022] 校正后过载指令输入到制导飞行器过载输出的闭环传递函数 可得[0023]
[0024] 设闭环传递函数具有如下形式
[0025]
[0026] 式中，τ表示闭环系统惯性环节的时间常数，ξ表示闭环系统振荡环节的相对阻尼系数，T表示闭环系统振荡环节的时间常数；比较上述两式，可得
[0027] τ+2ξT＝2ξ0T0-1/k0
[0028]
[0029]
[0030] 由上式可知，对于给定的制导飞行器特征秒点的飞行参数，可以确定飞行器相对阻尼系数ξd和制导飞行器时间常数Td。
[0031] 步骤4、根据控制系统的性能指标指定闭环系统惯性环节的时间常数和振荡环节的相对阻尼系数，通过闭环系统振荡环节的时间常数、系统开环二阶微分环节时间常数、系统开环增益系数以及系统开环二阶微分环节相对阻尼系数，获取姿态角反馈控制参数、过载反馈控制参数以及过载指令校正参数。
[0032] 所述的步骤4中闭环系统惯性环节的时间常数τ和振荡环节的相对阻尼系数ξ，以及步骤2中获得的姿态角速度反馈回路的开环穿越频率ωc，获得闭环系统振荡环节的时间常数T、二阶微分环节时间常数T0、控制系统开环增益系数k0以及二阶微分环节相对阻尼系数ξ0为：
[0033]
[0034]
[0035]
[0036]
[0037] 所述的步骤4中获得姿态角反馈控制参数k01、过载反馈控制参数kc以及过载指令校正参数ka具体步骤为：根据步骤2中姿态角速度反馈回路的姿态角速度控制参数k11以及步骤4中获得的闭环系统振荡环节的时间常数T、二阶微分环节时间常数T0、控制系统开环增益系数k0以及二阶微分环节相对阻尼系数ξ0，可以获得姿态角反馈控制参数k01、过载反馈控制参数kc为：
[0038]
[0039]
[0040] 由步骤3中闭环传递函数可知，使制导飞行器控制系统对过载的静态跟踪误差为零，亦即使制导飞行器控制系统闭环传递函数的增益系数为1时，可获得过载指令校正参数ka为：
[0041] ka＝1+g/(kcV)。
[0042] 所述的步骤1中制导飞行器俯仰角速率相对执行机构控制输出的传递函数模型为 建立法向过载相对制导飞行器俯仰角速率的传递函数模型
[0043] 所述的步骤2中姿态角速度反馈回路补偿后制导飞行器俯仰运动相对阻尼系数ξv的取值范围为0.6＜ξv＜0.9。
[0044] 本发明的显著效果在于：本发明所述的一种三回路自动驾驶仪控制参数一体化解析整定方法可以快速获取姿态角速度控制参数、姿态角反馈控制参数、过载反馈控制参数以及过载指令校正参数；同时，该方法充分考虑了系统所属部件的动态特性对系统稳定裕度的影响，避免了求解非线性方程，且获得的自动驾驶仪控制参数具有良好的控制性能，在各单项偏差及各种组合偏差状态条件下，都能够保持制导飞行器飞行过程中的姿态稳定和姿态控制精度，快速实现制导指令所要求的飞行器配平状态。
附图说明
[0045] 图1为本发明所述的一种三回路自动驾驶仪控制参数一体化解析整定方法流程图；
[0046] 图2为本发明所述的一种三回路自动驾驶仪控制回路结构框图；
具体实施方式
[0047] 下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步详细说明。
[0048] 如图2所示，一种三回路自动驾驶仪控制回路结构框图中，nc为过载指令；n′ c为校正后过载指令；k11为姿态角速度控制参数；k01为姿态角反馈控制参数；kc为过载反馈控制参数；ka为过载指令校正参数；为频域下积分控制环节；GR为执行机构传递函数模型；G1为制导飞行器俯仰角速率；即偏航角速率相对执行机构控制输出的传递函数模型；G2为法向过载，即横向过载相对制导飞行器俯仰角速率(偏航角速率)的传递函数模型；Gg为角速率敏感反馈部件传递函数模型；Ga为加速度敏感反馈部件传递函数模型；ny为制导飞行器法向过载(横向过载)。
[0049] 如图1所示，一种三回路自动驾驶仪控制参数一体化解析整定方法具体步骤为：
[0050] 步骤1、建立三回路自动驾驶仪控制回路模型；
[0051] 根据制导飞行器相关环节，建立三回路自动驾驶仪控制回路模型，建立制导飞行器俯仰角速率，即偏航角速率相对执行机构控制输出的传递函数模型为建立法向过载，即横向过载相对制导飞行器俯仰角速率(偏航角速率)的传递函数模型 其中，kd为制导飞行器传递系数，T1d为制导飞行器气动力时间常数，Td为制导飞行器时间常数，ξd为制导飞行器相对阻尼系数，V为制导飞行器的飞行速度，g为重力加速度；建立制导飞行器执行机构模型GR；角速度敏感反馈部件模型Gg以及加速度敏感反馈部件的传递函数模型Ga，以上的各个传递函数模型及参数是现有已知的。
[0052] 步骤2、设定姿态角速度反馈回路补偿后制导飞行器俯仰运动相对阻尼系数，获取姿态角速度控制参数及姿态角速度反馈回路的开环穿越频率；
[0053] 设定姿态角速度反馈回路补偿后制导飞行器俯仰运动相对阻尼系数ξv的取值范围为0.6＜ξv＜0.9，根据预先选定的ξv，得到姿态角速度反馈回路的姿态角速度控制参数k11为
[0054]
[0055] 根据已知的制导飞行器俯仰角速率相对执行机构控制输出的传递函数模型G1、制导飞行器执行机构模型GR、角速度敏感反馈部件模型Gg和姿态角速度反馈回路的姿态角速度控制参数k11，通过Malab软件中的margin命令获得姿态角速度反馈回路的开环穿越频率ωc。
[0056] 步骤3、根据控制系统开环传递函数，获取控制系统开环增益系统，并获取校正后过载指令输入到制导飞行器过载输出的闭环传递函数；
[0057] 制导飞行器执行机构模型GR左右两端A、B两点处的控制系统开环传递函数如下式所示。
[0058]
[0059] 式中，k0＝k11k01kckd[1/kc+V/g]为控制系统开环增益系数；T0为二阶微分环节时间常数；ξ0为二阶微分环节相对阻尼系数；其中，T0和ξ0由以下两式联立求解得到。
[0060] 2ξ0T0＝(1+k01T1d)/(k01+kck01V/g)；
[0061]
[0062] 对于上述开环传递函数幅频响应，在开环穿越频率ωc处，其幅值为1。故当开环穿越频率远大于飞行器的自然频率时，就有
[0063]
[0064] 校正后过载指令输入到制导飞行器过载输出的闭环传递函数 可得[0065]
[0066] 假设此闭环传递函数具有如下形式
[0067]
[0068] 式中，τ表示闭环系统惯性环节的时间常数，ξ表示闭环系统振荡环节的相对阻尼系数，T表示闭环系统振荡环节的时间常数。
[0069] 比较式(4)和式(5)，可以得到
[0070] τ+2ξT＝2ξ0T0-1/k0 (6)
[0071]
[0072]
[0073] 考察式(3)和式(6)～式(8)，可以知道，对于给定的制导飞行器特征秒点的飞行参数条件，制导飞行器相对阻尼系数ξd和制导飞行器时间常数Td是确定的。
[0074] 步骤4、根据控制系统的性能指标指定闭环系统惯性环节的时间常数和振荡环节的相对阻尼系数，通过闭环系统振荡环节的时间常数、系统开环二阶微分环节时间常数、系统开环增益系数以及系统开环二阶微分环节相对阻尼系数，获取姿态角反馈控制参数、过载反馈控制参数以及过载指令校正参数；
[0075] 当根据控制系统的性能指标指定闭环系统惯性环节的时间常数τ和振荡环节的相对阻尼系数ξ，以及步骤2中获得的姿态角速度反馈回路的开环穿越频率ωc，获得闭环系统振荡环节的时间常数T、二阶微分环节时间常数T0、控制系统开环增益系数k0以及二阶微分环节相对阻尼系数ξ0为：
[0076]
[0077]
[0078]
[0079]
[0080] 由式(2)和式(9)～式(12)可以获得姿态角反馈控制参数k01、过载反馈控制参数kc为：
[0081]
[0082]
[0083] 由式(5)可知，可以获得过载指令校正参数ka，使得制导飞行器控制系统对过载的静态跟踪误差为零，亦即就是要使得制导飞行器控制系统闭环传递函数的增益系数为1，即[0084] ka＝1+g/(kcV) (15)
