CN111399527B - 一种基于扩展观测器的无人直升机姿态鲁棒控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种基于扩展观测器的无人直升机姿态鲁棒控制方法，属于无人直升机自动飞行控制技术领域。本发明充分考虑了模型不确定性和扰动，充分利用了回路成型H ∞ 现代鲁棒控制的鲁棒能力、精确控制能力等，以及扩张观测器的扰动估计能力。本发明解决了回路成型H ∞ 鲁棒控制难以处理模型大范围变化的问题，从而实现无人直升机的全包线飞行姿态控制。

Description

一种基于扩展观测器的无人直升机姿态鲁棒控制方法
技术领域
本发明属于无人直升机自动飞行控制技术领域，尤其与一种基于扩展观测器的无人直升机姿态鲁棒控制方法有关。
背景技术
自动飞行控制一直是无人机领域的关键技术，尤其是无人直升机的自动飞行控制，更为重要的是其中的姿态控制。无人直升机由于飞行动力学模型复杂，一方面很难通过机理建模甚至风洞试验获取精确的动力学模型，另一方自动飞行控制更加困难。为了获得优质的控制品质，工程师一直在探索基于现代控制理论的控制技术实现无人直升机的高品质飞行控制。然而，现代控制理论往往需要被控对象具有相对精确的模型。目前，在无人直升机飞行控制领域通常的做法是通过遥控飞行进行模态激励，采集飞行数据后进行动力学模型参数辨识。这种方法存在的问题是不能获取全包线范围内的模型参数，而且受模态激励方法、数据采集设备以及气象环境等因素的影响，模型参数的精度有限。
发明内容
针对上述背景技术存在的问题，本发明提出一种扩张观测器和鲁棒控制相结合的方法，本发明解决了模型精度不够、全包线飞行的姿态控制问题。
为此，本发明采用以下技术方案：一种基于扩展观测器的无人直升机姿态鲁棒控制方法，其特征是包括以下步骤：
第一步，建立线性模型如下：
其中，、/>为机体轴坐标系下的前侧向速度，/>、/>为俯仰角、滚转角，/>、/>为机体轴坐标系下的滚转角速率、俯仰角速率，为，/>、/>为旋翼纵侧向挥舞角。/>、/>为旋翼产生的气动力导数，/>、/>、/>、/>为旋翼产生的气动力矩导数，/>、/>、/>、/>、/>、/>为空气动力学速度导数，/>为重力加速度。/>、/>为纵侧向周期变距，/>为旋翼时间常数，/>、、/>、/>为等效操控力效，/>，/>为气动耦合导数;
忽略纵侧向耦合因素的影响，姿态模型简化为解耦的两个单通道模型如下:
（1）俯仰通道模型：
其中描述俯仰角的微分与俯仰角速率的差别，/>、/>为建模过程忽略部分、/>，未建模部分以及飞行过程中的扰动；其中，/>，。
（2）滚转通道模型：
其中描述滚转的微分与滚转角速率的差别，/>、/>为建模过程忽略部分/>、，未建模部分以及飞行过程中的扰动；其中，/>，；
进一步对两个通道模型进行变换：
式（1）
式（2）
第二步扩张观测(ESO)设计：
根据式（1）和式（2），将、/>等扩展为模型中的第四个状态变量。并根据扩张观测器设计方法设计线性观测器，观测器构型为
其中，分别为俯仰角或者滚转角；
第三步H ∞ 鲁棒控制器设计：
鲁棒控制采用的是回路成型H ∞ 鲁棒控制结构，、/>、/>分别为加权函数和控制器。将ESO输出的状态量Z1进行反馈，Z4进行控制量补偿。
本发明可以达到以下有益效果：1、本发明结合了扩张观测器和回路成型H ∞ 鲁棒控制，从而可以进行无人直升机的姿态控制。2、本发明通过将无人直升机模型进行变换，将模型简化并将建模忽略部分、建模不确定部分（含全包线飞行时时变部分、建模误差等）以及环境干扰部分扩张为一个状态量，并利用观测器进行估计。3、本发明利用回路成型H ∞ 鲁棒控制结构实现无人直升机的姿态控制，利用扩张观测器的扰动估计量对回路成型H ∞ 鲁棒控制输出控制量进行动态补偿。因此，本发明充分考虑了模型模型不确定性和扰动，充分利用了回路成型H ∞ 现代鲁棒控制的鲁棒能力、精确控制能力等，以及扩张观测器的扰动估计能力，解决了回路成型H ∞ 鲁棒控制难以处理模型大范围变化的问题，从而实现无人直升机的全包线飞行姿态控制。
附图说明
图1为本发明的模型设计示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式进行详细描述。
如图1所示，本发明包括以下步骤：
第一步，建立线性模型如下：
其中，、/>为机体轴坐标系下的前侧向速度，/>、/>为俯仰角、滚转角，/>、/>为机体轴坐标系下的滚转角速率、俯仰角速率，为，/>、/>为旋翼纵侧向挥舞角。/>、/>为旋翼产生的气动力导数，/>、/>、/>、/>为旋翼产生的气动力矩导数，/>、/>、/>、/>、/>、/>为空气动力学速度导数，/>为重力加速度。/>、/>为纵侧向周期变距，/>为旋翼时间常数，/>、、/>、/>为等效操控力效，/>，/>为气动耦合导数;
忽略纵侧向耦合因素的影响，姿态模型简化为解耦的两个单通道模型如下:
（1）俯仰通道模型：
其中描述俯仰角的微分与俯仰角速率的差别，/>、/>为建模过程忽略部分、/>，未建模部分以及飞行过程中的扰动；其中，/>，。
（2）滚转通道模型：
其中描述滚转的微分与滚转角速率的差别，/>、/>为建模过程忽略部分/>、，未建模部分以及飞行过程中的扰动；其中，/>，；
进一步对两个通道模型进行变换：
式（1）
式（2）
第二步扩张观测(ESO)设计：
根据式（1）和式（2），将、/>等扩展为模型中的第四个状态变量。并根据扩张观测器设计方法设计线性观测器，观测器构型为
其中，分别为俯仰角或者滚转角；
第三步H ∞ 鲁棒控制器设计：
鲁棒控制采用的是回路成型H ∞ 鲁棒控制结构，、/>、/>分别为加权函数和控制器。将ESO输出的状态量Z1进行反馈，Z4进行控制量补偿。
以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (1)

1.一种基于扩展观测器的无人直升机姿态鲁棒控制方法，其特征在于包括以下步骤：
第一步，建立线性模型如下：
其中，u、v为机体轴坐标系下的前侧向速度，θ、φ为俯仰角、滚转角，p、q为机体轴坐标系下的滚转角速率、俯仰角速率，为，a、b为旋翼纵侧向挥舞角；
Xa、Yb为旋翼产生的气动力导数，La、Lb、Ma、Mb为旋翼产生的气动力矩导数，Xu、Yu、Lu、Ly、Mu、My为空气动力学速度导数，g为重力加速度；
δa、δe为纵侧向周期变距，τf为旋翼时间常数，Alon、Alon、Blon、Blon为等效操控力效，Ab，Ba为气动耦合导数；
忽略纵侧向耦合因素的影响，姿态模型简化为解耦的两个单通道模型如下：
(1)俯仰通道模型：
其中f1描述俯仰角的微分与俯仰角速率的差别，f2、f3为建模过程忽略部分f20、f30，未建模部分以及飞行过程中的扰动；其中，f20＝MuΔu+MyΔv+MaΔa，f30＝-τfΔp+BaΔa+BlatΔδa；
(2)滚转通道模型：
其中h1描述滚转的微分与滚转角速率的差别，h2、h3为建模过程忽略部分h20、h30，未建模部分以及飞行过程中的扰动；其中，h20＝LuΔu+LyΔv+LuΔb，h30＝τfΔq+AaΔb+AlonΔδe；
进一步对两个通道模型进行变换：
第二步扩张观测(ESO)设计：
根据式(1)和式(2)，将flon(f1，f2，f3)、hlon(h1，h2，h3)等扩展为模型中的第四个状态变量；
并根据扩张观测器设计方法设计线性观测器，观测器构型为
e＝z1-y
其中，y分别为俯仰角或者滚转角；
第三步H∞鲁棒控制器设计：
鲁棒控制采用的是回路成型H∞鲁棒控制结构，W1、W2、分别为加权函数和控制器；
将ESO输出的状态量Z1进行反馈，Z4进行控制量补偿。
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