【技術(shù)實(shí)現(xiàn)步驟摘要】
本公開(kāi)實(shí)施例涉及飛行控制，尤其涉及一種未知擾動(dòng)下飛機(jī)姿態(tài)角的預(yù)定時(shí)間魯棒控制方法。
技術(shù)介紹
1、隨著現(xiàn)代航空飛行器的發(fā)展，具有大包線和寬速域的特點(diǎn)，而飛機(jī)的舵面特性也展現(xiàn)出非線性的特點(diǎn)，而傳統(tǒng)的pid控制器依賴于設(shè)計(jì)人員的工程經(jīng)驗(yàn)，對(duì)于系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)性能則是設(shè)計(jì)后檢驗(yàn)，無(wú)形中增加了設(shè)計(jì)人員的工作量。而自適應(yīng)控制方法可以減小不確定性和外部干擾對(duì)飛機(jī)的干擾影響，但仍是基于狀態(tài)配平點(diǎn)設(shè)計(jì)的，其本質(zhì)上仍是線性時(shí)不變控制器。當(dāng)飛機(jī)狀態(tài)偏離控制器設(shè)計(jì)的狀態(tài)點(diǎn)時(shí)，會(huì)出現(xiàn)控制性能降級(jí)的問(wèn)題。非線性控制方法如動(dòng)態(tài)逆、反步法等，具有設(shè)計(jì)流程簡(jiǎn)單、適應(yīng)性強(qiáng)的優(yōu)點(diǎn)。但當(dāng)系統(tǒng)存在較大模型不確定性時(shí)，反步法的魯棒性則略顯不足。
2、進(jìn)一步地，在將上述控制方法帶入飛機(jī)的姿態(tài)控制系統(tǒng)時(shí)，展現(xiàn)出漸近時(shí)間收斂特性，其收斂時(shí)間理論上趨近于無(wú)窮大，有限時(shí)間控制雖然考慮了收斂速度，但收斂速度也是依賴于系統(tǒng)的初始狀態(tài)。故為了更好地滿足現(xiàn)代飛機(jī)飛行控制的要求，需要設(shè)計(jì)一種控制效果好、收斂時(shí)間可由用戶自定義、魯棒性強(qiáng)的非線性控制律，進(jìn)一步提升飛機(jī)的控制性能。
3、因此，有必要改善上述相關(guān)技術(shù)方案中存在的一個(gè)或者多個(gè)問(wèn)題。
4、需要注意的是，本部分旨在為權(quán)利要求書(shū)中陳述的本公開(kāi)的技術(shù)方案提供背景或上下文。此處的描述不因?yàn)榘ㄔ诒静糠种芯统姓J(rèn)是現(xiàn)有技術(shù)。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
1、本公開(kāi)實(shí)施例的目的在于提供一種未知擾動(dòng)下飛機(jī)姿態(tài)角的預(yù)定時(shí)間魯棒控制方法，進(jìn)而至少在一定程度上克服由于相關(guān)技術(shù)的限制和缺陷而導(dǎo)致
2、根據(jù)本公開(kāi)實(shí)施例，提供一種未知擾動(dòng)下飛機(jī)姿態(tài)角的預(yù)定時(shí)間魯棒控制方法，該方法包括：
3、根據(jù)飛機(jī)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，建立非線性六自由度飛機(jī)模型；其中，所述非線性六自由度飛機(jī)模型包括飛機(jī)姿態(tài)角動(dòng)力學(xué)微分方程和飛機(jī)角速率動(dòng)力學(xué)微分方程；
4、分別對(duì)所述飛機(jī)姿態(tài)角動(dòng)力學(xué)微分方程和所述飛機(jī)角速率動(dòng)力學(xué)微分方程進(jìn)行拆分，以得到仿射線性化姿態(tài)角動(dòng)力學(xué)方程和仿射線性化角速率動(dòng)力學(xué)方程；
5、根據(jù)所述仿射線性化姿態(tài)角動(dòng)力學(xué)方程構(gòu)建姿態(tài)角預(yù)定時(shí)間擾動(dòng)估計(jì)器，根據(jù)所述仿射線性化角速率動(dòng)力學(xué)方程構(gòu)建角速率預(yù)定時(shí)間擾動(dòng)估計(jì)器；
6、根據(jù)所述姿態(tài)角預(yù)定時(shí)間擾動(dòng)估計(jì)器構(gòu)建預(yù)設(shè)時(shí)間姿態(tài)角控制器，根據(jù)所述角速率預(yù)定時(shí)間擾動(dòng)估計(jì)器構(gòu)建預(yù)設(shè)時(shí)間角速率控制器；
7、將角速率參考指令輸入至所述預(yù)設(shè)時(shí)間姿態(tài)角控制器中得到虛擬指令，并將所述虛擬指令輸入至預(yù)定時(shí)間濾波器中得到角速率參考指令；
8、將所述角速率參考指令輸入至所述預(yù)設(shè)時(shí)間角速率控制器中，得到期望參考指令。
9、進(jìn)一步地，所述飛機(jī)姿態(tài)角動(dòng)力學(xué)微分方程的表達(dá)式為：
10、
11、所述飛機(jī)角速率動(dòng)力學(xué)微分方程的表達(dá)式為：
12、
13、其中，為滾轉(zhuǎn)角，為的微分，為俯仰角，為的微分，為側(cè)滑角，為的微分，為滾轉(zhuǎn)角速率，為的微分，為俯仰角速率，為的微分，為偏航角速率，為的微分，為飛機(jī)質(zhì)量，y為側(cè)力，t為推力，g為重力加速度，γ為航跡傾斜角，μ為航跡滾轉(zhuǎn)角，為迎角，v為飛機(jī)速度，為滾轉(zhuǎn)力矩、為俯仰力矩、為偏航力矩，為飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量矩陣。
14、進(jìn)一步地，所述仿射線性化姿態(tài)角動(dòng)力學(xué)方程的表達(dá)式為：
15、
16、其中，，，，；
17、所述仿射線性化角速率動(dòng)力學(xué)方程的表達(dá)式為：
18、
19、其中，，，為期望參考指令，分別為飛機(jī)的四個(gè)升降副翼，為飛機(jī)的方向舵，為飛機(jī)的一對(duì)鴨翼，為動(dòng)壓，為機(jī)翼面積，b為機(jī)翼展長(zhǎng)，為機(jī)翼弦長(zhǎng)，為飛機(jī)的操縱面效能矩陣。
20、進(jìn)一步地，所述姿態(tài)角預(yù)定時(shí)間擾動(dòng)估計(jì)器的表達(dá)式為：
21、
22、所述角速率預(yù)定時(shí)間擾動(dòng)估計(jì)器的表達(dá)式為：
23、
24、其中，表示對(duì)的估計(jì)值，表示對(duì)的估計(jì)值，，，表示姿態(tài)角回路綜合擾動(dòng)，為姿態(tài)角回路模型參數(shù)誤差，為姿態(tài)角回路外部擾動(dòng)，表示角速率回路綜合擾動(dòng)，為角速率回路外部擾動(dòng)，為角速率回路外部擾動(dòng)，表示對(duì)的估計(jì)值，表示對(duì)的估計(jì)值，，，為第一待設(shè)計(jì)參數(shù)，為第二待設(shè)計(jì)參數(shù)，為第三待設(shè)計(jì)參數(shù)，為第四待設(shè)計(jì)參數(shù)，為第五待設(shè)計(jì)參數(shù)，為第六待設(shè)計(jì)參數(shù)，為第一用戶預(yù)定義時(shí)間，為第二用戶預(yù)定義時(shí)間。
25、進(jìn)一步地，所述預(yù)設(shè)時(shí)間姿態(tài)角控制器的表達(dá)式為：
26、
27、所述預(yù)設(shè)時(shí)間角速率控制器的表達(dá)式為：
28、
29、其中，為姿態(tài)角跟蹤誤差，為角速率跟蹤誤差，為姿態(tài)角參考指令，為角速率參考指令，，，為第七待設(shè)計(jì)參數(shù)，為第八待設(shè)計(jì)參數(shù)，為第九待設(shè)計(jì)參數(shù)，為第十待設(shè)計(jì)參數(shù)，為第十一待設(shè)計(jì)參數(shù)，為第十二待設(shè)計(jì)參數(shù)，為第三用戶預(yù)定義時(shí)間，為第四用戶預(yù)定義時(shí)間，為虛擬指令。
30、進(jìn)一步地，所述預(yù)定時(shí)間濾波器的表達(dá)式為：
31、
32、其中，，為第十三待設(shè)計(jì)參數(shù)，為第十四待設(shè)計(jì)參數(shù)，為第五用戶預(yù)定義時(shí)間。
33、進(jìn)一步地，將角速率參考指令輸入至所述預(yù)設(shè)時(shí)間姿態(tài)角控制器中得到虛擬指令，并將所述虛擬指令輸入至預(yù)定時(shí)間濾波器中得到角速率參考指令的步驟中，包括：
34、將預(yù)設(shè)的所述角速率參考指令、所述滾轉(zhuǎn)角、所述俯仰角和所述側(cè)滑角輸入至所述預(yù)設(shè)時(shí)間姿態(tài)角控制器中，得到所述虛擬指令；
35、所述預(yù)定時(shí)間濾波器對(duì)所述虛擬指令進(jìn)行估計(jì)，得到所述角速率參考指令。
36、進(jìn)一步地，將所述角速率參考指令輸入至所述預(yù)設(shè)時(shí)間角速率控制器中，得到期望參考指令的步驟中，包括：
37、將所述角速率參考指令、所述滾轉(zhuǎn)角速率、所述俯仰角速率和所述偏航角速率輸入至所述預(yù)設(shè)時(shí)間角速率控制器中，得到所述期望參考指令。
38、本公開(kāi)的實(shí)施例提供的技術(shù)方案可以包括以下有益效果：
39、本公開(kāi)的實(shí)施例中，通過(guò)上述未知擾動(dòng)下飛機(jī)姿態(tài)角的預(yù)定時(shí)間魯棒控制方法，一方面，首先，根據(jù)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，建立飛機(jī)的姿態(tài)角和角速率動(dòng)力學(xué)方程；其次，考慮動(dòng)力學(xué)方程中存在的不確定性和未知擾動(dòng)，將其建模為綜合擾動(dòng)的形式，將動(dòng)力學(xué)方程轉(zhuǎn)化為包含擾動(dòng)的仿射線性化的形式；然后，設(shè)計(jì)預(yù)定時(shí)間擾動(dòng)估計(jì)器來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)綜合擾動(dòng)的精確估計(jì)，并設(shè)計(jì)姿態(tài)角預(yù)定時(shí)間反步控制器并在控制器中補(bǔ)償擾動(dòng)，實(shí)現(xiàn)飛行器姿態(tài)角的預(yù)定時(shí)間控制。另一方面，基于姿態(tài)角預(yù)定時(shí)間擾動(dòng)估計(jì)器和角速率預(yù)定時(shí)間擾動(dòng)估計(jì)器可以實(shí)現(xiàn)在預(yù)定時(shí)間內(nèi)對(duì)擾動(dòng)的精確估計(jì)，克服系統(tǒng)不確定性干擾的影響；在設(shè)計(jì)的預(yù)設(shè)時(shí)間姿態(tài)角控制器和預(yù)設(shè)時(shí)間角速率控制器作用下，姿態(tài)角可以在用戶自定義時(shí)間跟蹤上期望的姿態(tài)角指令；該方法具有魯棒性強(qiáng)、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單的特點(diǎn)，簡(jiǎn)化了針對(duì)收斂時(shí)間的調(diào)參過(guò)程。
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1.一種未知擾動(dòng)下飛機(jī)姿態(tài)角的預(yù)定時(shí)間魯棒控制方法，其特征在于，該方法包括：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述未知擾動(dòng)下飛機(jī)姿態(tài)角的預(yù)定時(shí)間魯棒控制方法，其特征在于，所述飛機(jī)姿態(tài)角動(dòng)力學(xué)微分方程的表達(dá)式為：
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述未知擾動(dòng)下飛機(jī)姿態(tài)角的預(yù)定時(shí)間魯棒控制方法，其特征在于，所述仿射線性化姿態(tài)角動(dòng)力學(xué)方程的表達(dá)式為：
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述未知擾動(dòng)下飛機(jī)姿態(tài)角的預(yù)定時(shí)間魯棒控制方法，其特征在于，所述姿態(tài)角預(yù)定時(shí)間擾動(dòng)估計(jì)器的表達(dá)式為：
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述未知擾動(dòng)下飛機(jī)姿態(tài)角的預(yù)定時(shí)間魯棒控制方法，其特征在于，所述預(yù)設(shè)時(shí)間姿態(tài)角控制器的表達(dá)式為：
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述未知擾動(dòng)下飛機(jī)姿態(tài)角的預(yù)定時(shí)間魯棒控制方法，其特征在于，所述預(yù)定時(shí)間濾波器的表達(dá)式為：
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述未知擾動(dòng)下飛機(jī)姿態(tài)角的預(yù)定時(shí)間魯棒控制方法，其特征在于，將角速率參考指令輸入至所述預(yù)設(shè)時(shí)間姿態(tài)角控制器中得到虛擬指令，并將所述虛擬指令輸入至預(yù)定時(shí)間濾波器中得到角速率參考指令的步驟中，包括：
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述未知擾動(dòng)
...【技術(shù)特征摘要】
1.一種未知擾動(dòng)下飛機(jī)姿態(tài)角的預(yù)定時(shí)間魯棒控制方法，其特征在于，該方法包括：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述未知擾動(dòng)下飛機(jī)姿態(tài)角的預(yù)定時(shí)間魯棒控制方法，其特征在于，所述飛機(jī)姿態(tài)角動(dòng)力學(xué)微分方程的表達(dá)式為：
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述未知擾動(dòng)下飛機(jī)姿態(tài)角的預(yù)定時(shí)間魯棒控制方法，其特征在于，所述仿射線性化姿態(tài)角動(dòng)力學(xué)方程的表達(dá)式為：
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述未知擾動(dòng)下飛機(jī)姿態(tài)角的預(yù)定時(shí)間魯棒控制方法，其特征在于，所述姿態(tài)角預(yù)定時(shí)間擾動(dòng)估計(jì)器的表達(dá)式為：
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述未知擾動(dòng)下飛機(jī)姿態(tài)角的預(yù)定時(shí)間魯棒控制方法，其特征在于，...
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：黃山，呂永璽，史靜平，朱奇，焦祎欣，屈曉波，
申請(qǐng)(專利權(quán))人：西北工業(yè)大學(xué)，
類型：發(fā)明
國(guó)別省市：
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