[发明专利]一种基于相平面分析的飞行器大幅调姿控制方法

说明书

一种基于相平面分析的飞行器大幅调姿控制方法，步骤如下：(1)确定飞行器参数：包括初始角速度ω₀，最大角加速度绝对值预设角速度ω_switch，原始目标姿态角θ_cxt,0，角度单位均采用弧度；(2)根据上述初始角速度ω₀，最大角加速度绝对值以及原始目标姿态角θ_cxt,0，计算目标姿态角θ_cxt；(3)在每个控制周期，执行如下步骤：(3.1)实时获取飞行器的实际角速度ω与实际姿态角θ；(3.2)计算切换姿态角θ_switch以及实际姿态角与目标姿态角间的偏差θ_e＝θ‑θ_cxt；(3.3)设置精控区，在精控区内外采用不同的控制律进行控制。

技术领域

本发明涉及一种基于相平面分析的飞行器大幅调姿控制方法，属于姿态控制技术领域。

背景技术

对于飞行器大幅度调姿来说，一般需要保证足够快速性的前提下付出尽量少的控制代价。对于使用摆动喷管、燃气舵与RCS这样的之行机构来说，产生控制力需要付出冲量或燃料的代价。而燃料或者冲量分量的总余量是有限的，RCS燃料耗尽可能导致后续飞行失控而冲量分量余量耗尽则可能导致飞行器轨迹大幅度偏离预期，最终无法完成飞行任务。因此从提高安全性的角度有必要研究一种节省控制量的控制方法。

此外，飞行器的有效载荷重量非常昂贵，通过精细化设计需要尽可能的降低不必要的余量是提高效益的必然选择。在这种选择下，由于控制余量较低，因此对飞行器大幅度调姿的控制量消耗和时间消耗都提出了新的要求，为此需要一种控制方法能够对这两项指标进行权衡和优化。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于相平面分析的飞行器大幅调姿控制方法，该方法考虑调姿的控制量成本，同时保证时间一定的调节时间约束，并且使控制量尽可能简单避免使用在线规划或优化算法。

本发明的技术解决方案是：一种基于相平面分析的飞行器大幅调姿控制方法，步骤如下：

(1)确定飞行器参数：包括初始角速度ω₀，最大角加速度绝对值预设角速度ω_switch并保证ω_switch0，原始目标姿态角θ_cxt,0，角度单位均采用弧度；

(2)根据上述初始角速度ω₀，最大角加速度绝对值以及原始目标姿态角θ_cxt,0，计算目标姿态角θ_cxt；

(3)在每个控制周期，执行如下步骤：

(3.1)实时获取飞行器的实际角速度ω与实际姿态角θ；

(3.2)计算切换姿态角θ_switch以及实际姿态角与目标姿态角间的偏差θ_e＝θ-θ_cxt；

(3.3)设置精控区，在精控区内根据控制精度要求采用预设的控制律进行控制，在精控区外，根据下式给定控制指令u：

其中u以产生正向角加速度为正，以产生负向角加速度为负，u∈[-u_max,u_max]，u_max表示所用执行机构的最大输入。

进一步的，所述步骤(2)中目标姿态角的计算考虑初始角速度的大小影响，将控制目标向需求方向整周延伸从而避免反向控制造成的燃料和时间的浪费。

进一步的，所述目标姿态角的计算公式如下：

式中，函数fix(·)表示取输入变量的整数部分，其中