CN108490788B - 一种基于双干扰观测的飞行器俯仰通道反演控制方法 - Google Patents

一种基于双干扰观测的飞行器俯仰通道反演控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于双干扰观测的飞行器俯仰通道反演控制方法，测量飞行器攻角与俯仰角速率，并构造内回路的力干扰观测器；构造攻角误差，设计俯仰角速率期望值的反演控制律；定义俯仰角速率误差，构建外回路干扰观测器；构建飞行器攻角反演跟踪控制律，实现飞行器俯仰通道攻角跟踪攻角指令。本发明的有益效果是具有很好的稳定性与鲁棒性，具有很高的工程实用价值。

Description

一种基于双干扰观测的飞行器俯仰通道反演控制方法
技术领域
本发明属于飞行器控制技术领域，涉及一种采样干扰观测器来解决飞行器俯仰通道的不确定性问题并控制飞行器攻角的方法。
背景技术
一般非倾斜转弯的常规飞行器控制可以分为俯仰通道控制、偏航通道控制与滚转通道控制，其中滚转通道一般采用PID控制，而俯仰通道与偏航通道是对称的，故两者可以采用相似的控制律，因此飞行器俯仰通道控制律在三通道可分离设计类型的飞行器控制中占主要地位。目前传统的经典方法是针对特征点简化模型进行控制器设计，当然也有部分研究者直接针对飞行器的俯仰通道非线性模型直接进行设计，两者在工程实际中均取得了较好的效果。由于飞行器高速运动过程中，受到的力与力矩是很难以准确进行建模的，因此很多学者对模型的不确定性部分引入了各种各样的自适应控制方法、变结构控制方法等非线性控制方法，以适应模型的不确定性，使得所设计的飞行器控制***具有良好的鲁棒性。本发明提出一种在飞行器力与力矩两个层面引入两个干扰观测器的方法来补偿未知力与力矩对控制***设计的影响，从而得到一类基于反演的攻角跟踪控制方法，最后仿真实验结果也表明了本方法不仅在理论上是新颖的，而且在工程实际中也是可行并有效的，从而能对各种高空或低空飞行器的控制能提高理论指导与借鉴。
发明内容
本发明的目的在于提供一种基于双干扰观测的飞行器俯仰通道反演控制方法，本发明的有益效果是具有很好的稳定性与鲁棒性，具有很高的工程实用价值。
本发明所采用的技术方案是按照以下步骤进行：
步骤一：测量飞行器攻角与俯仰角速率，并构造内回路的力干扰观测器；
首先采用攻角传感器，安装于飞行器纵轴上，测量飞行器的攻角，记为α；
其次采用速率陀螺仪，安装于飞行器纵轴上，测量飞行器俯仰角速率，记为ωz；
最后按照如下微分方程构造内回路的力干扰观测器，
Figure BDA0001653453240000021
Figure BDA0001653453240000022
Figure BDA0001653453240000023
其中
Figure BDA0001653453240000024
与
Figure BDA0001653453240000025
为飞行器内回路未知干扰力D的估计值，而
Figure BDA0001653453240000026
为飞行器攻角α的估计值，
Figure BDA0001653453240000027
为
Figure BDA0001653453240000028
的导数，
Figure BDA0001653453240000029
为
Figure BDA00016534532400000210
的导数，sign为符号函数，k0与k1为力干扰观测器的增益，可以设计为正值，一般可选为大于2的正数。a34为飞行器俯仰通道简化模型的实验参数，根据飞行器风洞实验数据确定。
步骤二：构造攻角误差，设计俯仰角速率期望值的反演控制律
首先根据上述攻角传感器测量的攻角α，并与期望的攻角指令αd进行比较，得到攻角误差信号eα如下
eα＝α-αd；
其中αd是控制***为了实现飞行器给定飞行任务而设计的攻角指令。
其次，根据上述攻角测量信号α、与攻角指令αd、攻角误差信号eα以及上述力干扰观测器的观测结果
Figure BDA00016534532400000211
设计俯仰角速率期望值的反演控制律如下：
Figure BDA00016534532400000212
其中
Figure BDA00016534532400000213
为αd的导数，a34定义同上，kα1与kα2为控制增益，设计为正常数，主要用于控制***响应速度。εb为柔化常数，设计为小于2的正常数，主要用于减弱***的震荡。
步骤三：定义俯仰角速率误差，构建外回路干扰观测器
首先根据上述俯仰角速度期望值
Figure BDA00016534532400000214
与飞行器俯仰角速度的测量值ωz进行比较，得到如下的俯仰角速率误差信号如下：
Figure BDA00016534532400000215
其次，按照如下微分方程构建外回路干扰观测器
Figure BDA0001653453240000031
Figure BDA0001653453240000032
Figure BDA0001653453240000033
其中
Figure BDA0001653453240000034
与
Figure BDA0001653453240000035
为飞行器外回路未知干扰力矩与其它未知干扰W的估计值，而
Figure BDA0001653453240000036
为飞行器俯仰角速率误差eω的估计值。
Figure BDA0001653453240000037
为eω的导数，
Figure BDA0001653453240000038
为
Figure BDA0001653453240000039
的导数。sign为符号函数，kw0与kw1为力干扰观测器的增益，可以设计为正值，一般可选为大于2的正数。a24、a22、a25为飞行器俯仰通道简化模型的实验参数，根据飞行器风洞实验数据确定。
步骤四：构建飞行器攻角反演跟踪控制律
根据上述攻角测量值α、行器俯仰角速度的测量值ωz、俯仰角速率误差信号eω与上述外回路干扰观测器的输出信号
Figure BDA00016534532400000310
构造攻角反演跟踪控制律如下：
Figure BDA00016534532400000311
其中a24、a22、a25的定义同上，
Figure BDA00016534532400000312
与kω2为控制增益，设计为正常数，主要用于控制***响应速度。εa为柔化常数，设计为小于2的正常数，主要用于减弱***的震荡。
按照上述规律设计飞行器俯仰通道的舵偏角控制律δz即可实现飞行器俯仰通道攻角α跟踪攻角指令αd。
附图说明
图1是基于双干扰观测器实现飞行器俯仰通道反演控制方法的原理框图；
图2是本发明实施例提供的攻角期望值为3度情况下的飞行器攻角跟踪曲线；
图3是本发明实施例提供的攻角期望值为3度情况下的飞行器角速度响应曲线；
图4是本发明实施例提供的攻角期望值为3度情况下的飞行器舵偏响应曲线，最大舵偏角不超过2度；
图5是本发明实施例提供的攻角期望值为3度情况下的第一个力干扰观测器的真实值与估计值对比曲线；
图6是本发明实施例提供的攻角期望值为3度情况下的第二个力矩干扰观测器的真实值与估计值对比曲线；
图7是本发明实施例提供的攻角期望值为-2度情况下的飞行器攻角跟踪曲线；
图8是本发明实施例提供的攻角期望值为-2度情况下的飞行器角速度响应曲线；
图9是本发明实施例提供的攻角期望值为-2度情况下的飞行器舵偏响应曲线，最大舵偏角不超过2度；
图10是本发明实施例提供的攻角期望值为-2度情况下的第一个力干扰观测器的真实值与估计值对比曲线；
图11是本发明实施例提供的攻角期望值为-2度情况下的第二个力矩干扰观测器的真实值与估计值对比曲线。
具体实施方式
下面结合具体实施方式对本发明进行详细说明。
如图1所示为基于双干扰观测器实现飞行器俯仰通道反演控制方法的原理框图。
步骤一中sign为符号函数的定义为：
Figure BDA0001653453240000041
a34＝1.58，选取参数干扰观测器增益为k0＝5，k1＝2。而观测器
Figure BDA0001653453240000042
与
Figure BDA0001653453240000043
的初始状态选为0即可。
步骤二中选取俯仰角期望值的反演控制律中参数
Figure BDA0001653453240000044
kα2＝15，εb＝0.00872。说明：参数εb的选取是由0.5除以57.3而得到，其中57.3是由度到弧度的转换常数。
步骤三中
Figure BDA0001653453240000045
与
Figure BDA0001653453240000046
为飞行器外回路未知干扰力矩与其它未知干扰W的估计值，其初始值选取为0即可。a24＝-193、a22＝-2.8、a25＝-168，kw0与kw1为力干扰观测器的增益，设计为kw0＝5，kw1＝5。
步骤四中选取攻角反演跟踪控制律的增益
Figure BDA0001653453240000051
kω2＝10以及εa＝0.5，最终得到的飞行器俯仰通道的舵偏角控制律δz，实现飞行器俯仰通道攻角α跟踪攻角指令αd。
最终得到的攻角跟踪曲线分别见图2与图7，图2的期望攻角设置为3度，而图7为期望攻角为-2度时飞行器的响应曲线。由两图可以看出，不论期望攻角为正还是为负，本发明所设计的舵偏角控制律都能较好地控制飞行器攻角跟踪期望指令。而图3与图8给出了期望攻角分别为3度与-2度情况下的飞行器角速度响应曲线，图4与图9分别给出了期望攻角分别为3度与-2度情况下的飞行器舵偏角曲线，可见最大舵偏角均不超过2度，能够很好地满足工程需要。图6与图11分别给出了期望攻角分别为3度与-2度情况下第二个力矩观测器的输出，而图5与图10分别给出了期望攻角分别为3度与-2度情况下第一个力观测器的输出，由图形可以看出，其观测器的输出是稳定的，而且都能够完成预定设计的观测功能。综述所述：本发明所提出的一种双干扰观测的飞行器俯仰通道反演控制的方法是可行而有效的。
本发明采用了内外回路两个干扰观测器分别观测飞行器的未知不确定干扰力与干扰力矩，同时该方法采用了反演控制手段，故内回路测量飞行器的攻角，并根据攻角误差与内回路的未知干扰力的观测结果，设计飞行器的俯仰角速度期望值；外回路通过测量飞行器的俯仰角，并与内回路得到的俯仰角速度期望值进行比较得到俯仰角误差，然后设计外回路的干扰观测器来观测未知干扰力矩与内回路俯仰角速度期望值的导数；最后综合上述俯仰角误差与外回路干扰观测器输出，设计最终的飞行器攻角反演跟踪控制器。本发明方法由于采用了外回路的第二个干扰观测器设计，不仅可以观测飞行器俯仰通道的未知干扰力矩，同时也可以观测内回路的期望俯仰角导数，从而可以解决传统反演控制的导数求取算法复杂的问题。同时由于采用了双干扰观测器的方法，因此本方案对飞行器飞行过程中的未知力与力矩以及其它未建模不确定性具有很好的补偿作用。因此本设计方案具有很好的稳定性与鲁棒性，因此它具有很高的工程实用价值，同时其设计思想不仅能够应用于高速飞行器的稳定控制，也能推广应用于一般低速运动体稳定控制。
以上所述仅是对本发明的较佳实施方式而已，并非对本发明作任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施方式所做的任何简单修改，等同变化与修饰，均属于本发明技术方案的范围内。

Claims (1)

1.一种基于双干扰观测的飞行器俯仰通道反演控制方法，其特征在于按照以下步骤进行：
步骤一：测量飞行器攻角与俯仰角速率，并构造内回路的力干扰观测器：
首先采用攻角传感器，安装于飞行器纵轴上，测量飞行器的攻角，记为α；
其次采用速率陀螺仪，安装于飞行器纵轴上，测量飞行器俯仰角速率，记为ωz；
最后按照如下微分方程构造内回路的力干扰观测器，
Figure FDA0003008547030000011
Figure FDA0003008547030000012
Figure FDA0003008547030000013
其中
Figure FDA0003008547030000014
为飞行器内回路未知干扰力D的估计值，而
Figure FDA0003008547030000015
为飞行器攻角α的估计值，
Figure FDA0003008547030000016
为
Figure FDA0003008547030000017
的导数，
Figure FDA0003008547030000018
为
Figure FDA0003008547030000019
的导数，sign为符号函数，k0与k1为力干扰观测器的增益，a34为飞行器俯仰通道简化模型的实验参数，根据飞行器风洞实验数据确定；
步骤二：构造攻角误差，设计俯仰角速率期望值的反演控制律：
首先根据上述攻角传感器测量的攻角α，并与期望的攻角指令αd进行比较，得到攻角误差信号eα如下
eα＝α-αd；
其中αd是控制***为了实现飞行器给定飞行任务而设计的攻角指令，其次，根据上述攻角α、与攻角指令αd、攻角误差信号eα以及上述力干扰观测器的观测结果
Figure FDA00030085470300000110
设计俯仰角速率期望值的反演控制律如下：
Figure FDA00030085470300000111
其中
Figure FDA00030085470300000112
为αd的导数，
Figure FDA00030085470300000113
与
Figure FDA00030085470300000114
为控制增益，用于控制***响应速度，εb为柔化常数，用于减弱***的震荡；
步骤三：定义俯仰角速率误差，构建外回路干扰观测器：
首先根据上述俯仰角速率期望值
Figure FDA0003008547030000021
与飞行器俯仰角速率的测量值ωz进行比较，得到如下的俯仰角速率误差信号如下：
Figure FDA0003008547030000022
其次，按照如下微分方程构建外回路干扰观测器
Figure FDA0003008547030000023
Figure FDA0003008547030000024
Figure FDA0003008547030000025
其中
Figure FDA0003008547030000026
与
Figure FDA0003008547030000027
为飞行器外回路未知干扰力矩与其它未知干扰W的估计值，而
Figure FDA0003008547030000028
为飞行器俯仰角速率误差eω的估计值，
Figure FDA0003008547030000029
为eω的导数，
Figure FDA00030085470300000210
为
Figure FDA00030085470300000211
的导数，sign为符号函数，kw0与kw1为力干扰观测器的增益，a24、a22、a25为飞行器俯仰通道简化模型的实验参数，根据飞行器风洞实验数据确定；
步骤四：构建飞行器攻角反演跟踪控制律，
实现飞行器俯仰通道攻角跟踪攻角指令：
根据上述攻角α、行器俯仰角速率的测量值ωz、俯仰角速率误差信号eω与上述外回路干扰观测器的输出信号
Figure FDA00030085470300000212
构造攻角反演跟踪控制律如下：
Figure FDA00030085470300000213
Figure FDA00030085470300000214
与
Figure FDA00030085470300000215
为控制增益，用于控制***响应速度，εa为柔化常数，用于减弱***的震荡。
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