CN107943097B - 飞行器的控制方法、装置和飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞行器的控制方法、装置和飞行器；其中，该方法包括：采集飞行器的动力***输出的初始飞行状态参数；根据初始飞行状态参数和预设的参考信号，生成初始控制信号；将初始控制信号输入至飞行器的动力***，采集动力***输出的当前飞行状态参数，计算当前飞行状态参数与参考信号之间的误差信号；根据误差信号，生成补偿控制信号；根据初始控制信号和补偿控制信号，确定飞行器的节流阀和舵偏角控制信号，以对飞行器的飞行状态进行控制。本发明可以抑制飞行器在飞行过程中产生的各种不确定因素的影响，提高控制器对飞行器飞行状态的跟踪控制性能；同时，本发明采用的是线性时不变的控制方法，易于实现，且实用性强。

Description

飞行器的控制方法、装置和飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，尤其是涉及一种飞行器的控制方法、装置和飞行器。

背景技术

高速飞行器因其能快速、高效和可靠地进入临近空间而广泛的应用于多种领域。高速飞行器在飞行过程中，会受到非线性和包括参数不确定性、非线性耦合、非结构化和外部干扰等不确定性的影响，尤其在执行超音速飞行任务时，这些不确定性将严重影响飞行器中闭环控制***的跟踪性能。而现有的控制方式中，常常忽略不确定性的影响，或者对这些影响进行粗略估计，导致对飞行器的不确定因素抑制能力较差，进而导致跟踪控制性能较差。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种飞行器的控制方法、装置和飞行器，以抑制飞行器在飞行过程中产生的各种不确定因素的影响，提高控制器对飞行器飞行状态的跟踪控制性能。

第一方面，本发明实施例提供了一种飞行器的控制方法，方法应用于飞行器的控制器；方法包括：采集飞行器的动力***输出的初始飞行状态参数；其中，初始飞行状态参数包括飞行速度和飞行高度；根据初始飞行状态参数和预设的参考信号，生成初始控制信号；将初始控制信号输入至飞行器的动力***，采集动力***输出的当前飞行状态参数，计算当前飞行状态参数与参考信号之间的误差信号；根据误差信号，生成补偿控制信号；根据初始控制信号和补偿控制信号，确定飞行器的节流阀和舵偏角控制信号，以对飞行器的飞行状态进行控制。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第一种可能的实施方式，其中，上述根据初始飞行状态参数和预设的参考信号，生成初始控制信号的步骤，包括：通过下述公式，计算初始控制信号u_i,H：

u_i,H＝K_i,He_i,i＝1,2,；

其中，i＝1代表飞行速度；i＝2代表飞行高度；K_i,H次优状态反馈增益；e_i为误差信号。

结合第一方面的第一种可能的实施方式，本发明实施例提供了第一方面的第二种可能的实施方式，其中，上述次优状态反馈增益K_i,H，通过下述公式获得：

其中，

ω_n为自然角频率；

ρ为大气密度；v_trim为飞行器在巡航飞行阶段平衡状态时的速度；S为参考面积；

为平均气动弦长；C_Me为空气动力系数；I_yy为转动惯量；P_i为下述方程的对称正定解：

a₂₁＝v_trim；a₂₂＝T_trim/m^N/V_trim；C_Tβ0和C_Tβ2为空气动力系数；m为飞机质量；ζ_n为阻尼比；T_trim为飞行器在巡航飞行阶段平衡状态时的推力；

和θ_i是权重参数；Q_i(i＝1,2)是对称正定矩阵，φ_i(i＝1,2)是设定的衰减因子；上标N表示参数为标称参数。

结合第一方面的第二种可能的实施方式，本发明实施例提供了第一方面的第三种可能的实施方式，其中，上述根据误差信号，生成补偿控制信号的步骤，包括：通过下述公式，计算补偿控制信号u_i,R(s)：

其中，s为拉普拉斯算子；F₁(s)＝f₁ ³/(s+f₁)³，

f₁和f₂是设定的滤波参数，为正常数；y₂＝h-r_h，y₁＝v-r_v；v为飞行器的速度；h为飞行器的高度；r_v为飞行器在巡航飞行阶段的参考速度；r_h为飞行器在巡航飞行阶段的参考高度；G_i(s)为从u_i,R(s)至y_i的传递函数。

结合第一方面的第三种可能的实施方式，本发明实施例提供了第一方面的第四种可能的实施方式，其中，上述传递函数G_i(s)，通过下述公式获得：

G_i(s)＝C_i(sI_i-A_i,H)^-1B_i(i＝1,2)；

其中，I_i(i＝1,2)为单位矩阵；

A_i,H＝A_i+B_iK_i,H。

结合第一方面的第四种可能的实施方式，本发明实施例提供了第一方面的第五种可能的实施方式，其中，上述根据初始控制信号和补偿控制信号，确定飞行器的节流阀和舵偏角控制信号，以对飞行器的飞行状态进行控制的步骤，包括：计算飞行器的最终控制信号u_i＝u_i,H+u_i,R，(i＝1,2)；根据最终控制信号控制飞行器的飞行速度和/或飞行高度。

第二方面，本发明实施例提供了一种飞行器的控制装置，装置设置于飞行器的控制器；装置包括：信号采集模块，用于采集飞行器的动力***输出的初始飞行状态参数；其中，初始飞行状态参数包括飞行速度和飞行高度；第一信号生成模块，用于根据初始飞行状态参数和预设的参考信号，生成初始控制信号；误差信号计算模块，用于将初始控制信号输入至飞行器的动力***，采集动力***输出的当前飞行状态参数，计算当前飞行状态参数与参考信号之间的误差信号；第二信号生成模块，用于根据误差信号，生成补偿控制信号；控制模块，用于根据初始控制信号和补偿控制信号，确定飞行器的节流阀和舵偏角控制信号，以对飞行器的飞行状态进行控制。

结合第二方面，本发明实施例提供了第二方面的第一种可能的实施方式，其中，上述第一信号生成模块，还用于：通过下述公式，计算初始控制信号u_i,H：u_i,H＝K_i,He_i,i＝1,2,；其中，i＝1代表飞行速度；i＝2代表飞行高度；K_i,H为次优状态反馈增益；e_i为误差信号。

结合第二方面的第一种可能的实施方式，本发明实施例提供了第二方面的第二种可能的实施方式，其中，上述第一信号生成模块，还用于：次优状态反馈增益K_i,H，通过下述公式获得：

其中，

ω_n为自然角频率；

ρ为大气密度；v_trim为飞行器在巡航飞行阶段平衡状态时的速度；S为参考面积；

为平均气动弦长；C_Me为空气动力系数；I_yy为转动惯量；P_i为下述方程的对称正定解：

a₂₁＝v_trim；a₂₂＝T_trim/m^N/V_trim；C_Tβ0和C_Tβ2为空气动力系数；m为飞机质量；ζ_n为阻尼比；T_trim为飞行器在巡航飞行阶段平衡状态时的推力；

和θ_i是权重参数；Q_i(i＝1,2)是对称正定矩阵，φ_i(i＝1,2)是设定的衰减因子；上标N表示参数为标称参数。

第三方面，本发明实施例提供了一种飞行器，飞行器包括处理器和传感器；上述飞行器的控制装置设置于处理器中。

本发明实施例带来了以下有益效果：

本发明实施例提供的一种飞行器的控制方法、装置和飞行器，根据飞行器输出的初始飞行状态参数和预设的参考信号，可以生成初始控制信号；将该初始控制信号输入至飞行器的动力***后，采集动力***输出的当前飞行状态参数，并计算当前飞行状态参数与参考信号之间的误差信号；再根据该误差信号，可以生成补偿控制信号；再根据该初始控制信号和补偿控制信号，可以确定飞行器的节流阀和舵偏角控制信号，进而对飞行器的飞行状态进行控制；该方式通过补偿控制信号可以抑制飞行器在飞行过程中产生的各种不确定因素的影响，提高了控制器对飞行器飞行状态的跟踪控制性能。

进一步地，该方式采用的是线性时不变控制方法，易于实现，且实用性强。

本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，或者，部分特征和优点可以从说明书推知或毫无疑义地确定，或者通过实施本发明的上述技术即可得知。

为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施方式，并配合所附附图，作详细说明如下。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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。

图1为本发明实施例提供的一种飞行器的控制方法的流程图；

图2为本发明实施例提供的一种飞行控制器的结构示意图；

图3为本发明实施例提供的各种控制器的速度通道奇异值对比示意图；

图4为本发明实施例提供的各种控制器的高度通道奇异值对比示意图；

图5为本发明实施例提供的H_∞控制器的速度通道和高度通道对参考信号的跟踪响应图；

图6为本发明实施例提供的线性状态反馈控制器的速度通道和高度通道对参考信号的跟踪响应图；

图7为本发明实施例提供的H_∞控制器和线性状态反馈控制器的航迹角、攻角和横滚角速度的响应图；

图8为本发明实施例提供的数值仿真过程中，H_∞控制器和线性状态反馈控制器对飞行器动力***的输入值变化示意图；

图9为本发明实施例提供的H_∞控制器和线性状态反馈控制器对速度通道和高度通道的跟踪误差对比图；

图10为本发明实施例提供的一种飞行器的控制装置的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

考虑到现有的飞行器控制方式对飞行器的不确定因素抑制能力较差，导致跟踪控制性能较差的问题，本发明实施例提供了一种飞行器的控制方法、装置和飞行器；该技术可以应用于高速飞行器、无人机等的飞行控制过程中；该技术可以采用相关的软件或硬件实现，下面通过实施例进行描述。

参见图1所示的一种飞行器的控制方法的流程图；该方法应用于飞行器的控制器；该方法包括如下步骤：

步骤S102，采集飞行器的动力***输出的初始飞行状态参数；其中，初始飞行状态参数包括飞行速度和飞行高度；

步骤S104，根据初始飞行状态参数和预设的参考信号，生成初始控制信号；

步骤S105，将初始控制信号输入至飞行器的动力***，采集动力***输出的当前飞行状态参数，计算当前飞行状态参数与参考信号之间的误差信号；通常，控制器可以对飞行速度的误差信号和飞行高度的误差信号分别进行处理，进而对无人机的飞行速度和飞行高度分别进行跟踪。

具体地，上述初始控制信号通过控制器生成速度通道控制律和高度通道控制律，进而输入至飞行器；由于非线性和不确定性的影响，飞行器飞行的实际状态和参考信号之间会存在误差；基于此，上述步骤S105计算当前飞行状态参数与参考信号之间的误差信号，以根据该误差信号对初始控制信号进行补偿。

具体地，可以通过下述公式，计算初始控制信号u_i,H：

u_i,H＝K_i,He_i,i＝1,2,；

其中，i＝1代表飞行速度；i＝2代表飞行高度；K_i,H为次优状态反馈增益；e_i为误差信号。

该次优状态反馈增益K_i,H，可以通过下述公式获得：

其中，

ω_n为自然角频率；

ρ为大气密度；v_tr ⁱ _m为飞行器在巡航飞行阶段平衡状态时的速度；S为参考面积；

为平均气动弦长；C_Me为空气动力系数；I_yy为转动惯量；

上述P_i为下述方程的对称正定解：

a₂₁＝v_trim；a₂₂＝T_trim/m^N/V_trim；C_Tβ0和C_Tβ2为空气动力系数；m为飞机质量；ζ_n为阻尼比；T_trim为飞行器在巡航飞行阶段平衡状态时的推力；

和θ_i是权重参数；Q_i(i＝1,2)是对称正定矩阵，φ_i(i＝1,2)是设定的衰减因子；上标N表示参数为标称参数。

步骤S106，根据误差信号，生成补偿控制信号；

具体可以通过下述公式，计算补偿控制信号u_i,R(s)：

其中，s为拉普拉斯算子；F₁(s)＝f₁ ³/(s+f₁)³，

f₁和f₂是设定的滤波参数，为正常数；y₁＝v-r_v，y₂＝h-r_h；v为飞行器的速度；h为飞行器的高度；r_v为飞行器在巡航飞行阶段的参考速度；r_h为飞行器在巡航飞行阶段的参考高度；G_i(s)为从u_i,R(s)至y_i的传递函数。

上述传递函数G_i(s)，通过下述公式获得：

G_i(s)＝C_i(sI_i-A_i,H)^-1B_i(i＝1,2)；

其中，I_i(i＝1,2)为单位矩阵；

A_i,H＝A_i+B_iK_i,H。

步骤S108，根据初始控制信号和补偿控制信号，确定飞行器的节流阀和舵偏角控制信号，以对飞行器的飞行状态进行控制。

该步骤S108具体可以通过下述方式实现：

步骤(1)，计算飞行器的最终控制信号u_i＝u_i,H+u_i,R，(i＝1,2)；

步骤(2)，根据最终控制信号控制飞行器的飞行速度和/或飞行高度。

由上述可知，i＝1代表飞行速度；i＝2代表飞行高度；因此，当i＝1时，控制器可以根据u₁控制飞行器的飞行速度；当i＝2时，可以根据u₂控制飞行器的飞行速度；当然，控制器也可以同时生成u₁和u₂，以同时控制飞行器的飞行速度和飞行高度。

本发明实施例提供的一种飞行器的控制方法，根据飞行器输出的初始飞行状态参数和预设的参考信号，可以生成初始控制信号；将该初始控制信号输入至飞行器的动力***后，采集动力***输出的当前飞行状态参数，并计算当前飞行状态参数与参考信号之间的误差信号；再根据该误差信号，可以生成补偿控制信号；再根据该初始控制信号和补偿控制信号，可以确定飞行器的节流阀和舵偏角控制信号，进而对飞行器的飞行状态进行控制；该方式通过补偿控制信号可以抑制飞行器在飞行过程中产生的各种不确定因素的影响，提高了控制器对飞行器飞行状态的跟踪控制性能。

进一步地，该方式采用的是线性时不变控制方法，易于实现，且实用性强。

本发明实施例还提供了另一种飞行器的控制方法，该方法基于H_∞理论和鲁棒补偿方法实现；该方法可以抑制强非线性和包括强耦合，非结构化不确定性和外部干扰等等效扰动对设计的闭环控制***的影响，并生成不满足匹配条件的鲁棒线性控制***。

具体地，该方法首先基于H_∞理论设计H_∞控制器，以达到预期的跟踪性能；由于H_∞控制器不能在整个频域范围内抑制非线性和不确定性对闭环控制***的影响，因此，再设计鲁棒补偿器来抑制这些等效扰动的影响。H_∞控制器和鲁棒补偿器结合构成线性时不变控制器，可以保证具有非线性和多重不确定性的高速飞行器的速度和高度通道跟踪误差最终收敛到原点附近给定对的邻域内。此外，该方法具有线性时不变的鲁棒性，在实际应用中很容易实现，具有很强的实用性。

为了实现该方法，首先需要建立高速飞行器的动力学模型。该高速飞行器的纵向动力学可以用下列方程来描述：

该模型包括五个状态变量[v,γ,h,α,q]，其中，v表示速度，γ表示飞行航迹角，h表示高度，α表示攻角，q表示俯仰率；m表示飞机质量，μ表示引力常数，I_yy表示转动惯量，r＝h+r_e，其中r_e是地球半径；d_i(i＝V,γ,q,α,h)是外部时变大气扰动(备注：实际应用中，外部干扰主要指飞行器动力学模型引入的额外的力和力矩。所以公式(1)中的d_h和d_α没有实际意义，它们被引入到闭环控制***的稳定性分析中使用)；T，L，D和M_q分别表示推力，升力，阻力和俯仰力矩，满足以下公式：

L＝ρv²SC_L/2,

T＝ρv²SC_T/2,

D＝ρv²SC_D/2,

其中ρ，S，

分别代表大气密度，参考面积和平均气动弦长；C_L,C_T,C_D,C_Mα,C_Mδe分别代表推力系数，升力系数，阻力系数，攻角系数，偏航速率系数和俯仰速率系数，取决于攻角α和舵偏角δ_e，且满足以下：

C_L＝C_Lαα+Δ_L,

C_D＝C_Dα2α²+C_Dαα+C_D0+Δ_D,

C_Mα＝C_Mα2α²+C_Mαα+C_α0+Δ_Mα,

C_Mδe＝C_Me(δ_e-α)+Δ_δe,

其中，β是节流阀开度，C_Lα，C_Tβ0，C_Tβ1，C_Tβ2，C_Dα2，C_Dα，C_D0，C_Mα2，C_Mα，C_α0，C_Me，C_Mq2，C_Mq，C_q0是空气动力系数，是未建模不确定性；由于很难确定推力等力和力矩系数与攻角或者节流阀开度之间的解析关系，所以使用曲线拟合技术来描述设计控制器时的气动特性，于是出现真实模型与面向控制模型之间的不匹配项Δ_j。高速飞行器发动机动力学模型可由下面的二阶***来描述：

其中，β_tsc，ω_n和ξ_n分别表示节流阀开度指令，自然角频率和阻尼比；d_β表示作用在发动机上的外部扰动。高速飞行器纵向模型的弹性模型可以通过一个额外的鸭式布局所约束，作用于高速飞行器上的动d_β可以看作为有界扰动。

该实施例中，可以通过鲁棒反馈控制器来实现高速飞行器巡航飞行阶段参考速度r_v和参考高度r_h的跟踪。设巡航飞行阶段平衡状态时速度，高度和推力分别为v_trim，h_trim和T_trim。定义两个控制输入分别为u₁＝β_tsc，u₂＝δ_e；定义输出高度误差和速度误差分别为：y₁＝v-r_v，y₂＝h-r_h；令e₁＝[e_1,i]_3×1，e₂＝[e_2,i]_4×1，其中e_1,1＝y₁，e_1,2＝β，

e_2,1＝y₂，e_2,2＝γ，e_2,3＝α，e_2,4＝q；这样由公式(1)-(3)表示的高速飞行器纵向模型可改写为：

y_i＝C_ie_i,i＝1,2,(5)

a₂₁＝v_trim,a₂₂＝T_trim/m^N/V_trim,

其中上标N表示参数为标称参数；Δ₁＝[Δ_1,i]_3×1和Δ₂＝[Δ_2,i]_4×1是等效扰动，包括参数不确定性，未建模不确定性，非线性，耦合，及外部干扰。

高速飞行器的动力学模型建立完成后，需要建立飞行控制器，以实现上述飞行器的控制方法；具体地，可以将标准H_∞控制理论和鲁棒补偿策略结合起来获得期望跟踪效果并减弱等效扰动Δ_i(i＝1,2)的影响。参见图2所示的一种飞行控制器的结构示意图；飞行控制器的输入u_i(i＝1,2)包括标准H_∞控制的输出值u_i,H(i＝1,2)和基于鲁棒补偿理论的输出值u_i,R(i＝1,2)，u_i(i＝1,2)表示如下：

u_i＝u_i,H+u_i,R,i＝1,2. (6)

首先，运用H_∞控制理论来设计高度和速度通道的H_∞控制器。令z_i(i＝1,2)表示输出性能，且具有如下形式：z_i＝C_i,ee_i+C_i,uu_i,H,i＝1,2；

***误差为：

其中，c_1i(i＝1,2,3)，c_2i(i＝1,2,3,4)和θ_i(i＝1,2)是权重参数；不确定误差***(即公式(7))存在次优状态反馈增益K_i,H，该K_i,H可由

计算得到，其中P_i(i＝1,2)是下列方程的对称正定解：

其中，Q_i(i＝1,2)是对称正定矩阵，φ_i(i＝1,2)是给定的衰减因子；

由上，H_∞状态反馈控制律最终可由如下方程给出：

u_i,H＝K_i,He_i,i＝1,2, (8)

其中，K_1,H＝[k_1,i]_1×3，K_2,H＝[k_2,i]_1×4。

其次，设计鲁棒补偿器，以减弱不确定性Δ_i(i＝1,2)对闭环控制***影响；

由公式(5)和(6)，可得：

y_i＝C_ie_i,i＝1,2, (9)

其中，A_i,H＝A_i+B_iK_i,H；令G_i(s)(i＝1,2)表示高度和速度通道从输入u_i,R到输出y_i的传递函数，且G_i(s)＝C_i(sI_i-A_i,H)^-1B_i(i＝1,2)，其中I_i(i＝1,2)表示单位矩阵。从公式(9)可得：

y_i(s)＝G_i(s)u_i,R(s)+C_i(sI_i-A_i,H)^-1(e_i(0)+Δ_i(s)),i＝1,2. (10)

为了减弱等效干扰Δ_i(i＝1,2)的影响，鲁棒补偿输入u_i,R(i＝1,2)可设置为如下形式：

从公式(11)可以明显看出

可以完全抵消Δ_i的影响。公式(9)由于Δ_i(i＝1,2)涉及状态衍生，所以

无法直接实现，故需要引进低通鲁棒滤波器来去除这些衍生量的影响，低通滤波器具有如下形式：

F₁(s)和F₂(s)分别作用与速度和高度通道，其中的滤波参数f₁和f₂是待定的正常数。这样鲁棒补偿输入u_i,R(i＝1,2)可以重新设计如下：

因为不能直接测量或者获得Δ_i(i＝1,2)，鲁棒补偿控制器可以通过将公式(10)代入公式(13)后得到如下形式：

为了证明上述飞行器的控制方法的跟踪性能，本实施例对上述飞行控制器的跟踪控制性能进行理论证明，具体地，采用伯德图来说明本实施例的飞行控制器(也可以称为鲁棒控制器)相比于仅采用H_∞控制器(也可以称为标准H_∞状态反馈控制器)的优点。用如下一个例子来讨论：计算两种控制器速度通道从Δ_1,3到y₁及高度通道从Δ_2,4到y₂的传递函数的奇异值，在伯德图中对比分析。其中，标准H_∞状态反馈控制器的参数选为如下：c₁₁＝8×10⁵,c₁₂＝10⁶,c₁₃＝10,c₂₁＝5,c₂₂＝10⁴,c₂₃＝78,c₂₄＝16.2,θ₁＝1,θ₂＝0.05,φ₁＝300,φ₂＝3×10⁵。

参见图3所示的各种控制器的速度通道奇异值对比示意图，以及图4所示的各种控制器的高度通道奇异值对比示意图；由图3和图4可以看出，在低频段，本实施例提供的飞行控制器比H_∞控制器的奇异值小，同时添加公式(12)所示的鲁棒滤波器后，如果选择更大的滤波参数，低频段的奇异值可以变得更小。这说明鲁棒控制器u_i,R(i＝1,2)可以限制等效干扰Δ_1,3和Δ_2,4对控制性能的影响。同样的方法可以在高速飞行器其他输入输出传递函数中实现。

从公式(10)-(13)可以得到如下速度和高度通道的闭环传递矩阵：

y_i(s)＝(1-F_i(s))C_i(sI_i-A_i,H)^-1Δ_i(s),i＝1,2,

如果鲁棒滤波参数取足够大的值，鲁棒滤波器变为全通滤波器，且增益变为1，这样，等效干扰Δ_i(i＝1,2)的影响可以在整个频域内被抑制。

因为Δ_i(i＝1,2)不能只认为是外部扰动，所以不能被假定为有界的，同时，实际应用中鲁棒滤波参数f_i(i＝1,2)又不能取足够大，所以要进一步来讨论在非线性和不确定性下设计的控制***的鲁棒稳定性。

因为高速飞行器模型(即公式(9))不满足匹配条件，故在讨论***稳定性前先对***变量进行如下变换：定义

x₁＝[x_1,i]_3×1,x₂＝[x_2,i]_4×1

其中，x_1,1＝e_1,1,x_2,1＝e_2,1,

且

进一步改写为如下形式：

yⁱ＝C_ie_i,i＝1,2. (15)

本实施例使用的范数如下：

其中，

假定等效扰动具有以下有界范数：

其中，λ_Δx4i,λ_Δx3i,λ_Δx2i,λ_Δx1i,λ_Δci是正常数。这样设计的闭环控制***的跟踪性能可以用下面的定理来描述：

定理1：在以上的假设条件下，对任意给定的具有有界初始状态x(0)，任意的正常数ε，可以找到正的常数f_min和T_min，如果满足f_i≥f_min(i＝1,2)，则任意状态x是有界的，且

|y_i|≤ε(i＝1,2)；进一步如果x(0)＝0，则

|y_i|≤ε(i＝1,2)。

定理1的证明如下：

从公式(15)可以得到如下：

||x_i||_∞≤λ_xi(0)+δ_i||Δ_i||_∞,i＝1,2, (17)

其中，λ_xi(0)是正常数且满足：

δ_i＝||(sI_i-A_i,H)^-1(1-F_i)||₁。可以看出λ_xi(0)取决于初始条件，如果初始状态x(0)有界，则存在正常数λ_xi(0)满足

前面提到如果滤波参数选大的正值，则滤波器F_i(s)(i＝1,2)增益接近1，这样δ_i可以变得更小。参考刘昊等的文章，可以得到正常数f_min1和λ_δ，对任意f_i≥f_min1(i＝1,2)，||δ||_∞≤λ_δ/f成立。

其中，δ＝max_iδ_i；令λ_x(0)＝max_iλ_xi(0)，λ_Δxj＝max_iλ_Δxji(j＝1,2,3,4)，λ_Δc＝max_iλ_Δci，

从公式(16)-(18)可以得到如下不等式：

如果f_i(i＝1,2)满足：

f_i≥λ_δ,i＝1,2. (20)

将公式(17)和(19)代入到(16)中，可以得到：

从公式(17)和(18)，可得：

其中，λ_xf是正常数且满足：

公式(20)的第一个不等式确定了如下吸引区域：

{x:||x||_∞≤ξ_max}, (23)

其中，ξ_max是如下方程的最大正实根：

从上面的表达式可得，存在正实数f_min2，满足：当f_i≥f_min2(i＝1,2)时：

ξ_max>λ_x(0),

ξ_max≥||x(0)||_∞. (24)

这样，对任意f_i≥f_min3(i＝1,2)满足：

这样不等式(19)成立。

最后，由(17)，(18)，和(22)可得：

其中，c_ik(i＝1,2)是第k行为1，其他行为0的向量。令

则对任意给定有界初始状态x(0)，对任意给定的正实数ε，可以找到正实数f_min和T_min满足：f_min≥max{f_min1,f_min2,f_min3,f_min4}时，如果f_i≥f_min(i＝1,2)，则状态x是有界的，且

|y_i|≤ε(i＝1,2)；进一步如果x(0)＝0，则

|y_i|≤ε(i＝1,2)。

为了证明上述飞行器的控制方法的跟踪性能，本实施例对上述飞行控制器的跟踪控制性能进行数值仿真验证证明，具体地，本实施例设计的线性状态反馈控制器(即上述飞行控制器)包含H_∞状态反馈控制器(即公式(8))和鲁棒补偿器(即公式(14))，在Matlab/Simulink环境下进行数值仿真来验证有效性。标称参数的值如下述表1所示：

表1

H_∞状态反馈控制器的参数之前给出，选择鲁棒滤波参数为：f₁＝50，f₂＝5。高速飞行器在配平状态速度和高度通道跟随如下两个参考信号：

其中，r_vic和r_hic是步骤参考输入指令，β_rv＝0.6，β_rh＝0.3。飞行器从110000英尺高度爬升至111000英尺，速度从15060英尺/秒爬升至15260英尺/秒。初始节流阀开度指令和攻角分别为：β₀＝0.1762，α₀＝1.7905度。仿真中，所有不确定性参数，飞行器参数和空气动力系数设置为标称参数的50％。外部扰动d_i(i＝v,γ,h,α,q,β)取值为：d_v＝6sin(0.2πt)+1,d_γ＝0.002sin(0.1πt)-0.02,d_h＝2sin(0.3πt)+0.4,d_α＝0.05sin(0.2πt)-1,d_q＝0.1sin(0.2πt)+0.05,d_β＝0.01sin(0.3πt)+0.3。

数值仿真结果如图5至图9所示；其中，图5为H_∞控制器的速度通道和高度通道对参考信号的跟踪响应图；图6为线性状态反馈控制器的速度通道和高度通道对参考信号的跟踪响应图；图7为H_∞控制器和线性状态反馈控制器的航迹角、攻角和横滚角速度的响应图；图8为数值仿真过程中，H_∞控制器和线性状态反馈控制器对飞行器动力***的输入值变化示意图；图9为H_∞控制器和线性状态反馈控制器对速度通道和高度通道的跟踪误差对比图。

由上述图5至图9可知，本实施例提供的飞行控制器(即线性状态反馈控制器)，相比于现有的H_∞控制器，不忽略外部扰动，并且认为外部扰动包括时不变部分和正弦时变部分。

本发明实施例提供的一种飞行器的控制方法，基于该飞行控制器实现，具有如下有益效果：

(1)本发明实施例针对具有强非线性和不确定性的高速飞行器设计了一种鲁棒线性控制器，该控制器的设计过程中完整地考虑到了目前高速飞行器可能涉及到的各种不确定性，并能很好的抑制这些不确定性对高速飞行器的影响

(2)本发明实施例在标准H_∞控制器基础上设计了鲁棒补偿器，两个控制器结合可以在整个频域内抑制非线性和不确定性对闭环***的影响，并对飞行器的速度通道和高度通道的参考信号实现跟踪，跟踪误差收敛在原点的先验邻域。

(3)本发明实施例对提出的飞行控制方法进行了证明，且该方法可以在实际应用中较容易的实现。

对应于上述方法实施例，参见图10所示的一种飞行器的控制装置的结构示意图；该装置设置于飞行器的控制器；该装置包括：

信号采集模块10，用于采集飞行器的动力***输出的初始飞行状态参数；其中，初始飞行状态参数包括飞行速度和飞行高度；

第一信号生成模块11，用于根据所述初始飞行状态参数和预设的参考信号，生成初始控制信号；

误差信号计算模块12，用于将所述初始控制信号输入至飞行器的动力***，采集动力***输出的当前飞行状态参数，计算当前飞行状态参数与所述参考信号之间的误差信号；

第二信号生成模块13，用于根据误差信号，生成补偿控制信号；

控制模块14，用于根据初始控制信号和补偿控制信号，确定飞行器的节流阀和舵偏角控制信号，以对飞行器的飞行状态进行控制。

进一步地，上述第一信号生成模块，还用于：通过下述公式，计算初始控制信号u_i,H：u_i,H＝K_i,He_i,i＝1,2,；其中，i＝1代表飞行速度；i＝2代表飞行高度；K_i,H为次优状态反馈增益；e_i为误差信号。

进一步地，上述第一信号生成模块，还用于：次优状态反馈增益K_i,H，通过下述公式获得：

其中，

ω_n为自然角频率；

ρ为大气密度；v_tr ⁱ _m为飞行器在巡航飞行阶段平衡状态时的速度；S为参考面积；

为平均气动弦长；C_Me为空气动力系数；I_yy为转动惯量；P_i为下述方程的对称正定解：

a₂₁＝v_trim；a₂₂＝T_trim/m^N/V_trim；C_Tβ0和C_Tβ2为空气动力系数；m为飞机质量；ζ_n为阻尼比；T_trim为飞行器在巡航飞行阶段平衡状态时的推力；

和θ_i是权重参数；Q_i(i＝1,2)是对称正定矩阵，φ_i(i＝1,2)是设定的衰减因子；上标N表示参数为标称参数。

本发明实施例提供的一种飞行器的控制装置，根据飞行器输出的初始飞行状态参数和预设的参考信号，可以生成初始控制信号；将该初始控制信号输入至飞行器的动力***后，采集动力***输出的当前飞行状态参数，并计算当前飞行状态参数与参考信号之间的误差信号；再根据该误差信号，可以生成补偿控制信号；再根据该初始控制信号和补偿控制信号，可以确定飞行器的节流阀和舵偏角控制信号，进而对飞行器的飞行状态进行控制；该方式通过补偿控制信号可以抑制飞行器在飞行过程中产生的各种不确定因素的影响，提高了控制器对飞行器飞行状态的跟踪控制性能。

进一步地，该方式采用的是线性时不变控制方法，易于容易实现，且实用性强。

本发明实施例还提供了一种飞行器，该飞行器包括处理器和传感器；上述飞行器的控制装置设置于处理器中。

本发明实施例提供的飞行器，与上述实施例提供的飞行器的控制方法和装置具有相同的技术特征，所以也能解决相同的技术问题，达到相同的技术效果。

本发明实施例所提供的飞行器的控制方法、装置和飞行器的计算机程序产品，包括存储了程序代码的计算机可读存储介质，所述程序代码包括的指令可用于执行前面方法实施例中所述的方法，具体实现可参见方法实施例，在此不再赘述。

所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本发明的具体实施方式，用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，本发明的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。

Claims (3)

1.一种飞行器的控制方法，其特征在于，所述方法应用于飞行器的控制器；所述方法包括：

采集飞行器的动力***输出的初始飞行状态参数；其中，所述初始飞行状态参数包括飞行速度和飞行高度；

根据所述初始飞行状态参数和预设的参考信号，生成初始控制信号；

将所述初始控制信号输入至所述飞行器的动力***，采集所述动力***输出的当前飞行状态参数，计算所述当前飞行状态参数与所述参考信号之间的误差信号；

根据所述误差信号，生成补偿控制信号；

根据所述初始控制信号和所述补偿控制信号，确定所述飞行器的节流阀和舵偏角控制信号，以对所述飞行器的飞行状态进行控制；

所述根据所述初始飞行状态参数和预设的参考信号，生成初始控制信号的步骤，包括：

通过下述公式，计算初始控制信号u_i,H：

u_i,H＝K_i,He_i,i＝1,2,；

其中，i＝1代表飞行速度；i＝2代表飞行高度；K_i,H为次优状态反馈增益；e_i为误差信号；

所述次优状态反馈增益K_i,H，通过下述公式获得：

其中，

ω_n为自然角频率；

ρ为大气密度；v_trim为所述飞行器在巡航飞行阶段平衡状态时的速度；S为参考面积；

为平均气动弦长；C_Me为空气动力系数；I_yy为转动惯量；

P_i为下述方程的对称正定解：

a₂₁＝v_trim；a₂₂＝T_trim/m^N/V_trim；C_Tβ0和C_Tβ2为空气动力系数；m为飞机质量；ζ_n为阻尼比；T_trim为所述飞行器在巡航飞行阶段平衡状态时的推力；

c_1j，j＝1,2,3、c_2j，j＝1,2,3,4和θ_i是权重参数；Q_i,i＝1,2是对称正定矩阵，φ_i，i＝1,2是设定的衰减因子；上标N表示参数为标称参数；

所述根据所述误差信号，生成补偿控制信号的步骤，包括：

通过下述公式，计算补偿控制信号u_i,R(s)：

其中，s为拉普拉斯算子；F₁(s)＝f₁ ³/(s+f₁)³，

f₁和f₂是设定的滤波参数，为正常数；y₁＝v-r_v，y₂＝h-r_h；v为所述飞行器的速度；h为所述飞行器的高度；r_v为所述飞行器在巡航飞行阶段的参考速度；r_h为所述飞行器在巡航飞行阶段的参考高度；G_i(s)为从u_i,R(s)至y_i的传递函数；

所述传递函数G_i(s)，通过下述公式获得：

G_i(s)＝C_i(sI_i-A_i,H)^-1B_i，i＝1,2；

其中，I_i，i＝1,2为单位矩阵；

A_i,H＝A_i+B_iK_i,H；

所述根据所述初始控制信号和所述补偿控制信号，确定所述飞行器的节流阀和舵偏角控制信号，以对所述飞行器的飞行状态进行控制的步骤，包括：

计算所述飞行器的最终控制信号u_i＝u_i,H+u_i,R，i＝1,2；

根据所述最终控制信号控制所述飞行器的飞行速度和/或飞行高度。

2.一种飞行器的控制装置，其特征在于，所述装置设置于飞行器的控制器；所述装置包括：

信号采集模块，用于采集飞行器的动力***输出的初始飞行状态参数；其中，所述初始飞行状态参数包括飞行速度和飞行高度；

第一信号生成模块，用于根据所述初始飞行状态参数和预设的参考信号，生成初始控制信号；

误差信号计算模块，用于将所述初始控制信号输入至所述飞行器的动力***，采集所述动力***输出的当前飞行状态参数，计算所述当前飞行状态参数与所述参考信号之间的误差信号；

第二信号生成模块，用于根据所述误差信号，生成补偿控制信号；

控制模块，用于根据所述初始控制信号和所述补偿控制信号，确定所述飞行器的节流阀和舵偏角控制信号，以对所述飞行器的飞行状态进行控制；

所述第一信号生成模块，还用于：

通过下述公式，计算初始控制信号u_i,H：

u_i,H＝K_i,He_i,i＝1,2,；

其中，i＝1代表飞行速度；i＝2代表飞行高度；K_i,H为次优状态反馈增益；e_i为误差信号；

所述第一信号生成模块，还用于：所述次优状态反馈增益K_i,H，通过下述公式获得：

其中，

ω_n为自然角频率；

ρ为大气密度；v_trim为所述飞行器在巡航飞行阶段平衡状态时的速度；S为参考面积；

为平均气动弦长；C_Me为空气动力系数；I_yy为转动惯量；

P_i为下述方程的对称正定解：

a₂₁＝v_trim；a₂₂＝T_trim/m^N/V_trim；C_Tβ0和C_Tβ2为空气动力系数；m为飞机质量；ζ_n为阻尼比；T_trim为所述飞行器在巡航飞行阶段平衡状态时的推力；

c_1j，j＝1,2,3、c_2j，j＝1,2,3,4和θ_i是权重参数；Q_i,i＝1,2是对称正定矩阵，φ_i，i＝1,2是设定的衰减因子；上标N表示参数为标称参数；

所述第二信号生成模块还用于：

通过下述公式，计算补偿控制信号u_i,R(s)：

其中，s为拉普拉斯算子；F₁(s)＝f₁ ³/(s+f₁)³，

f₁和f₂是设定的滤波参数，为正常数；y₁＝v-r_v，y₂＝h-r_h；v为所述飞行器的速度；h为所述飞行器的高度；r_v为所述飞行器在巡航飞行阶段的参考速度；r_h为所述飞行器在巡航飞行阶段的参考高度；G_i(s)为从u_i,R(s)至y_i的传递函数；

所述传递函数G_i(s)，通过下述公式获得：

G_i(s)＝C_i(sI_i-A_i,H)^-1B_i，i＝1,2；

其中，I_i，i＝1,2为单位矩阵；

A_i,H＝A_i+B_iK_i,H；

所述控制模块还用于：

计算所述飞行器的最终控制信号u_i＝u_i,H+u_i,R，i＝1,2；

根据所述最终控制信号控制所述飞行器的飞行速度和/或飞行高度。

3.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括处理器和传感器；权利要求2所述的装置设置于所述处理器中。

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