CN113448339B - 一种基于虚拟反演的飞行器攻角跟踪控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明是关于一种基于虚拟反演的飞行器攻角跟踪控制方法，属于飞行器过载控制技术领域。其首先采用攻角传感器测量飞行器的攻角，与攻角指令比较得到攻角误差值；然后采用陀螺仪测量俯仰角速率信号，在采用虚拟控制与反演控制相结合的方法构造俯仰角速率信号的虚拟值，与角速率信号进行比较得到角速率误差信号，再构造虚拟二级状态，求解二级虚拟不确定信号，最后由误差信号、虚拟信号进行综合构成误差综合信号，再通过非线性变换得到最终的俯仰角综合信号，输送给飞行器俯仰舵***，控制飞行器攻角跟踪给定攻角信号。本发明的优点在于攻角控制的精度高，速度快，稳定性好，动态性能好。

Description

一种基于虚拟反演的飞行器攻角跟踪控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器控制技术领域，具体而言，涉及一种采用虚拟与反演相结合对飞行器攻角进行准确跟踪控制的方法。

背景技术

传统的飞行器姿态控制具有稳定裕度高，可靠性高的特点，自诞生以来就得到了广泛的应用。其次，过载控制由于其机动性能好的优点，近些年来也在灵巧型飞行器中得到了较多的应用。而攻角关系着飞行器的受力、力矩，从而与飞行器的稳定性有着最密切的关系。同时其也与飞行器的机动有着直接的关系。因此直接对攻角进行控制与监测，在国外飞行器中已有广泛的研究。国内研究比较晚的原因主要原因是由于攻角传感技术不足，尤其是攻角精确测量的难度较大。但未来攻角测量的精度必将进一步提高，同时各种新型的控制技术也必将应用于飞行器控制中。反演控制相比于传统的PID控制具有层层反步设计，就有理论严谨的优点，虚拟控制来预估***不确定性的方法也使得反演推理更加严密，基于上述背景原因，本发明提出一类采用虚拟反演的方法对飞行器的攻角进行稳定跟踪控制，具有响应速度快，控制精度高的优点，从而使得本发明具有很高的工程应用价值。

需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于虚拟反演的飞行器攻角跟踪控制方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的攻角跟踪精度不高与动态特性不佳的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种基于虚拟反演的飞行器攻角跟踪控制方法，包括以下步骤：

步骤S10，在飞行器上安装攻角传感器，对飞行器攻角进行测量，并与攻角指令信号进行比较得到攻角误差信号，然后安装速率陀螺仪对飞行器的俯仰角速率进行测量。

步骤S20，根据所述的攻角误差信号、攻角信号、俯仰角速率信号、构造俯仰角速率信号虚拟值。

步骤S30，根据所述的俯仰角速率信号虚拟值，与俯仰角速率信号进行比较，得到俯仰角速率的误差信号，构造虚拟二级状态，求解二级虚拟不确定信号。

步骤S40，根据所述的二级虚拟不确定项信号，攻角误差信号，俯仰角速率误差信号进行线性综合，得到误差综合信号。

步骤S50，根据所述的误差综合信号，进行非线性变换，得到最终的俯仰角综合信号，输送给俯仰舵，控制飞行器俯仰通道的攻角跟踪给定值。

在本发明的一种示例实施例中，安装速率陀螺仪对飞行器的俯仰角速率进行测量，得到的俯仰角速率信号记作ω_z，在飞行器上安装攻角传感器，对飞行器攻角进行测量，记作α，设定攻角的指令信号，记作α^d，并与攻角指令信号进行比较得到攻角误差信号，记作e_α，其计算方式为：e_α＝α^d-α。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的攻角误差信号、攻角信号、俯仰角速率信号、构造俯仰角速率信号虚拟值包括：

z(n+1)＝z(n)+z_dT；

其中α为攻角信号、e_α为攻角误差信号、ω为俯仰角速率信号，z为虚拟一级状态，

为一级虚拟不确定项，z_d一级状态增长量，z(n)为虚拟一级状态的第n个数据，其初始值选取为0，即z(1)＝0，T、k₁、k₂、k₃、k₄、ε₁、k_a1为常值参数，其详细设置见后文案例实施。ω^d即为所求的俯仰角速率的虚拟值。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的俯仰角速率信号虚拟值，与俯仰角速率信号进行比较，得到俯仰角速率的误差信号，构造虚拟二级状态，求解二级虚拟不确定信号包括：

e_ω＝ω-ω^d；

s(n+1)＝s(n)+s_dT₁；

y(n+1)＝y(n)+y_dT₁；

其中其中ω^d为俯仰角速率信号虚拟值，e_ω为俯仰角速率的误差信号，e_α为攻角误差信号、ω为俯仰角速率信号、y为虚拟二级状态，y_d二级状态增长量，s_d为二级误差增长量，s(n)为二级积分量s的第n个数据，y(n)为虚拟二级状态的第n个数据，其初始值选取为0，即y(1)＝0，T₁、k₆、k₇、k₈、k₉、k₁₀、ε₂、ε₃为常值参数，其详细设置见后文案例实施。

即为所求的二级虚拟不确定项。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的二级虚拟不确定项信号，攻角误差信号，俯仰角速率误差信号进行线性综合，得到误差综合信号包括：

其中u为即为所求的误差综合信号，e_α为攻角误差信号、ω为俯仰角速率信号、e_ω为俯仰角速率的误差信号，

为二级虚拟不确定项。k₁₁、k₁₂、k₁₃、k₁₄、k₁₅为常值参数，其详细设置见后文案例实施。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的误差综合信号，进行非线性变换，得到最终的俯仰角综合信号包括：

其中u为误差综合信号，u_f为最终的俯仰综合信号记作，k_f1，k_f2，k_f3为常值控制参数，其详细设计见后文案例实施。

在此基础之上，将上述的俯仰通道综合信号输送给飞行器俯仰舵，即可实现飞行器攻角对给定的攻角指令的跟踪，从而完成俯仰通道的飞行器控制任务。本发明提供了一种采用攻角测量与角速度反馈，对飞行器攻角进行稳定跟踪控制的方法，尤其是将虚拟控制与反演控制相结合起来，大大提高了攻角控制的快速性与精度，从而使得本发明具有很高的理论创新价值与工程应用价值。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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是本发明提供的一种基于虚拟反演的飞行器攻角跟踪控制方法的流程图；

图2是本发明实施例所提供方法的攻角误差信号曲线(单位：度)；

图3是本发明实施例所提供方法的俯仰角速率信号曲线(单位：度每秒)；

图4是本发明实施例所提供方法的俯仰角速率信号虚拟值曲线(无单位)；

图5是本发明实施例所提供方法的二级虚拟不确定信号曲线(无单位)；

图6是本发明实施例所提供方法的误差综合信号曲线(无单位)；

图7是本发明实施例所提供方法的俯仰角综合信号曲线(无单位)；

图8是本发明实施例所提供方法的攻角曲线(单位：度)；

图9是本发明实施例所提供方法的俯仰舵偏角曲线(单位：度)；

具体实施方式

现在将参考附图基础上更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本发明将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本发明的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本发明的技术方案而省略所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知技术方案以避免喧宾夺主而使得本发明的各方面变得模糊。

本发明提供了一种基于虚拟反演的飞行器攻角跟踪控制方法，其首先对飞行器的攻角与俯仰角速率进行测量，然后采用虚拟控制的方法设计飞行器俯仰角速率的虚拟值，与飞行器俯仰角速率的真实值进行比较得到俯仰角速率误差，在由反演控制的方法层层倒推设计出误差综合信号，最后进行非线性变换得到最终的俯仰通道攻角稳定跟踪控制律。该方法的优点在于控制的精度高、响应速度快，动态性能好，从而具有很高的工程应用价值。

下面，将结合附图对本发明的一种基于虚拟反演的飞行器攻角跟踪控制方法进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该基于虚拟反演的飞行器攻角跟踪控制方法可以包括以下步骤：

步骤S10，在飞行器上安装攻角传感器，对飞行器攻角进行测量，并与攻角指令信号进行比较得到攻角误差信号，然后安装速率陀螺仪对飞行器的俯仰角速率进行测量。

具体的，首先在飞行器上安装攻角传感器测量攻角，记作α；

其次根据飞行器俯仰通道控制任务，设定攻角的指令信号，记作α^d；

然后对攻角与攻角指令信号进行比较，得到攻角误差信号，记作e_α，其比较方式为：e_α＝α^d-α；

最后，在飞行器上安装速率陀螺仪，对飞行器的俯仰角速率进行测量，记作ω_z。

步骤S20，根据所述的攻角误差信号、攻角信号、俯仰角速率信号、构造俯仰角速率信号虚拟值。

具体的，首先，根据所述的攻角信号α、攻角误差信号e_α、俯仰角速率信号ω，求解一级虚拟不确定项如下：

z(n+1)＝z(n)+z_dT；

其中z为虚拟一级状态，

为一级虚拟不确定项，z_d一级状态增长量，z(n)为虚拟一级状态的第n个数据，其初始值选取为0，即z(1)＝0，T、k₁、k₂、k₃、k₄、ε₁为常值参数，其详细设置见后文案例实施。

最后，设置俯仰角速率的虚拟值ω^d如下：

其中k_a1为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤S30，根据所述的俯仰角速率信号虚拟值，与俯仰角速率信号进行比较，得到俯仰角速率的误差信号，构造虚拟二级状态，求解二级虚拟不确定信号。

具体的，首先，根据所述的俯仰角速率信号虚拟值ω^d，与俯仰角速率信号进行比较求差，得到俯仰角速率的误差信号e_ω如下：

e_ω＝ω-ω^d；

其次，根据所述的攻角误差信号e_α、俯仰角速率信号ω、俯仰角速率的误差信号e_ω，求解二级虚拟不确定项如下：

s(n+1)＝s(n)+s_dT₁；

y(n+1)＝y(n)+y_dT₁；

其中y为虚拟二级状态，

为二级虚拟不确定项，y_d二级状态增长量，s_d为二级误差增长量，s(n)为二级积分量s的第n个数据，y(n)为虚拟二级状态的第n个数据，其初始值选取为0，即y(1)＝0，T₁、k₆、k₇、k₈、k₉、k₁₀、ε₂、ε₃为常值参数，其详细设置见后文案例实施。

步骤S40，根据所述的二级虚拟不确定项信号，攻角误差信号，俯仰角速率误差信号进行线性综合，得到误差综合信号。

具体的，其线性综合形式如下：

其中u为误差综合信号，e_α为攻角误差信号、ω为俯仰角速率信号、e_ω为俯仰角速率的误差信号，

为二级虚拟不确定项。k₁₁、k₁₂、k₁₃、k₁₄、k₁₅为常值参数，其详细设置见后文案例实施。

步骤S50，根据所述的误差综合信号，进行非线性变换，得到最终的俯仰角综合信号，输送给俯仰舵，控制飞行器俯仰通道的攻角跟踪给定值。

具体的，根据所述的误差综合信号u，进行如下的非线性变换，得到最终的俯仰综合信号记作u_f，其非线性变换如下：

其中k_f1，k_f2，k_f3为常值控制参数，其详细设计见后文案例实施。

在此基础之上，进行全部控制参数的调试选取，选取依据是攻角跟踪性能，即对根据的快速性、准确性与稳定性进行综合判断，选取合适的参数，组成最终的俯仰通道攻角跟踪控制***，完成俯仰通道的控制任务。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

为验证本发明所提供方法的正确性，在案例中采用的飞行器为三通道六自由度非线性全弹道模型，飞行器速度由0米每秒开始进行加速。

在步骤S10中，设置期望的攻角指令信号为α^d＝4，t＞4。在4秒前由于飞行器初始段速度比较小，故不进行攻角指令设置。最终得到的攻角误差信号如图2所示，飞行器的俯仰角速率信号如图3所示。

在步骤S20中，设置T＝0.001、k₁＝0.5、k₂＝0.3、k₃＝1.4、k₄＝0.6、ε₁＝0.5、k₁＝5。根据所述的攻角误差信号、攻角信号、俯仰角速率信号、构造俯仰角速率信号虚拟值如图4所示。

在步骤S30中，设置T₁＝0.002、k₆＝0.4、k₇＝2.5、k₈＝0.1、k₉＝1.5、k₁₀＝1.2、ε₂＝2、ε₃＝1.5。最终得到二级虚拟不确定信号如图5所示。

在步骤S40中，设置k₁₁＝0.5、k₁₂＝4、k₁₃＝0.2、k₁₄＝1、k₁₅＝0.3。最终得到得到误差综合信号如图6所示。

在步骤S50中，设置k_f1＝0.3，k_f2＝0.4，k_f3＝0.3，得到最终的俯仰角综合信号如图7所示。最终飞行器的攻角如图8所示，飞行器俯仰舵偏角如图9所示。

在4秒前，飞行器未对攻角进行控制，主要是由于初始段，飞行器的速度较小，因此主要是进行姿态稳定控制。在4s后，飞行器的给定攻角指令为4度，由图9可以看出，在4秒后，舵偏角曲线稳定在4度以内，所以舵偏角信号没有超出可用范围。由图8可以看出，攻角曲线在4秒后稳定在4度左右，而且超调量较小，超调量大约在5％左右，尤其是攻角的响应速度小于0.2s，可见本发明所提供方法具有响应速度快，准确性高，动态性能好的优点。因此，本发明所提供方法具有很好的控制效果，具有很高的工程应用价值。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这类的发明后，将容易想到本发明的其他实施例。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未指明的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由权利要求指出。

Claims (1)

1.一种基于虚拟反演的飞行器攻角跟踪控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10，在飞行器上安装攻角传感器，对飞行器攻角进行测量，并与攻角指令信号进行比较得到攻角误差信号，然后安装速率陀螺仪对飞行器的俯仰角速率进行测量；

步骤S20，根据所述的攻角误差信号、攻角信号、俯仰角速率信号、构造俯仰角速率信号虚拟值如下：

e_α＝α^d-α

z(n+1)＝z(n)+z_dT；

其中α为攻角信号、α^d为攻角指令信号，e_α为攻角误差信号、ω为俯仰角速率信号，z为虚拟一级状态，

为一级虚拟不确定项，z_d一级状态增长量，z(n)为虚拟一级状态的第n个数据，其初始值选取为0，即z(1)＝0，T、k₁、k₂、k₃、k₄、ε₁、k_a1为常值参数；ω^d即为所求的俯仰角速率的虚拟值；

步骤S30，根据所述的俯仰角速率信号虚拟值，与俯仰角速率信号进行比较，得到俯仰角速率的误差信号，构造虚拟二级状态，求解二级虚拟不确定信号如下：

e_ω＝ω-ω^d；

s(n+1)＝s(n)+s_dT₁；

y(n+1)＝y(n)+y_dT₁；

其中ω^d为俯仰角速率信号虚拟值，e_ω为俯仰角速率的误差信号，e_α为攻角误差信号、ω为俯仰角速率信号、y为虚拟二级状态，y_d二级状态增长量，s_d为二级误差增长量，s(n)为二级积分量s的第n个数据，y(n)为虚拟二级状态的第n个数据，其初始值选取为0，即y(1)＝0，T₁、k₆、k₇、k₈、k₉、k₁₀、ε₂、ε₃为常值参数；

即为所求的二级虚拟不确定项；

步骤S40，根据所述的二级虚拟不确定信号，攻角误差信号，俯仰角速率误差信号进行线性综合，得到误差综合信号如下：

其中u为即为所求的误差综合信号，e_α为攻角误差信号、ω为俯仰角速率信号、e_ω为俯仰角速率的误差信号，

为二级虚拟不确定项；k₁₁、k₁₂、k₁₃、k₁₄、k₁₅为常值参数；

步骤S50，根据所述的误差综合信号，进行非线性变换，得到最终的俯仰角综合信号，输送给俯仰舵，控制飞行器俯仰通道的攻角跟踪给定值如下：

其中u为误差综合信号，u_f为最终的俯仰综合信号记作，k_f1,k_f2,k_f3为常值控制参数。

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