微小型捷联导引头信息处理与控制系统一体化设计方法

1.本发明涉及制导与控制技术领域，尤其是涉及微小型捷联 导引头信息处理与控制系统一体化设计方法。


背景技术：

2.导引头是飞行器精确制导系统的重要组成部分，导引头通 过搜索、捕获、识别目标，并输出相关制导信息，从而实现对 目标的精确打击。半捷联导引头是一种新型结构导引头，采用 滚转外框架、俯仰内框架两框极坐标结构，可以实现
±
90
°
框架 角，使导引头观察视场可以覆盖整个前半球，为飞行器实现大 离轴角发射提供了必要条件，具有平台式导引头的大视场。
3.半捷联导引头隔离度的存在会对飞行器制导精度以及控制 系统的稳定性造成不良影响。提高飞行器的制导精度，最直接 的方法就是降低半捷联导引头的隔离度数值。如何降低半捷联 导引头隔离度准确提取飞行器制导信息成为目前亟待解决的问 题。


技术实现要素：

4.针对上述现有技术中存在的问题，本发明提供一种微小型 捷联导引头信息处理与控制系统一体化设计方法。
5.为了实现上述目的，第一方面，本发明提供一种微小型捷 联导引头信息处理与控制系统一体化设计方法，其通过扩张状 态观测器的扰动估计，实现对半捷联导引头隔离度的补偿。
6.优选地，该方法包括以下步骤：
7.根据半捷联导引头的框架角速度与飞行器姿态角速度，得 到框架相对惯性系下的姿态角速度；
8.将姿态角速度采用扩张状态观测器，得到姿态角速度的估 计值和稳定回路总扰动；
9.将稳定回路总扰动对框架及电机的控制量进行补偿，得到 补偿后的框架及电机的控制量。
10.优选地，框架及电机的控制量的获得过程，包括：
11.根据半捷联导引头的框架角和导引头探测器的误差角，得 到框架误差角，并得到稳定回路中框架角速度指令；
12.根据稳定回路中框架角速度指令和姿态角速度的估计值， 得到框架及电机的控制量。
13.第二方面，本发明提供一种微小型捷联导引头信息处理与 控制系统一体化设计系统。该系统通过扩张状态观测器的扰动 估计，实现对半捷联导引头隔离度的补偿。
14.第三方面，本发明提供一种电子设备，其特征在于，包括： 存储器，处理器；
15.存储器用于存储处理器可执行指令；
16.处理器用于根据存储器存储的可执行指令，实现如第一方 面的微小型捷联导引头信息处理与控制系统一体化设计方法。
17.第四方面，本发明提供一种计算机可读存储介质，其特征 在于，计算机可读存储介质中存储有计算机执行指令，计算机 执行指令被处理器执行时用于实现如第一方面的微小型捷联导 引头信息处理与控制系统一体化设计方法。
18.本发明的微小型捷联导引头信息处理与控制系统一体化设 计方法所具有的有益效果包括：
19.(1)本发明采用跟踪微分器对俯仰和滚转框架角进行滤波 微分处理获取角速率信息，可以从受噪声污染的信号中提取出 微分信号，不需要系统模型和噪声等先验信息，有效解决了传 统直接微分方法精度不高并且工程上难以使用的问题；
20.(2)本发明采用扩张状态观测器对稳定回路的扰动进行估 计并补偿，可以提高导引头框架隔离飞行器扰动的能力，从而 使其隔离度降低至少一个数量级，具有明显抑制飞行器扰动的 效果，降低飞行器扰动对稳定平台的影响，以提高对半捷联导 引头的飞行器制导信息提取的准确性和控制系统的稳定性，实 现对目标的精确追踪。
附图说明
21.图1是本发明半捷联引导头的滚转框隔离度模型示意图；
22.图2是本发明半捷联引导头的俯仰框隔离度模型示意图；
23.图3是本发明微小型捷联导引头信息处理与控制系统一体 化设计方法的流程示意图；
24.图4是本发明基于扩张状态观测器(eso)对稳定回路补 偿的示意图。
25.图5为本发明微小型捷联导引头信息处理与控制系统一体 化设计系统的结构示意图；
26.图6a)是本发明实施例1粘滞阻尼力矩系数k
ω
为0.15时， 基于eso的滚转框架相对惯性系的角速度输出仿真示意图；
27.图6b)是本发明实施例1弹簧力矩系数kn为0.8时，基于 eso的滚转框架相对惯性系的滚转角速度输出仿真示意图；
28.图7是本发明实施例1eso补偿后多重扰动作用下的相对惯性 系的滚转角速度输出的仿真结果图；
29.图8是本发明实施例2eso补偿后多重扰动干扰和反馈角速 度偏差下的相对惯性系的俯仰角速度输出的仿真结果图。
具体实施方式
30.下面结合附图对本发明的较佳实施例进行详细阐述，以使 本发明的优点和特征能更易于被本领域技术人员理解，从而对 本发明的保护范围做出更为清楚明确的界定。
31.需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任 何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要 素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包 括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、 物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语 句“包括
……”
限定的要素，并不排除在包括
要素的过程、方法、 物品或者设备中还存在另外的相同要素。
32.第一方面，本发明提供一种微小型捷联导引头信息处理与 控制系统一体化设计方法，其通过扩张状态观测器(eso)的 扰动估计，实现对半捷联导引头隔离度的补偿。
33.其中，半捷联导引头隔离度的存在会对飞行器制导精度以 及控制系统的稳定性造成不良影响。提高飞行器的制导精度最 直接的方法就是降低半捷联导引头的隔离度数值。
34.图1、2分别示出了半捷联引导头的滚转框和俯仰框隔离度 模型。从图中可以看出，半捷联导引头的框架控制中一般包含 四个回路，分别为稳定回路、跟踪回路、干扰力矩回路和反电 动势回路。稳定回路和跟踪回路是导引头控制系统的基本回路， 保证框架的稳定和对目标的跟踪。干扰力矩回路和反电动势回 路是导引头控制系统中的干扰回路，干扰力矩回路作用在电机 负载上产生干扰力矩，干扰力矩大小与干扰力矩模型和框架角 速度相关。反电动势回路作用在电机电枢中产生反向的电枢电 压，其大小与反电动势系数和框架角速度相关。飞行器扰动通 过干扰力矩回路和反电动势回路作用到导引头控制系统中，在 整个回路中产生不确定的扰动，降低制导精度。
35.在图1中，滚转框可以隔离飞行器的滚转扰动，其中滚转 框隔离度可以用式一表示：
[0036][0037]
其中，r
x
为滚转框隔离度，ω
bx
为飞行器相对惯性系下沿x方向 扰动角速度；ω
wx
为ωb
x
引起的外框架相对惯性系的滚转角速度。
[0038]
在不考虑飞行器角速度陀螺和框架角传感器的情况下，影 响滚转框隔离度的干扰力矩gd(s)主要为弹簧力矩和粘 滞阻尼力矩弹簧力矩是由平台与基座之间的导线拉 扯引起的，与导引头滚转框架角相关；粘滞阻尼力矩是由框架 转动连接处动静摩擦引起的，与导引头滚转框架角速度相关。
[0039]
在图2中，俯仰框可以隔离飞行器俯仰向和偏航扰动在俯 仰框运动方向上的分量。其中俯仰框隔离度可以用式二表示：
[0040][0041]
其中，rz表示俯仰框隔离度，ω
nz
表示飞行器俯仰和偏航扰 动引起的内框架相对惯性系的俯仰角速度，ω
dz
表示飞行器扰动 角速度在俯仰框z方向的投影，ω
by
表示飞行器相对惯性系下y方向扰 动角速度，ω
bz
表示飞行器相对惯性系下z方向扰动角速度，φr表示滚 转框架角。
[0042]
俯仰框隔离度模型与滚转框隔离度模型相同，区别在于飞 行器扰动的形式。当滚转框架角φr为零时，此时俯仰框只能隔 离飞行器俯仰方向扰动。
[0043]
在粘滞阻尼力矩和弹簧力矩影响下的框架隔离度传递函数 可以分别用式三、式四表示：
[0044]
[0045][0046]
其中，表示在粘滞阻尼力矩影响下的框架隔离度传递函 数；k
ω
表示粘滞阻尼力矩系数，其与粘滞阻尼力矩的大小成正 比；l、r表示外框电枢绕组的电感与电阻，其中优选l＝0.0075h、 r＝12.5ω；k
t
表示力矩系数，优选k
t
＝0.28nm/a；ke表示反电动 势系数；s表示传递函数的参数；g1(s)、g2(s)分别表示跟踪回路校 正网络和稳定回路校正网络，优选g1(s)＝12、g2(s)＝18；
[0047]
表示在弹簧力矩影响下的框架隔离度传递函数、kn表示弹 簧力矩系数，其与弹簧力矩的大小成正比。
[0048]
综上可知，通过设置飞行器滚转和俯仰扰动，选取粘滞阻 尼力矩系数和弹簧力矩系数，通过对稳定回路总扰动z2进行估 计并反馈给框架及电机，能够达到对半捷联引导头隔离度的补 偿，从而提高飞行器的制导精度。
[0049]
优选地，本发明采用通过扩张状态观测器的扰动估计，对 稳定回路总扰动进行估计并补偿。
[0050]
具体地，图3为本发明微小型捷联导引头信息处理与控制 系统一体化设计方法的流程示意图。如图3所示，该方法可以 主要包括以下步骤。
[0051]
s101、根据半捷联导引头的框架角速度与飞行器姿态角速 度，得到框架相对惯性系下的姿态角速度。
[0052]
其中，当半捷联导引头光轴的安装位置与飞行器纵轴一致 时，光轴与飞行器轴之间的夹角即为框架角，即框架角＝半捷 联导引头光轴转动角度-飞行器姿态角。框架角的导数为框架角 速度。
[0053]
其中，通过半捷联导引头自身的框架角传感器能够直接得 到实际框架角，从而得到实际框架角速度。但是由于测量噪声 的影响，直接使用实际框架角和实际框架角速度会使微分信号 存在很大的噪声，使得后续处理存在较大的误差。因此，需要 对实际框架角和实际框架角速度进行滤波，得到精确的框架角 和框架角速度。
[0054]
优选地，对框架角传感器测得的实际框架角采用跟踪微分 器，获得框架角和框架角速度。
[0055]
具体地，对滚转框架角传感器测得的实际滚转框架角采用 跟踪微分器，获得滚转框架角和滚转框架角速度。对俯仰框架 角传感器测得的实际俯仰框架角采用跟踪微分器，获得俯仰框 架角和俯仰框架角速度。
[0056]
跟踪微分器(td)是自抗扰控制器的重要组成部分，其本 身就是一个滤波器，能够较好地从不连续或带随机噪声的量测 信号中合理提取连续信号及微分信号。跟踪微分器是一种特殊 的非线性环节，输入信号为v(t)，经过td后输出x1(t)和x2(t)，x1(t) 跟踪输入v(t)，x2(t)为x1(t)的微分。跟踪微分器能够在带有噪声 的量测信号中高精度的提取微分信号，很大程度减少噪声的影 响。
[0057]
本发明中设计的跟踪微分器离散形式通过式五表示：
[0058][0059]
其中，v(t)为t时刻的滚转框架角传感器测得的实际滚转框 架角或俯仰框架角传感器测得的实际俯仰框架角，x1(t)为t时刻 滚转框架角φr或俯仰框架角φ
p
，x2(t)为t时刻的滚转框架角速度或俯仰框架角速度为t 1时刻的滚转框架角φr或俯仰框 架角φ
p
，x2(t 1)为t 1时刻的滚转框架角速度或俯仰框架角速 度h为采样步长，h0为滤波作用因子，r为快速性调节因子， fhan(x1(t)-v(t),x2(t),r,h0)为快速最优控制函数。
[0060]
其中，增大r可以提高跟踪速度。为了增强滤波效果，可 以采用较大的h0，本领域技术人员可以根据跟踪的快速性和准 确性，通过选取合适的h0，例如h0＝0.1。
[0061]
经研究发现，采用较大的h0会造成信号相位的滞后，但是 通过预报修正的方法，也就是式五能够减少相位损失。h一般 比h0稍大，优选h＝(1～1.5)h0。
[0062]
优选地，fhan(x1(t)-v(t),x2(t),r,h0)通过式六表示：
[0063][0064]
其中，sign()为符号函数。
[0065]
因此，根据式五对t时刻框架角传感器测得的实际框架角 进行微分信号的提取，输出t时刻的框架角和框架角速度。
[0066]
具体地，将式五得到的框架角速度与飞行器姿态角速度进 行半捷联解算，从而得到框架相对惯性系下的姿态角速度。飞 行器姿态角速度可以利用飞行器自身角速率陀螺量测得到。
[0067]
更具体地，将式五得到的滚转框架角速度与飞行器滚转角 速度进行半捷联解算，从而得到滚转框架相对惯性系下的滚转 角速度。也就是将式五得到的滚转框架角速度减去飞行器滚转 角速度，得到框架角相对惯性系下的滚转角速度。
[0068]
或者，将式五得到的俯仰框架角速度与飞行器俯仰角速度 进行半捷联解算，从而得到俯仰框架相对惯性系下的俯仰角速 度。也就是将式五得到的俯仰框架角速度减去飞行器俯仰角速 度，得到框架角相对惯性系下的俯仰角速度。
[0069]
其中，稳定回路是整个导引头控制系统中最重要的环节， 它能够提高被控对象的响应速度，并能有效隔离飞行器扰动， 实现对目标的稳定跟踪。增大稳定回路的幅值增益，
可以提高 半捷联导引头隔离度，更有效的隔离飞行器扰动。但由于受到 力矩电机、框架角传感器等硬件限制，稳定回路的带宽f0不能 设计得无限大，一般f0取10hz～30hz。
[0070]
扩张状态观测器(eso)将系统的确定性和不确定性扰动 统一为“总扰动”并进行实时估计，将估计得到的“总扰动”进行 补偿，从而消除系统内外扰动的影响。
[0071]
因此，为了更有效的隔离飞行器扰动，本发明优选采用扩 张状态观测器(eso)进行稳定回路设计，通过扩张状态观测 器(eso)估计消除各种耦合扰动对半捷联导引头的影响。
[0072]
s102、将姿态角速度采用扩张状态观测器，得到姿态角速 度的估计值和稳定回路总扰动。
[0073]
图4为本发明基于扩张状态观测器(eso)对稳定回路补 偿的示意图。
[0074]
如图4所示，在稳定回路中，将滚转角速度ω
wx
输入到扩张 状态观测器，能够得到滚转角速度ω
wx
的估计值和滚转框的稳 定回路总扰动z
r2
的估计值将俯仰角速度ω
nz
输入到扩张状态 观测器，能够得到俯仰角速度ω
nz
的估计值和俯仰框的稳定回 路总扰动z
p2
的估计值
[0075]
具体地，扩张状态观测器可以通过式七表示：
[0076][0077]
其中，y(t)表示惯性系下t时刻的滚转角速度ω
wx
或俯仰角速 度ω
nz
，z1(t)表示对滚转角速度ω
wx
的估计值或俯仰角速度ω
nz
的 估计值z2(t)表示t时刻滚转框的稳定回路总扰动z
r2
的估计 值或俯仰框的稳定回路总扰动z
p2
的估计值b0是对滚转框 的控制增益br或俯仰框的控制增益b
p
，u0表示滚转框及滚转电 机的控制量u
r0
或俯仰框及俯仰电机的控制量u
p0
，l1、l2为扩张 状态观测器的两个参数。
[0078]
优选地，l1、l2两个参数的值均与扩张状态观测器的带宽相 关。更优选地，l1＝2f0，l2＝f0。在本发明中，f0优选取10hz。
[0079]
s103、将稳定回路总扰动对框架及电机的控制量进行补 偿，得到补偿后的框架及电机的控制量。
[0080]
如图4所示，将滚转框的稳定回路总扰动z
r2
的估计值对 滚转框及滚转电机的控制量u
r0
进行补偿，得到补偿后的滚转框 及滚转电机的控制量
[0081]
将俯仰框的稳定回路总扰动z
p2
的估计值对俯仰框及俯 仰电机的控制量u
p0
进行补偿，得到补偿后的俯仰框及俯仰电机 的控制量
[0082]
经研究发现，通过式七对稳定回路总扰动进行估计并补偿， 能够提高半捷联引导头框架隔离飞行器扰动的能力，使半捷联 导引头隔离度至少降低一个数量级。
[0083]
优选地，框架及电机的控制量的获得过程，可以包括：
[0084]
(1)根据半捷联导引头的框架角和导引头探测器的误差 角，得到框架误差角，并得到稳定回路中框架角速度指令。
[0085]
具体地，将框架角和引导头探测器的误差角进行半捷联解 算，得到框架误差角，
然后将框架误差角输入到跟踪回路校正 网络中，得到稳定回路中框架角速度指令。
[0086]
进一步具体地，将滚转框架角φr和导引头探测器的误差角 ε
p
、εy进行框架误差角解算，得到滚转框误差角δφr，
[0087][0088]
然后将滚转框误差角δφr输入到滚转框跟踪回路校正网络 g
r1
(s)中，输出滚转框稳定回路中滚转框架角速度指令δφ
rgr1
(s)。
[0089]
或者，将俯仰框架角φ
p
和导引头探测器的误差角ε
p
、εy进行 框架误差角解算，得到俯仰框误差角δφ
p
，
[0090]
δφ
p
＝cos-1
(cosε
p
cosεycosφ
p-sinε
p
sinφ
p
)-φ
p
[0091]
然后将俯仰框误差角δφ
p
输入到俯仰框跟踪回路校正网络 g
p1
(s)中，输出俯仰框稳定回路中俯仰框架角速度指令δφ
pgp1
(s)。
[0092]
(2)根据稳定回路中框架角速度指令和姿态角速度的估计 值，得到框架及电机的控制量。
[0093]
具体地，可以将姿态角速度的估计值作为稳定回路反馈， 并和稳定回路中框架角速度指令输入到稳定回路校正网络中， 输出框架及电机的控制量。
[0094]
进一步具体地，将滚转角速度ω
wx
的估计值作为滚转框稳 定回路的反馈信息，和滚转框稳定回路中滚转框架角速度指令 δφ
rgr1
(s)一起输入到滚转框稳定回路校正网路g
r2
(s)中，输出滚转 框及滚转电机的控制量u
r0
。
[0095]
或者将俯仰角速度ω
nz
的估计值作为俯仰框稳定回路的 反馈信息，和俯仰框稳定回路中俯仰框架角速度指令δφ
pgp1
(s)一 起输入到俯仰框稳定回路校正网络g
p2
(s)中，输出俯仰框及俯仰 电机的控制量u
p0
。
[0096]
在本发明中，通过对稳定回路总扰动z2进行估计并反馈给 框架及电机，能够达到对半捷联引导头隔离度的补偿，从而提 高飞行器的制导精度。
[0097]
第二方面，本发明提供一种微小型捷联导引头信息处理与 控制系统一体化设计系统。该系统通过扩张状态观测器的扰动 估计，实现对半捷联导引头隔离度的补偿。
[0098]
具体地，图5为本发明基于微小型捷联导引头信息处理与 控制系统一体化设计系统的结构示意图。如图5所示，该系统 可以包括：
[0099]
根据半捷联导引头的框架角速度与飞行器姿态角速度，得 到框架相对惯性系下的姿态角速度的模块；
[0100]
将姿态角速度采用扩张状态观测器，得到姿态角速度的估 计值和稳定回路总扰动的模块；
[0101]
将稳定回路总扰动对框架及电机的控制量进行补偿，得到 补偿后的框架及电机的控制量的模块。
[0102]
优选地，本发明微小型捷联导引头信息处理与控制系统一 体化设计系统中的各种模块可直接在硬件中、在由处理器执行 的软件模块中或在两者的组合中。
[0103]
软件模块可驻留在ram存储器、快闪存储器、rom存储器、 eprom存储器、eeprom存储器、寄存器、硬盘、可装卸盘、 cd-rom或此项技术中已知的任何其它形式的存储介质中。
示 范性存储介质耦合到处理器，使得处理器可从存储介质读取信 息和向存储介质写入信息。
[0104]
处理器可以是中央处理单元(英文：central processingunit，简称：cpu)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理 器(英文：digital signal processor，简称：dsp)、专用集成电路 (英文：application specific integrated circuit，简称：asic)、 现场可编程门阵列(英文：field programmable gate array，简 称：fpga)或其它可编程逻辑装置、离散门或晶体管逻辑、离 散硬件组件或其任何组合等。通用处理器可以是微处理器，但 在替代方案中，处理器可以是任何常规处理器、控制器、微控 制器或状态机。处理器还可实施为计算装置的组合，例如dsp 与微处理器的组合、多个微处理器、结合dsp核心的一个或一 个以上微处理器或任何其它此类配置。在替代方案中，存储介 质可与处理器成一体式。处理器和存储介质可驻留在asic中。 asic可驻留在用户终端中。在替代方案中，处理器和存储介质 可作为离散组件驻留在用户终端中。
[0105]
第三方面，本发明提供一种电子设备，其包括：存储器， 处理器；
[0106]
存储器用于存储处理器可执行指令；
[0107]
处理器用于根据存储器存储的可执行指令，实现第一方面 的微小型捷联导引头信息处理与控制系统一体化设计方法。
[0108]
第四方面，本发明提供一种计算机可读存储介质，其特征 在于，计算机可读存储介质中存储有计算机执行指令，计算机 执行指令被处理器执行时用于实现如第一方面的微小型捷联导 引头信息处理与控制系统一体化设计方法。
[0109]
第五方面，本发明提供一种程序产品，程序产品包括计算 机程序，计算机程序存储在可读存储介质中，至少一个处理器 可以从可读存储介质读取计算机程序，至少一个处理器执行计 算机程序使执行第一方面的微小型捷联导引头信息处理与控制 系统一体化设计方法。
[0110]
在本发明所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的 装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的 装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为 一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如 多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些 特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间 的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单 元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。
[0111]
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理 上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单 元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。 可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实 施例方案的目的。
[0112]
实施例
[0113]
实施例1滚转框进行扩张状态观测器(eso)估计扰动
[0114]
对滚转框架角传感器测得的实际滚转框架角采用跟踪微分 器，获得滚转框架角和滚转框架角速度，具体为式五、式六。
[0115][0116]
fhan(x1(t)-v(t),x2(t),r,h0)通过式六表示：
[0117][0118]
其中，v(t)为当前时刻的滚转框架角传感器测得的实际滚转 框架角，x1(t)为当前时刻滚转框架角φr，x2(t)为当前时刻的滚转框 架角速度x1(t 1)为下一时刻的滚转框架角φr，x2(t 1)为下一时刻 的滚转框架角速度h为采样步长，h0为滤波作用因子，r为 快速性调节因子。
[0119]
具体地，初始v(t)＝0，h＝0.2，h0＝0.1，r＝0.3。
[0120]
将式五得到的x2(t)与飞行器滚转角速度ω
bx
进行半捷联解 算，从而得到滚转框架相对惯性系下的滚转角速度。
[0121]
将滚转角速度输入到扩张状态观测器，能够得到滚转角速 度的估计值和滚转框的稳定回路总扰动的估计值。
[0122]
具体地，扩张状态观测器可以通过式七表示：
[0123][0124]
其中，y(t)表示惯性系下当前时刻的滚转角速度ω
wx
，z1(t) 表示对当前时刻滚转角速度ω
wx
的估计值z2(t)表示当前时刻 滚转框的稳定回路总扰动z
r2
的估计值b0是对滚转框的控制 增益br，b0＝5，u0表示滚转框及滚转电机的控制量u
r0
，l1＝2f0， l2＝f0，f0＝10hz。
[0125]
将x1(t)和导引头探测器ε
p
＝0.2
°
、εy＝0.2
°
进行框架误差角解 算，得到滚转框误差角δφr＝0.35
°
，然后将滚转框误差角δφr输入 到滚转框跟踪回路校正网络g
r1
(s)＝12输出滚转框稳定回路中滚 转框架角速度指令δφ
rgr1
(s)＝4.2。
[0126]
将z1(t)作为滚转框稳定回路的反馈信息，和δφ
rgr1
(s)一起输 入到滚转框稳定回路校正网路g
r2
(s)＝18中，输出滚转框及滚转 电机的控制量u
r0
。
[0127]
将z2(t)对u
r0
进行补偿，得到补偿后的滚转框及滚转电机的 控制量
[0128]
图6a)为粘滞阻尼力矩系数k
ω
为0.15时，基于eso的滚转 框架相对惯性系的角速
度输出，图6b)为弹簧力矩系数kn为0.8 时，基于eso的滚转框架相对惯性系的滚转角速度输出。其中飞 行器滚转扰动为幅值为5
°
/s，频率为2hz的正弦运动。
[0129]
从图6a)、6b)可以看出，通过eso对扰动的估计和补偿作 用，使得干扰力矩作用下的框架滚转角速度的幅值降低了很多， 能很好的隔离飞行器扰动对滚转框运动带来的影响。
[0130]
表1为不同干扰力矩系数影响下对滚转框的隔离度补偿前 后(未补偿和eso补偿后)的实验结果。k
ω
表示粘滞阻尼力矩 系数、kn表示弹簧力矩系数、ke表示反电动势系数。
[0131]
表1
[0132][0133]
从表1中可以看出，通过eso的补偿作用，飞行器扰动对滚转框 运动造成的影响更小了，滚转框隔离度降低到了0.19。
[0134]
图7是eso补偿后多重扰动作用下的相对惯性系的滚转角速度 输出的仿真结果图，其中ke＝0.76、k
ω
＝0.15和kn＝0.8。如图7所示， 当多种干扰力同时存在时，会使得滚转框的隔离度增大。经过eso的 补偿作用，多种干扰下滚转框的隔离度从15.9％降低到了1.0％，降低 了一个数量级，从而很好的消除了飞行器扰动带来的影响。
[0135]
实施例2俯仰框进行扩张状态观测器(eso)估计扰动
[0136]
对俯仰框架角传感器测得的实际俯仰框架角采用跟踪微分 器，获得俯仰框架角和俯仰框架角速度。
[0137][0138]
fhan(x1(t)-v(t),x2(t),r,h0)通过式六表示：
[0139][0140]
其中，v(t)为当前时刻俯仰框架角传感器测得的实际俯仰框 架角，x1(t)为当前时刻俯仰框架角φ
p
，x2(t)为当前时刻俯仰框架角 速度x1(t 1)为下一时刻俯仰框架角φ
p
，x2(t 1)为下一时刻俯仰框 架角速度h为采样步长，h0为滤波作用因子，r为快速性调 节因子。
[0141]
具体地，初始v(t)＝0，h＝0.2，h0＝0.1，r＝0.3，
[0142]
将式五得到的x2(t)与飞行器俯仰角速度ωbz进行半捷联解 算，从而得到俯仰框架相对惯性系下的俯仰角速度。
[0143]
将俯仰角速度输入到扩张状态观测器，能够得到俯仰角速 度的估计值和俯仰框的稳定回路总扰动的估计值。
[0144]
具体地，扩张状态观测器可以通过式七表示：
[0145][0146]
其中，y(t)表示惯性系下当前时刻俯仰角速度ω
nz
，z1(t)表示 当前时刻俯仰角速度ω
nz
的估计值z2(t)表示当前时刻俯仰框 的稳定回路总扰动z
p2
的估计值b0是对俯仰框的控制增益 b
p
，b0＝5，u0表示俯仰框及俯仰电机的控制量u
p0
，l1＝2f0，l2＝f0， f0＝10hz。
[0147]
将x1(t)＝0和导引头探测器ε
p
＝0.2
°
、εy＝0.2
°
进行框架误差角 解算，得到俯仰框误差角δφ
p
＝0.32
°
，然后将俯仰框误差角δφ
p
输 入到俯仰框跟踪回路校正网络g
p1
(s)＝12输出俯仰框稳定回路中 俯仰框架角速度指令δφ
pgp1
(s)＝3.84。
[0148]
将z1(t)作为俯仰框稳定回路的反馈信息，和δφ
pgp1
(s)一起输 入到滚转框稳定回路校正网路g
r2
(s)＝18中，输出俯仰框及俯仰 电机的控制量u
p0
。
[0149]
将z2(t)对u
p0
进行补偿，得到补偿后的滚转框及滚转电机的 控制量
[0150]
表2为不同干扰力矩系数影响下对俯仰框的隔离度补偿前 后(未补偿和eso补偿后)的实验结果。k
ω
表示粘滞阻尼力矩 系数、kn表示弹簧力矩系数、ke表示反电动势系数。
[0151]
表2
[0152][0153][0154]
从表2中可以看出，通过eso的补偿作用，飞行器扰动对 俯仰框运动造成的影响更小了，俯仰框隔离度降低到了0.1％以 下，此时基本可以忽略飞行器扰动带来的影响。
[0155]
图8是eso补偿后多重扰动干扰和反馈角速度偏差下的相对 惯性系的俯仰角速度输出的仿真结果图。从图8中可以看出，在 多重扰动作用下产生的隔离度比较大，通过eso补偿后，俯仰 框的隔离度从16.8％降低到1.6％，降低了一个数量级，明显提 高了导引头隔离弹体扰动的能力。
[0156]
通过实施例表明，通过eso对稳定回路的扰动进行估计并 补偿，可以提高导引头框架隔离弹体扰动的能力，使其隔离度 至少降低一个数量级，具有明显抑制飞行器扰动的效果。
[0157]
以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细 说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技 术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本 发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进， 这些均落入本发明的范围内。