CN102929150B - 一种基于离散控制模型的扰流片自适应控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于离散控制模型的扰流片自适应控制方法，根据扰流片前期试验得到导流板控制角、旋翼转速和导流板偏转力矩关系表，得到相应的飞行器离散控制对象模型，并设计离散模型参考自适应控制系统。本发明的方法能保证无人飞行器在前进、停悬等状态时保持姿态稳定，无自旋现象。

Description

一种基于离散控制模型的扰流片自适应控制方法

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域,特别是一种基于离散控制模型的扰流片自适应控制方法。

背景技术

目前飞行器姿态控制技术有经典PID控制技术和自适应控制技术，经典PID控制技术主要适用于当飞行器控制模型相对固定且能精确可取的情况，并且由于飞行器机体加工和装配误差无法消除，飞行器控制理论模型与飞行器实际动力学模型必然存在差异，所以实际PID控制参数需要通过大量试验才能确定，并且外界扰动极易引起控制系统不稳定。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是，针对现有技术不足，提供一种基于离散控制模型的扰流片自适应控制方法，通过对扰流片的准确控制来平衡自旋力矩，从而保证飞行姿态的稳定。

为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：一种基于离散控制模型的扰流片自适应控制方法，其特征在于，该方法具体步骤如下：

1)根据外部输入偏航控制指令实时解算最新的飞行器目标偏航角度θ₁；

2)检测当前状态下的飞行器当前偏航角度θ₂和角速度；

3)求取姿态偏差值e，e＝θ₁-θ₂；

4)利用姿态偏差值e，自适应控制器解算姿态控制量u；

5)根据扰流片离散控制参考模型解算偏航角度参考值X_m；同时检测扰流片角度和螺旋桨转速，通过PWM信号控制扰流板舵机，检测控制状态下的偏航角度实测值X_s；

6)若X_m-X_s≤2°，则进入7)；否则返回5)；

7)实时比较当前飞行器偏航角度实测值与偏航角度参考值的差值，并根据该差值控制扰流板舵机，调节扰流板角度β；

8)结束。

所述步骤4)中，控制量u由自适应控制率解算得到，其中自适应控制率u(t)的计算公式如下：

u(t)＝f(t)x_s(t)+g(t)r(t)，

其中，f(t)，g(t)为自适应率，

$\begin{array}{c}f\left(t\right)={\∫}_0^t{\mathrm{\λ}}_{a}e\left(\mathrm{\τ}\right)x_s\left(\mathrm{\τ}\right)\mathrm{d\τ}+f^{*}\\ g\left(t\right)={\∫}_0^t{\mathrm{\λ}}_{b}e\left(\mathrm{\τ}\right)r\left(\mathrm{\τ}\right)\mathrm{d\τ}+g^{*}\end{array}.$

其中，λ_a为自调节反馈装置的调节系数；λ_b为自适应前馈装置的调节

系数；f^*为自适应反馈装置的初始值；g^*为自适应前馈装置的初始值；x_s(τ)为自适应反馈装置的状态输入变量；r(τ)为自适应前馈装置的控制输入。

所述步骤5)中，扰流片离散控制参考模型如下：

x_m(k+1)＝A_mx_m(k)+B_mu(k),x_m(0)＝x_m0；

其中： $A_m=\left[\begin{array}{cccc}-0.09231500& 0.31913& -0.0060576& -0.0290220\\ 0-00081981& -2.54540& 0.8931500& -0.0044602\\ 3.06740000& -20.37900& -5.207600& 0.7874900\\ 0& 0& 1& 0\end{array}\right],$

$B_m=\left[\begin{array}{cc}0& 0\\ -5.3307& -0.2669\\ -0.16& -0.2511\\ 0& 0.0862\end{array}\right],$ u(k)为控制量。

所述步骤7)中，调节扰流板角度β的流程如下：

1)选取螺旋桨转速n₁和n₂；

2)根据转速n₁和n₂，计算两个扰流片的升力F1、F2和两个扰流片处气流速度V1、V2；

3)根据F1和F2计算扰流片平衡力矩M₀，根据V1和V2计算扰流片自旋力矩M；

4)令M＝M₀，计算β；

5)根据β计算升力损失F'；

6)判断升力损失F'是否小于总升力F与整机自重G的差值，若是，则β符合要求，若否，则返回1)；其中F＝F1+F2。

与现有技术相比，本发明所具有的有益效果为：本发明能保证无人飞行器在前进、停悬等状态时保持姿态稳定，无自旋现象。根据本发明的方法进行场外飞行试验，飞行器姿态平稳，无自旋现象。

附图说明

图1为本发明一实施例扰流片控制结构示意图；

图2为扰流片控制自旋结构模型图；

图3为本发明一实施例扰流片角度计算流程图；

图4为本发明一实施例扰流片控制框图；

图5为本发明一实施例扰流片控制流程图；

图6为本发明一实施例模型参考自适应控制参数x_m1和x_p1跟随曲线图；

图7为本发明一实施例模型参考自适应控制参数x_m2和x_p2跟随曲线图；

图8为本发明一实施例扰流片控制数据图。

具体实施方式

涵道式的垂直起降三栖飞行战车飞行时由前后大涵道风扇提供俯仰力矩及主升力，左右两小风扇提供横滚控制力。具有不完全对称结构的飞行器会产生自旋，所以在飞行器的涵道风扇下设计了扰流片。三栖飞行器通过控制涵道风扇下扰流片的角度来抑制飞行器自旋和实时控制飞行器航向，在飞行器扰流片控制系统设计前期，针对涵道风扇与扰流片气动特性进行了大量试验，建立了扰流片角度、涵道风扇转速和扰流片产生力矩之间的关系，并在此基础上精确分析了扰流片控制动力学模型以及控制原理，充分考虑扰流片的控制模型复杂且气动扰动大的特点，三栖飞行器扰流片控制采用离散模型参考自适应控制技术，设计了符合控制特性的离散自适应控制参考模型、前馈控制器、反馈调节器和自适应控制率，具体结构如图1所示。

一、扰流片的动力学模型

扰流片的空气动力学计算是在涵道风扇的特性研究的基础上进行的进一步研究。通过改变扰流片的参数，可以得到系统中扰流片的气动特性。在涵道风扇的气动特性分析中可知涵道出口的流体速度和气压相对较高，所以处在涵道下部的扰流片的气动力比较大，扰流片的各个参数如板厚、偏角、安装位置及结构尺寸等参数的变化对扰流片的气动特性影响也会比较明显。分别对不同结构尺寸、安装位置及偏角进行数值模拟分析，得到相应的参数对气动性能影响的曲线图，在保证升力损失最小的情况下获得最大的反自旋力矩，扰流片控制自旋其原理如图2所示。

1.扰流片平衡力矩

根据流体力学公式，气流作用于扰流片上的力为：

F＝ρ×V²×sinβ×S

其中V为气流速度，S为扰流片面积。S＝l×h；l为扰流片长边，h为扰流片短边。

扰流片长边沿涵道直径安装，在力矩电机作用下可沿长边旋转。假设当整个扰流片平面与竖直平面夹角为β时，在水平方向上气流作用力的分力为：

F₁＝F×cosβ。

得到扰流片上气流水平作用力对整机质心的作用力矩为：

M₁＝F₁×L

L等效于扰流片中心与整机质心的距离。L＝1.03m。综上所述，两个扰流片所产生的力矩为：

$M=2\×M_1=\mathrm{\ρ}\×\sin \mathrm{\β}\×\cos \mathrm{\β}\×S\×({V_1}^2+V_2^2)\×L;$

其中V₁、V₂为两个扰流片处气流速度。

2.扰流片平衡力矩与自旋力矩平衡

当两个螺旋桨差速运转时，要求力矩电机控制扰流片转动，改变扰流片与竖直平面夹角β，使得自旋力矩与扰流片平衡力矩相抵消。即达到：M＝M₀；

螺旋桨的转速决定了螺旋桨升力，从而决定了螺旋桨所到的空气阻力的大小，最终影响了扰流片平衡力矩的数值。具体的计算流程如图3所示。

计算得到β数值以后则需要对结果进行验算，看所得到的角度是否影响导致整机升力损失过大而不能起飞。

当角度为β时，考虑极限情况(在垂直于气流速度方向上，扰流片的投影部分，升力完全损失)损失的升力为：

F'＝F×l×h×sinβ/(π×R²)

其中l为扰流片长边长度，h为短边长度，R为涵道半径，F为螺旋桨升力；

要求升力损失小于总升力与整机自重的差值，因此有：

F-2×F'＝F-2×F×l×h×sinβ/(π×R²)≥G

其中G为整机自重。若不等式不成立，则β不符合要求，需要重新选择转速计算。

5.2扰流片模型参考自适应控制的离散参考模型

由于模型参考自适应系统的时变及非线性特性，因此稳定性问题是设计中必须考虑的固有问题。基于李雅普诺夫稳定性理论的设计方法设计出来的系统不必耽心系统是否稳定的问题。

根据扰流片前期试验得到导流板控制角、旋翼转速和导流板偏转力矩关系表，可以得到相应的三栖战车离散控制对象模型，并设计离散模型参考自适应控制系统。

扰流片控制对象通过Wonham可控标准型建立参考模型的方法建立扰流片离散控制参考模型，利用该方法建立的参考模型不仅能够在满足期望特性的基础上完全匹配被控对象，而且能够使被控对象的可用动态特性最大程度地融入参考模型，保证良好的自适应暂态过程，且算法易于操作。

其扰流片离散控制参考模型如下：

x_m(k+1)＝A_mx_m(k)+B_mu(k),x_m(0)＝x_m0

注：A_m和B_m为参考模型系数方程；

u(k)为控制量；

X_m为参考模型状态变量；

可调系统的参数自适应方案的系统模型

x(k+1)＝A(e,k)x(k)+B(e,k)u(k)

x(0)＝x₀,A(0)＝A₀,B(0)＝B₀

信号综合自适应方案的系统模型

x(k+1)＝Ax(k)+Bu(k)+u_a(e,k)

$x\left(0\right)=x_0,u_a\left(0\right)=u_{a_0}$

离散系统的等价误差方程为

e(k+1)＝x_m(k+1)-x(k+1)＝A_me(k)+[A_m-A(e,k)]x(k)+[B_m-B(e,k)]u(k)

其中 $A=\left[\begin{array}{cccc}-0.0883& 0.2843& -0.0095& -0.0280\\ -0.00189& -2.3743& 0.9103& -0.0040\\ 0& 0& 1& 0\end{array}\right],B=\left[\begin{array}{cc}0.0070& 0.1020\\ -0.0034& 0\\ -0.5416& 0\\ 0& 0\end{array}\right],$

$A_m=\left[\begin{array}{cccc}-0.09231500& 0.31913& -0.0060576& -0.0290220\\ 0-00081981& -2.54540& 0.8931500& -0.0044602\\ 3.06740000& -20.37900& -5.207600& 0.7874900\\ 0& 0& 1& 0\end{array}\right]$

$B_m=\left[\begin{array}{cc}0& 0\\ -5.3307& -0.2669\\ -0.16& -0.2511\\ 0& 0.0862\end{array}\right]$

5.3扰流片模型参考自适应控制的自适应控制率

基于稳定性理论的方法，其基本思想是保证控制参数自适应调节过程是稳定的，然后再尽量使这个过程收敛快一些。其中，Lyapunov(李雅普诺夫)稳定性理论就是设计自适应率的有效工具。这种基于稳定性理论的设计保证了系统的稳定，所以扰流片的自适应控制率采用李雅普诺夫稳定性理论进行设计。由参数调整方案可得自适应控制律为

u(t)＝f(t)x_s(t)+g(t)r(t)

已知自适应率为

$\begin{array}{c}\stackrel{\·}{f}\left(t\right)={\mathrm{\λ}}_{a}e\left(t\right)x_s\left(t\right)\\ \stackrel{\·}{g}\left(t\right)={\mathrm{\λ}}_{b}e\left(t\right)r\left(t\right)\end{array}$

对上式进行积分，可得

$\begin{array}{c}f\left(t\right)={\∫}_0^t{\mathrm{\λ}}_{a}e\left(\mathrm{\τ}\right)x_s\left(\mathrm{\τ}\right)\mathrm{d\τ}+f^{*}\\ g\left(t\right)={\∫}_0^t{\mathrm{\λ}}_{b}e\left(\mathrm{\τ}\right)r\left(\mathrm{\τ}\right)\mathrm{d\τ}+g^{*}\end{array}$

其具体控制框图如图4所示。

结合上述分析，如图5所示，本发明方法的具体步骤如下：

1)根据外部输入偏航控制指令实时解算最新的飞行器目标偏航角度θ₁；

2)检测当前状态下的飞行器当前偏航角度θ₂和角速度；

3)求取姿态偏差值e，e＝θ₁-θ₂；

4)利用姿态偏差值e，自适应控制器解算姿态控制量u；

5)根据扰流片离散控制参考模型解算偏航角度参考值X_m；同时检测扰流片角度和螺旋桨转速，通过PWM信号控制扰流板舵机，检测控制状态下的偏航角度实测值X_s；

6)若X_m-X_s≤2°，则进入7)；否则返回5)；

7)实时比较当前飞行器偏航角度实测值与偏航角度参考值的差值，并根据该差值控制扰流板舵机，调节扰流板角度β；

8)结束。

本发明达到的技术能保证无人飞行器在前进、停悬等状态时保持姿态稳定，无自旋现象。由图6和图7的仿真结果可以看出，利用李雅普诺夫稳定性理论设计的自适应率能导致参数收敛到参考模型，参数误差为渐近稳定。根据该技术进行场外飞行试验，飞行器姿态平稳，无自旋现象。

由实际试飞结果数据记录可以看出，扰流片控制能很好抑制三栖战车自旋，最大摆动角度不大于2.5°。具体见图8。

我所按照上述方案已成功研制了三栖飞行战车，并成功进行了飞行试验。测试了飞行时的姿态数据。实验结果表明该设备飞行姿态完全满足设计要求。三栖飞行器扰流片控制采用离散模型参考自适应控制技术，无自旋现象飞行姿态稳定。

Claims (2)

1.一种基于离散控制模型的扰流片自适应控制方法，其特征在于，该方法具体步骤如下：

1)根据外部输入偏航控制指令实时解算最新的飞行器目标偏航角度θ₁；

2)检测当前状态下的飞行器当前偏航角度θ₂和角速度；

3)求取姿态偏差值e，e＝θ₁-θ₂；

4)利用姿态偏差值e，自适应控制器解算姿态控制量u；控制量u由自适应控制率解算得到，其中自适应控制率u(t)的计算公式如下：

u(t)＝f(t)x_s(t)+g(t)r(t)，

其中，f(t)，g(t)为自适应率，

$\begin{array}{c}f\left(t\right)={\∫}_0^t{\mathrm{\λ}}_{a}e\left(\mathrm{\τ}\right)x_s\left(\mathrm{\τ}\right)\mathrm{d\τ}+f^{*}\\ g\left(t\right)={\∫}_0^t{\mathrm{\λ}}_{b}e\left(\mathrm{\τ}\right)r\left(\mathrm{\τ}\right)\mathrm{d\τ}+g^{*}\end{array}$

其中，λ_a为自调节反馈装置的调节系数；λ_b为自适应前馈装置的调节系数；f^*为自适应反馈装置的初始值；g^*为自适应前馈装置的初始值；x_s(τ)为自适应反馈装置的状态输入变量；r(τ)为自适应前馈装置的控制输入；x_s(t)为t时刻自适应反馈装置的状态输入变量；r(t)为t时刻自适应前馈装置的控制输入；

5)根据扰流片离散控制参考模型解算偏航角度参考值X_m；同时检测扰流片角度和螺旋桨转速，通过PWM信号控制扰流板舵机，检测控制状态下的偏航角度实测值X_s；

6)若X_m-X_s≤2°，则进入7)；否则返回5)；

7)实时比较当前飞行器偏航角度实测值与偏航角度参考值的差值，并根据该差值控制扰流板舵机，调节扰流板角度β；

8)结束。

2.根据权利要求1所述的基于离散控制模型的扰流片自适应控制方法，其特征在于，所述步骤7)中，调节扰流板角度β的流程如下：

1)选取螺旋桨转速n₁和n₂；

2)根据转速n₁和n₂，计算两个扰流片的升力F1、F2和两个扰流片处气流速度V1、V2；

3)根据F1和F2计算扰流片平衡力矩M₀，根据V1和V2计算扰流片自旋力矩M；

4)令M＝M₀，计算β；

5)根据β计算升力损失F'；

6)判断升力损失F'是否小于总升力F与整机自重G的差值，若是，则β符合要求，若否，则返回1)；其中F＝F1+F2。