CN109062237A - 一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法，首先安排过渡过程，将姿态角指令信号通过跟踪微分器得到平滑的姿态角指令和其微分信号，并把微分信号视作姿态角速率指令信号；直接将飞行器实际的姿态角和姿态角速率作为反馈量，得到姿态角和姿态角速率的误差，并将误差通过非线性组合构成初始的控制量；利用扩张状态观测器估计出***的总扰动的实时作用量对初始控制量进行补偿，得到最终的控制量；对倾转旋翼机冗余舵面进行融合和分配。本方法优化了自抗扰控制器的结构，减少扩张状态观测器的阶数，采用跟踪微分器的微分输出作为姿态角速率指令，简化姿态控制器的结构，同时依靠误差进行控制，不依赖被控对象的精确模型，适合于工程应用。

Description

一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法

技术领域

本发明涉及飞行控制技术领域，特别是一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法。

背景技术

倾转旋翼机结合了直升机和飞机的优点，既有直升机空中悬停和垂直起降的特性，又有飞机高速飞行的性能，具有特殊的应用价值。然而，旋翼倾转会引起飞行器动力学变化和气动干扰，同时又具有通道间耦合强、操纵***冗余等特点，给飞控***设计带来了较大的困难。

现有控制方法主要分为三类：一是基于误差来消除误差的控制策略；二是基于内部机理描述的控制方法；三是基于数据统计和训练的智能控制方法。PID控制器是一种基于误差来消除误差的控制策略，在控制工程实际中，控制目标的对象实际行为之间的误差是容易获取的，因此基于误差的控制策略不依赖于被控对象的具体数学模型，然而由于倾转旋翼机的非线性耦合和不确定的复杂结构，PID控制器的控制效果有限，此外倾转过渡过程需要多组控制器的协调，控制器的设计较为复杂。基于内部机理描述的控制方法需要被控对象较为精确的数学模型，对于倾转旋翼机的控制来说，通常是将非线性模型在各个工作点附近进行配平并计算其线性化模型，然后针对每个线性模型，设计相应的控制器，最后通过增益调度技术进行飞行控制，然而这类控制方法需要通过线性化非线性模型获得精确的线性模型，对于模型的精度有很强的依赖性。以神经网络为代表的智能控制算法能够扩大传统控制方法处理倾转旋翼机过渡状态下动力学变化的适用范围，提高控制性能，但控制器结构更加复杂，引入神经网络后，需要通过实验获取大量数据，利用数据对神经网络进行训练，加大了控制器设计过程的复杂度。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是克服现有技术的不足而提供一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法，根据飞行控制的特点，对自抗扰控制器的结构进行优化，并采用跟踪微分器的微分输出作为姿态角速率指令，对姿态控制器的结构进行简化，以便于工程应用。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

根据本发明提出的一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法，包括以下步骤：

步骤一、将姿态角控制指令通过跟踪微分器得到平滑的姿态角指令和其微分信号，并将微分信号作为姿态角速率指令；

步骤二、在步骤一得到姿态角指令和其微分信号的基础上，将飞行器实际的姿态角和姿态角速率作为反馈量，得到姿态角误差和姿态角速率误差，并将误差通过非线性组合构成初始控制量；

步骤三、在步骤二得到初始控制量的基础上，利用扩张状态观测器估计出无人倾转旋翼机姿态控制***的总扰动的实时作用量对初始控制量进行补偿，得到最终的控制量；

步骤四、在步骤三得到控制量的基础上，根据倾转旋翼机的操纵策略，设计旋翼和气动舵面的融合和分配方式。

作为本发明所述的一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法进一步优化方案，步骤一中跟踪微分器具体形式为：

其中，f是中间变量，v(k)是第k时刻的姿态角指令，v₁(k)是v(k)的跟踪信号，v₂(k)是v₁(k)的微分，v₁(k+1)是第(k+1)时刻的姿态角指令v(k+1)的跟踪信号，v₂(k+1)是v₁(k+1)的微分，r是决定跟踪速度的速度因子，h是步长，非线性函数fhan(*)是最速控制综合函数；

将v₂视作姿态角速率指令，用于直接进行姿态角速率的偏差控制。

作为本发明所述的一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法进一步优化方案，步骤二中非线性组合形式为：

u₀＝-fhan(e₁,e₂,r₁,h₁) (2)

其中，u₀为初始控制量，e₁是跟踪微分器输出的跟踪信号与姿态角之间的误差，e₂是跟踪微分器输出的微分信号与姿态角速率之间的误差，r₁是控制量增益，h₁是快速因子。

作为本发明所述的一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法进一步优化方案，步骤三中扩张状态观测器的形式为：

其中，e(k)是中间变量，z₁(k)是第k时刻扩张状态观测器估计的姿态角，z₁(k+1)是第(k+1)时刻扩张状态观测器估计的姿态角，y(k)是第k时刻无人倾转旋翼机姿态控制***输出的姿态角，u(k)是第k时刻姿态控制***的控制量，β₀₁和β₀₂是扩张状态观测器的参数，fal(*)是原点附近具有线性段的连续的幂次函数，α和δ是fal(*)函数的内部参数，z₂(k)是第k时刻的扰动估计，z₂(k+1)是第(k+1)时刻的扰动估计，并将z₂(k+1)作为扩张状态观测器的输出进行补偿；

最终的控制量u为：

其中，z₂是扩张状态观测器的扰动估计，b为控制量放大系数。

作为本发明所述的一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法进一步优化方案，步骤四中倾转旋翼机操纵策略为：

倾转旋翼机操纵面包括总距δ_col、总距差动δ_colc、纵向周期变距δ_lon、纵向周期变距差动δ_lonc、副翼δ_ail、升降舵δ_ele、方向舵δ_rud以及短舱倾角操纵δ_nac；

在直升机模式下，倾转旋翼机通过旋翼的总距和周期变距产生相应的力和力矩完成对飞行器的控制；其中，垂向通道由总距操纵控制；横向通道由总距差动控制；纵向通道由纵向周期变距控制；航向运动由纵向周期变矩差动控制；

当倾转旋翼机短舱倾角向前倾转90度时，飞行器进入飞机模式；在飞机模式下，由旋翼总距控制前飞速度，气动舵面控制姿态角；其中，纵向通道由升降舵控制；横向通道由副翼控制；航向通道由方向舵控制；

在倾转过渡模式下，横向通道，纵向通道和航向通道上均存在操纵舵面的冗余，其中纵向通道的操纵舵面包含纵向周期变矩和升降舵；横向通道的操纵舵面包含总距差动和副翼；航向通道的操纵舵面包含纵向周期变矩差动和方向舵。

作为本发明所述的一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法进一步优化方案，旋翼和气动舵面的融合和分配方式为：

定义三个通道控制器输出U为：

U＝[U_lat U_long U_head]^T (5)

其中，上标T表示转置，U_lat为横向通道控制器输出，U_long为纵向通道控制器输出，U_head为航向通道控制器输出；定义：

其中，K为各冗余舵面分配权重系数，k₁₁为副翼权重系数，k₂₁为总距差动权重系数，k₃₂为升降舵权重系数，k₄₂为纵向周期变矩权重系数，k₅₃为方向舵权重系数，k₆₃为纵向周期变矩差动权重系数，根据不同飞行状态改变K中的非零系数从而完成飞行模态的转换。

作为本发明所述的一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法进一步优化方案，按照随短舱倾角变化的比例因子进行操纵面的权重分配，K阵选取为：

由直升机模式转换到飞机模式的过程中，旋翼操纵量逐渐减小，气动舵面逐渐加入各通道的控制，完成平滑过渡。

本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

本发明将姿态角控制指令通过跟踪微分器能够得到平滑的姿态角指令和其微分信号，将微分信号作为姿态角速率指令，而不通过传统控制***中的外回路来得到内回路的指令，简化了控制结构；同时，直接利用飞行器测得的姿态角和姿态角速率信息作为反馈量，而不经过扩张状态观测器进行观测，降低了扩张状态观测器的阶次，减少了***的计算量，从而提高***实时性。

附图说明

图1为本发明的无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法结构图。

图2为短舱倾角为30°时，三个通道姿态角仿真图；其中，(a)为各通道姿态角响应，(b)为各通道操纵量。

图3为短舱倾角为60°时，三个通道姿态角仿真图；其中，(a)为各通道姿态角响应，(b)为各通道操纵量。

图4为短舱前倾角指令图。

图5为过渡过程俯仰通道仿真图；其中，(a)为俯仰角响应，(b)为俯仰通道操纵量。

图6为过渡过程滚转通道仿真图；其中，(a)为滚转角响应，(b)为滚转通道操纵量。

图7为过渡过程航向通道仿真图；其中，(a)为航向角响应，(b)为航向通道操纵量。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图及具体实施例对本发明进行详细描述。

自抗扰控制技术是一种基于误差来消除误差的控制方法，不依赖于精确的数学模型，并且能够抑制和消除***内部和外部的扰动，适用于解决倾转旋翼机这类具有强耦合、非线性、精确建模困难等特点的被控对象的控制问题。

如图1所示，本发明所述无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法的原理是：采用基于误差来消除误差的控制策略，将姿态角指令通过跟踪微分器TD安排过渡过程，并得到角速率指令，将飞行器的姿态角和姿态角速率作为反馈量，得到姿态角和姿态角速率的误差；采用非线性状态误差反馈NLSEF，将姿态角和姿态角速率的误差进行非线性组合，相比于线性组合能够显著改善闭环***的动态性能；将各通道间的耦合视为扰动，通过扩张状态观测器ESO的扰动估计和扰动补偿，进行解耦。

一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法，包括以下步骤：

步骤一：安排过渡过程，将姿态角控制指令通过跟踪微分器得到平滑的姿态角指令和其微分信号，并将微分信号作为姿态角速率指令，其形式如下：

其中，f是中间变量，v(k)是第k时刻的姿态角指令，v₁(k)是v(k)的跟踪信号，v₂(k)是v₁(k)的微分，v₁(k+1)是第(k+1)时刻的姿态角指令v(k+1)的跟踪信号，v₂(k+1)是v₁(k+1)的微分，r是决定跟踪速度的速度因子，h是步长，非线性函数fhan(*)是最速控制综合函数，fhan(x₁,x₂,r,h)的表达式为：

跟踪微分器对解决超调与快速性的矛盾很有效，并且使误差反馈增益和误差微分反馈增益的选取范围大为扩大，整定更加容易，同时使反馈增益所能适应的对象参数范围大为扩大，控制器的鲁棒性更为加强。

步骤二：在步骤一得到姿态角指令和其微分信号的基础上，将飞行器实际的姿态角和姿态角速率作为反馈量，得到姿态角误差和姿态角速率误差，并将误差通过非线性组合构成初始控制量，组合形式为：

u₀＝-fhan(e₁,e₂,r₁,h₁) (3)

其中，u₀即为初始控制量，e₁是跟踪微分器输出的跟踪信号与姿态角之间的误差，e₂是跟踪微分器输出的微分信号与姿态角速率之间的误差。r₁是控制量增益，h₁是快速因子。

步骤三：在步骤二得到初始控制量的基础上，利用扩张状态观测器估计出无人倾转旋翼机姿态控制***的总扰动的实时作用量对初始控制量进行补偿，得到最终的控制量，状态观测器的形式为：

式中，e(k)是中间变量，z₁(k)是第k时刻扩张状态观测器估计的姿态角，z₁(k+1)是第(k+1)时刻扩张状态观测器估计的姿态角，y(k)是第k时刻无人倾转旋翼机姿态控制***输出的姿态角，u(k)是第k时刻姿态控制***的控制量，z₂(k)是第k时刻的扰动估计，z₂(k+1)是第(k+1)时刻的扰动估计，β₀₁和β₀₂是扩张状态观测器的参数，α和δ是fal(*)函数的内部参数，函数fal(e,α,δ)是原点附近具有线性段的连续的幂次函数：

最终的控制量u为：

其中，z₂是扩张状态观测器的扰动估计，b为控制量放大系数。

步骤四：在步骤三得到控制量的基础上，根据倾转旋翼机的操纵策略，设计旋翼和气动舵面的融合和分配方式。

所述倾转旋翼机操纵策略为：

倾转旋翼机操纵面包括总距δ_col、总距差动δ_colc、纵向周期变距δ_lon、纵向周期变距差动δ_lonc、副翼δ_ail、升降舵δ_ele、方向舵δ_rud以及短舱倾角操纵δ_nac。

在直升机模式下，倾转旋翼机通过旋翼的总距和周期变距产生相应的力和力矩完成对飞行器的控制。其中，垂向通道由总距操纵控制；横向通道由总距差动控制；纵向通道由纵向周期变距控制；航向运动由纵向周期变矩差动控制。

当倾转旋翼机短舱倾角向前倾转90度时，飞行器进入飞机模式。在飞机模式下，由旋翼总距控制前飞速度，气动舵面控制姿态角。其中，纵向通道由升降舵控制；横向通道由副翼控制；航向通道由方向舵控制。

在倾转过渡模式下，横向通道，纵向通道和航向通道上均存在操纵舵面的冗余，其中纵向通道的操纵舵面包含纵向周期变矩和升降舵；横向通道的操纵舵面包含总距差动和副翼；航向通道的操纵舵面包含纵向周期变矩差动和方向舵。

所述旋翼和气动舵面的融合和分配方式为：

倾转过渡前期，前飞速度较小，操纵力矩主要来自旋翼。随着短舱倾角的增加，前飞速度增大，气动舵面产生的操纵力矩也不断增大。在倾转过渡后期，操纵舵面以气动舵面为主，旋翼的周期变矩为辅。

定义三个通道控制器输出为：

U＝[U_lat U_long U_head]^T (7)

其中，上标T表示转置，U_lat为横向通道控制器输出，U_long为纵向通道控制器输出，U_head为航向通道控制器输出。定义：

其中K为各冗余舵面分配权重系数，k₁₁为副翼权重系数，k₂₁为总距差动权重系数，k₃₂为升降舵权重系数，k₄₂为纵向周期变矩权重系数，k₅₃为方向舵权重系数，k₆₃为纵向周期变矩差动权重系数，根据不同飞行状态改变K中的非零系数从而完成飞行模态的转换。

在直升机模式下，选取系数矩阵K为：

此时倾转旋翼机的操纵方式与横列式直升机相同。

在飞机模式下，倾转旋翼机的操纵方式与固定翼飞机相同，此时，选取系数矩阵K为：

在倾转过渡模式下，K阵选取为：

即按照短舱前倾角的正余弦函数对各个通道的操纵输入进行平滑过渡，使得从直升机模式转换到飞机模式的过程中，直升机旋翼操纵量逐渐退出各通道的控制，气动舵面逐渐加入各通道的控制。

为了验证发明所提出的自抗扰姿态控制方法的有效性以及无人倾转旋翼机操纵策略的合理性，以某小型无人倾转旋翼机非线性六自由度飞行动力学模型进行仿真验证。

典型点仿真验证：选取短舱倾角为30°和60°作为倾转过渡的前期和后期研究对象，在配平点对滚转、俯仰和偏航通道同时加入一段4°的方波信号，仿真结果如图2和图3所示。

整个飞行过渡过程仿真验证：倾转旋翼从直升机模式开始，在2秒时进入过渡状态，短舱倾角以6deg/s的角速率匀速倾转，15秒后完成倾转过渡，进入飞机模式，短舱倾转倾转过程如图4所示，各个通道仿真曲线如图5、图6、图7所示。

图2为短舱倾角为30°时，三个通道姿态角仿真图；图2中的(a)为各通道姿态角响应，图2中的(b)为各通道操纵量。图3为短舱倾角为60°时，三个通道姿态角仿真图；图3中的(a)为各通道姿态角响应，图3中的(b)为各通道操纵量。从图2、3中可以看出飞行器能很好地跟随姿态指令，控制器控制效果良好，控制精度高，在通道高度耦合的过渡模式下，能实现通道解耦，完成各通道的姿态控制。

图5为过渡过程俯仰通道仿真图；图5中的(a)为俯仰角响应，图5中的(b)为俯仰通道操纵量。图6为过渡过程滚转通道仿真图；图6中的(a)为滚转角响应，图6中的(b)为滚转通道操纵量。图7为过渡过程航向通道仿真图；图7中的(a)为航向角响应，图7中的(b)为航向通道操纵量。从图5、图6、图7中可以看出，在倾转旋翼机由直升机模式到过渡模式再到飞机模式整个过程中，自抗扰姿态控制器能很好的跟随姿态指令，并实现飞行模式的稳定转换。在过渡过程中，操纵面操纵情况良好，姿态角平稳，验证了舵面分配策略的合理性。同时，整个过程自抗扰控制器均采用同一套参数，表明自抗扰控制器的参数适用范围广，能适应的对象范围大，具有有益的工程应用价值。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，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，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围内。

Claims (7)

1.一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、将姿态角控制指令通过跟踪微分器得到平滑的姿态角指令和其微分信号，并将微分信号作为姿态角速率指令；

步骤二、在步骤一得到姿态角指令和其微分信号的基础上，将飞行器实际的姿态角和姿态角速率作为反馈量，得到姿态角误差和姿态角速率误差，并将误差通过非线性组合构成初始控制量；

步骤三、在步骤二得到初始控制量的基础上，利用扩张状态观测器估计出无人倾转旋翼机姿态控制***的总扰动的实时作用量对初始控制量进行补偿，得到最终的控制量；

步骤四、在步骤三得到控制量的基础上，根据倾转旋翼机的操纵策略，设计旋翼和气动舵面的融合和分配方式。

2.根据权利要求1所述的一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法，其特征在于，步骤一中跟踪微分器具体形式为：

其中，f是中间变量，v(k)是第k时刻的姿态角指令，v₁(k)是v(k)的跟踪信号，v₂(k)是v₁(k)的微分，v₁(k+1)是第(k+1)时刻的姿态角指令v(k+1)的跟踪信号，v₂(k+1)是v₁(k+1)的微分，r是决定跟踪速度的速度因子，h是步长，非线性函数fhan(*)是最速控制综合函数；

将v₂视作姿态角速率指令，用于直接进行姿态角速率的偏差控制。

3.根据权利要求1所述的一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法，其特征在于，步骤二中非线性组合形式为：

u₀＝-fhan(e₁,e₂,r₁,h₁) (2)

其中，u₀为初始控制量，e₁是跟踪微分器输出的跟踪信号与姿态角之间的误差，e₂是跟踪微分器输出的微分信号与姿态角速率之间的误差，r₁是控制量增益，h₁是快速因子。

4.根据权利要求1所述的一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法，其特征在于，步骤三中扩张状态观测器的形式为：

其中，e(k)是中间变量，z₁(k)是第k时刻扩张状态观测器估计的姿态角，z₁(k+1)是第(k+1)时刻扩张状态观测器估计的姿态角，y(k)是第k时刻无人倾转旋翼机姿态控制***输出的姿态角，u(k)是第k时刻姿态控制***的控制量，β₀₁和β₀₂是扩张状态观测器的参数，fal(*)是原点附近具有线性段的连续的幂次函数，α和δ是fal(*)函数的内部参数，z₂(k)是第k时刻的扰动估计，z₂(k+1)是第(k+1)时刻的扰动估计，并将z₂(k+1)作为扩张状态观测器的输出进行补偿；

最终的控制量u为：

其中，z₂是扩张状态观测器的扰动估计，b为控制量放大系数。

5.根据权利要求1所述的一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法，其特征在于，步骤四中倾转旋翼机操纵策略为：

倾转旋翼机操纵面包括总距δ_col、总距差动δ_colc、纵向周期变距δ_lon、纵向周期变距差动δ_lonc、副翼δ_ail、升降舵δ_ele、方向舵δ_rud以及短舱倾角操纵δ_nac；

在直升机模式下，倾转旋翼机通过旋翼的总距和周期变距产生相应的力和力矩完成对飞行器的控制；其中，垂向通道由总距操纵控制；横向通道由总距差动控制；纵向通道由纵向周期变距控制；航向运动由纵向周期变矩差动控制；

当倾转旋翼机短舱倾角向前倾转90度时，飞行器进入飞机模式；在飞机模式下，由旋翼总距控制前飞速度，气动舵面控制姿态角；其中，纵向通道由升降舵控制；横向通道由副翼控制；航向通道由方向舵控制；

在倾转过渡模式下，横向通道，纵向通道和航向通道上均存在操纵舵面的冗余，其中纵向通道的操纵舵面包含纵向周期变矩和升降舵；横向通道的操纵舵面包含总距差动和副翼；航向通道的操纵舵面包含纵向周期变矩差动和方向舵。

6.根据权利要求5所述的一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法，其特征在于，旋翼和气动舵面的融合和分配方式为：

定义三个通道控制器输出U为：

U＝[U_lat U_long U_head]^T (5)

其中，上标T表示转置，U_lat为横向通道控制器输出，U_long为纵向通道控制器输出，U_head为航向通道控制器输出；定义：

其中，K为各冗余舵面分配权重系数，k₁₁为副翼权重系数，k₂₁为总距差动权重系数，k₃₂为升降舵权重系数，k₄₂为纵向周期变矩权重系数，k₅₃为方向舵权重系数，k₆₃为纵向周期变矩差动权重系数，根据不同飞行状态改变K中的非零系数从而完成飞行模态的转换。

7.根据权利要求6所述的一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法，其特征在于，按照随短舱倾角变化的比例因子进行操纵面的权重分配，K阵选取为：

由直升机模式转换到飞机模式的过程中，旋翼操纵量逐渐减小，气动舵面逐渐加入各通道的控制，完成平滑过渡。