CN105182984A - 飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定，包括(1)、直接针对俯仰非线性动力学方程，建立描述升降舵影响俯仰角的直接与间接影响关系；(2)、针对步骤(1)得到的俯仰通道动力学方程，将所有的间接影响项作为扰动，设计线性扩张状态观测器，对其进行估计并补偿，并对于补偿后的系统采用简单的PD控制策略；(3)、对于步骤(1)得到的非线性方程，采用小扰动假设原理进行线性化，得到动力学系数；(4)、根据鲁棒稳定性指标和动态性能指标图形化整定控制参数。该方法在确保控制器具有稳定的鲁棒性和良好的动态品质的基础上，具有十分简明的形式；同时基于稳定裕度测试子的图形参数整定方法具有直观地特点，避免了参数调试的盲目性。

Description

飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定

技术领域

本发明涉及航空航天领域，具体涉及一种飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定，尤其适用于快速的设计过程实现，系统对于气动参数不确定性鲁棒性强。

背景技术

飞行器的俯仰角控制在工程上具有很成熟的控制设计技术，但是设计方法普遍对于设计人员的经验和技术能力要求比较苛刻，设计周期、难度和成本都比较高，特别是传统PID控制在高精度跟踪指令方面具有一定不足。因此，规范、简洁、高性能和强鲁棒的俯仰角控制设计方法具有十分重要的迫切需求。

自抗扰控制(ActiveDisturbanceRejectionControl，ADRC)(韩京清，自抗扰控制器及其应用，控制与决策，vol.13，no.1，pp.19-23，1998)起因于现代控制中基于模型的复杂控制算法在工程上难以得到应用，而工程上普遍使用的最简单的PID控制由于结构所限，难以实现高性能的控制品质。中国科学院系统科学研究所的韩京清研究员最初改造PID控制的主要思路是通过引进非线性反馈，特别是分数幂非光滑反馈，形成“小误差，大增益；大误差，小增益”的设计思想，提高反馈效率，并取得了显著的效果。为了消除积分反馈的不利影响，韩京清研究员巧妙地借鉴了反馈线性化的思想，通过实时估计系统的动态特性，引进了扩张状态观测器(ExtendedStateObserver，ESO)的思想(韩京清，一类不确定对象的扩张状态观测器，控制与决策，vol.10，no.1，pp.85-88，1995)，这形成了ADRC的关键和精华所在，但依然使用非线性观测器。无需量测外扰而能消除其影响；根据对象的输入输出信号用扩张状态观测器实时估计扰动作用并给予补偿，从而去抑制扰动所引起的输出误差：“自抗扰控制器”由此得名。这里扰动是指包括内扰和外扰的总和作用。ADRC的优点是不必精确了解被控对象的动态特性(内扰)，也无需量测外扰的作用，可以同时抑制所有扰动。ADRC易实现非线性、时变、大时滞等控制难度大的对象的控制，不必另加任何功能环节，简单地就可以实现。该控制器实际上把那些非线性、时变、时滞所带来的影响都当作干扰来处理。针对原始ADRC使用非线性反馈所带来的稳态高增益容易在小信号引起抖动同时控制参数过多的问题(一般形式的非线性ADRC的控制参数达到12个，不太利于工程应用)，以及非线性控制器难以进行工程上常用的频域分析以确定稳定性边界的不足，美国ClevelandStateUniversity的高志强教授(Z.Gao，Scalingandbandwidth-parameterizationbasedcontrollertuning，inProceedingsoftheAmericanControlConference，2003：pp.4989-4996)将所有控制器和ESO都以线性形式实现，大幅度地将控制参数降到4个，而且都有比较明确的物理意义，十分便于工程应用。工程上使用较多的也是线性ADRC(LinearADRC，LADRC)，其中ESO在其中发挥了巨大作用。线性控制使得频域分析便于操作，也就容易确定工程上十分关心的稳定边界。LADRC尽管是线性形式，但是由于采用了ESO，可以把一定时间尺度以内的不确定性和非线性估计出来并直接进行补偿，这与标准非线性控制方法(非自适应情形)需要对于非线性建模并明晰其动力学系数特性的方法相比明显简化，不再专门区分线性与非线性。

发明内容

本发明解决的技术问题是提供一种可以工程应用的简便的飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定，其适用于传统的鲁棒性分析方法，并且具有优异的动态品质和适应性。

为实现以上目的，本发明的技术方案如下：

飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定，包括以下步骤：

(1)、直接针对俯仰非线性动力学方程，建立描述升降舵影响俯仰角的直接与间接影响关系；

(2)、针对步骤(1)得到的俯仰通道动力学方程，将所有的间接影响项作为扰动，设计线性扩张状态观测器，对其进行估计并补偿，并对于补偿后的系统采用简单的PD控制策略，形成俯仰通道独立的线性自抗扰控制策略；

(3)、对于步骤(1)得到的非线性方程，采用小扰动假设原理进行线性化，得到动力学系数；

(4)、在步骤(3)得到的线性模型结合步骤(2)设计的控制器，根据鲁棒稳定性指标和动态性能指标图形化整定控制参数。

进一步地，步骤(1)针对一般飞行器俯仰通道的非线性动力学方程描述为：

其中θ是弹道倾角，是俯仰角，α是攻角，γ是滚转角，ω_x，ω_y，ω_z分别是滚转、航向和俯仰角速度，m是飞行器质量，V是飞行器速度，P是发动机推力，L是气动升力，g是重力加速度，I_x，I_y，I_z分别是滚转、航向与俯仰方向转动惯量，M_z是俯仰力矩。

进一步地，步骤(2)中，俯仰方向的非线性动力学方程可以转换为：

其中δ_z是升降舵偏，M(ω_z)和M(α)分别姿态角速度和攻角产生的俯仰力矩分量，是操纵力矩系数。

将不显含δ_z的项 $\frac{(M\left({\mathrm{\ω}}_z\right)+M\left(\mathrm{\α}\right)+(I_y-I_x){\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_x)\cos \mathrm{\γ}}{I_z}-{\mathrm{\ω}}_z\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}\sin \mathrm{\γ}-{\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_y\sin \mathrm{\γ}-{\mathrm{\ω}}_y\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}\cos \mathrm{\γ}$ 作为扩张状态，使用如下的观测器进行估计：

其中这里ω_o是观测器带宽，而这样通过合理的选择ω_o，就可以得到扩张状态的近似估计为z₂。如果令

${\mathrm{\δ}}_z=({\mathrm{\δ}}_z^0-z_2)/K_c$

然后令

其中是俯仰角指令，就可以得到线性自抗扰控制律为

进一步地，步骤(3)中，通过小扰动线性化得到的纵向短周期动力学可以描述为：

其中a_α，分别是俯仰力矩对于α、δ_z和ω_z的偏导数，b_α，分别是升力系数对于α和δ_z的偏导数。

进一步地，步骤(4)中，通过将鲁棒性能及稳定裕度和动态品质在控制参数空间上绘制边界的方式，界定出可选控制参数的范围，并最终整定控制器。

本发明与现有技术相比的优点在于：

1)、俯仰姿态回路设计与调试过程简便，传统的工程经验依然可以沿用；

2)、动态品质和跟踪精度比传统的PID控制有很大提高，而且对于不确定性的适应性强；

3)、采用稳定裕度吸引子方法进行参数整定，在参数空间中直接绘制出可选参数范围，十分直观。

附图说明

图1为本发明飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定之俯仰角线性自抗扰控制框图；

图2为本发明飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定之基于稳定裕度测试子的俯仰角线性自抗扰控制整定图；

图3为本发明飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定之俯仰角的定点阶跃响应图；

图4为本发明飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定之非线性仿真中俯仰角响应曲线。

具体实施方式

如图1至4所示，本发明提供一种飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定，包括以下步骤：

(1)、直接针对俯仰非线性动力学方程，建立描述升降舵影响俯仰角的直接与间接影响关系；

(2)、针对步骤(1)得到的俯仰通道动力学方程，将所有的间接影响项作为扰动，设计线性扩张状态观测器，对其进行估计并补偿，并对于补偿后的系统采用简单的PD控制策略，形成俯仰通道独立的线性自抗扰控制策略；

(3)、对于步骤(1)得到的非线性方程，采用小扰动假设原理进行线性化，得到动力学系数；

(4)、在步骤(3)得到的线性模型结合步骤(2)设计的控制器，根据鲁棒稳定性指标和动态性能指标图形化整定控制参数。

步骤(1)针对一般飞行器俯仰通道的非线性动力学方程描述为：

公式(1)

其中θ是弹道倾角，是俯仰角，α是攻角，γ是滚转角，ω_x，ω_y，ω_z分别是滚转、航向和俯仰角速度，m是飞行器质量，V是飞行器速度，P是发动机推力，L是气动升力，g是重力加速度，I_x，I_y，I_z分别是滚转、航向与俯仰方向转动惯量，M_z是俯仰力矩。

俯仰方向的非线性动力学方程可以转换为：

其中δ_z是升降舵偏，M(ω_z)和M(α)分别姿态角速度和攻角产生的俯仰力矩分量，是操纵力矩系数。

将不显含δ_z的项 $\frac{(M\left({\mathrm{\ω}}_z\right)+M\left(\mathrm{\α}\right)+(I_y-I_x){\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_x)\cos \mathrm{\γ}}{I_z}-{\mathrm{\ω}}_z\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}\sin \mathrm{\γ}-{\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_y\sin \mathrm{\γ}-{\mathrm{\ω}}_y\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}\cos \mathrm{\γ}$ 作为扩张状态，可以将前述方程[0043]描述为如下的状态方程形式：

$\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{x}}_1=x_2+K_c{\mathrm{\δ}}_z\\ {\stackrel{\·}{x}}_2=w\\ y=x_1\end{array}\right.$

其中w认为是低频干扰分量，而

采用如下的状态观测器对于[0051]的两个状态进行估计：

其中这里ω_o是观测器带宽，这样通过合理的选择ω_o，就可以得到扩张状态的近似估计为z₂。

如果令 ${\mathrm{\δ}}_z=({\mathrm{\δ}}_z^0-z_2)/K_c$

则近似有

是一个二阶积分器，如果采用

就可以实现满意的跟踪控制，这里是俯仰角指令。这样，得到最后的综合控制规律为

上述控制规律里包含4个可调控制参数，分别是观测器带宽ω_o，对象开环增益估计值K_c，比例系数k_p和微分系数k_d。根据经验，ω_o一般固定在5～10rad/s之间，可以适应各种飞行器控制情形。至此，还剩下2个参数：k_p和k_d需要整定。这里采用稳定度测试子的图形化方法(C-H.ChangandK-W.Han，Gainmarginsandphasemarginsforcontrolsystemswithadjustableparameters，JournalofGuidance，vol.13，no.3，pp.404-408，1990)。控制参数整定主要考虑鲁棒性和动态性能，这里采用稳定裕度进行描述。

通过小扰动线性化得到的纵向短周期动力学可以描述为：

其中a_α，分别是俯仰力矩对于α、δ_z和ω_z的偏导数，b_α，分别是升力系数对于α和δ_z的偏导数。通过推导，得到如下传递函数

$G_p\left(s\right)=\frac{{\mathrm{\ω}}_z\left(s\right)}{{\mathrm{\δ}}_z\left(s\right)}=\frac{p(s+b)}{s^2+a_{1}s+a_0}$

其中 $p=M_z^{{\mathrm{\δ}}_z},b=\frac{M_z^{{\mathrm{\δ}}_z}{C}_Y^{\mathrm{\α}}-M_z^{\mathrm{\α}}{C}_Y^{{\mathrm{\δ}}_z}}{M_z^{{\mathrm{\δ}}_z}},a_0=M_z^{{\mathrm{\ω}}_z}{C}_Y^{\mathrm{\α}}+M_z^{\mathrm{\α}}$ 和 $a_1=C_Y^{\mathrm{\α}}+M_z^{{\mathrm{\ω}}_z}.$

通过对于[0049]的推导，可以得到

$z_2=\frac{{\mathrm{\ω}}_o^2({\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z-K_c{\mathrm{\δ}}_z)}{s^2+2{\mathrm{\ω}}_{o}s+{\mathrm{\ω}}_o^2}$

将其代入[0058]，可以得到等效控制器为

${\mathrm{\δ}}_z=u_{\mathrm{PD}}+\frac{{\mathrm{\ω}}_o^2}{s+2{\mathrm{\ω}}_o}({\∫u}_{\mathrm{PD}}\mathrm{dt}-\frac{{\mathrm{\ω}}_z}{K_c})$

其中，

这里K_p＝k_p/K_c和K_d＝k_d/K_c。通过进一步推导，可以得到俯仰角闭环传递函数为

$G_{\mathrm{cl}}\left(s\right)=\frac{k_p(s^2+2{\mathrm{\ω}}_{o}s+{\mathrm{\ω}}_0^2)G\left(s\right)}{K_c{s}^2(s+2{\mathrm{\ω}}_o)+[{\mathrm{\ω}}_o^2{s}^2+(k_{d}s+k_p)(s^2+2{\mathrm{\ω}}_{o}s+{\mathrm{\ω}}_o^2)]G\left(s\right)}$

这里的G＝G_rG_p，这里的G_r是舵机传递函数。

引入稳定裕度测试子Ae^-jθ，闭环方程变为：

$K_c{s}^2(s+2{\mathrm{\ω}}_o)+[{\mathrm{\ω}}_o^2{s}^2+(k_{d}s+k_p)(s^2+2{\mathrm{\ω}}_{o}s+{\mathrm{\ω}}_o^2)]A{e}^{-\mathrm{j\θ}}G\left(s\right)=0$

取s＝jω，有

$\begin{array}{c}0=-K_c{\mathrm{\ω}}^2(2{\mathrm{\ω}}_o+\mathrm{j\ω})+A\left(\right[k_p({\mathrm{\ω}}_o^2-{\mathrm{\ω}}^2)-2k_d{\mathrm{\ω}}_o{\mathrm{\ω}}^2-{\mathrm{\ω}}_o^2{\mathrm{\ω}}^2]+j[2k_p{\mathrm{\ω}}_o\mathrm{\ω}+k_d\mathrm{\ω}({\mathrm{\ω}}_o^2-{\mathrm{\ω}}^2)\left]\right)\·\\ \left(\right[\cos \mathrm{\θRe\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)+\sin \mathrm{\θIm\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)]+j[\cos \mathrm{\θIm\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)-\sin \mathrm{\θRe\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)\left]\right)\\ =P_r+j{P}_i\end{array}$

其中

$P_r=-2K{\mathrm{\ω}}^2{\mathrm{\ω}}_o+A\left(\begin{array}{c}[k_p({\mathrm{\ω}}_o^2-{\mathrm{\ω}}^2)-2k_d{\mathrm{\ω}}_o{\mathrm{\ω}}^2-{\mathrm{\ω}}_o^2{\mathrm{\ω}}^2][\cos \mathrm{\θRe\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)+\sin \mathrm{\θIm\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)]\\ -[2k_p{\mathrm{\ω}}_o\mathrm{\ω}+k_d\mathrm{\ω}({\mathrm{\ω}}_o^2-{\mathrm{\ω}}^2)][\cos \mathrm{\θIm\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)-\sin \mathrm{\θRe\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)]\end{array}\right)$

$P_i=-K{\mathrm{\ω}}^3+A\left(\begin{array}{c}[k_p({\mathrm{\ω}}_o^2-{\mathrm{\ω}}^2)-2k_d{\mathrm{\ω}}_o{\mathrm{\ω}}^2-{\mathrm{\ω}}_o^2{\mathrm{\ω}}^2][\cos \mathrm{\θIm\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)-\sin \mathrm{\θRe\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)]\\ +[2k_p{\mathrm{\ω}}_o\mathrm{\ω}+k_d\mathrm{\ω}({\mathrm{\ω}}_o^2-{\mathrm{\ω}}^2)][\cos \mathrm{\θ}\mathrm{Re\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)+\sin \mathrm{\θIm\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)]\end{array}\right)$

分别写成k_p和k_d的线性函数形式为：

$\left\{\begin{array}{c}{P}_r=k_p\·B_1+k_d\·C_1+D_1=0\\ P_i=k_p\·B_2+k_d\·C_2+D_2=0\end{array}\right.$

其中

$B_1=A\left(({\mathrm{\ω}}_o^2-{\mathrm{\ω}}^2)\right[\cos \mathrm{\θRe\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)+\sin \mathrm{\θIm\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)]-2{\mathrm{\ω}}_o\mathrm{\ω}[\cos \mathrm{\θIm\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)-\sin \mathrm{\θRe\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)\left]\right)$

$C_1=-A\left(2{\mathrm{\ω}}_o{\mathrm{\ω}}^2\right[\cos \mathrm{\θRe\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)+\sin \mathrm{\θIm\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)]+\mathrm{\ω}({\mathrm{\ω}}_o^2-{\mathrm{\ω}}^2)[\cos \mathrm{\θIm\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)-\sin \mathrm{\θRe\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)\left]\right)$

$D_1=-2K{\mathrm{\ω}}^2{\mathrm{\ω}}_o-A{\mathrm{\ω}}_o^2{\mathrm{\ω}}^2[\cos \mathrm{\θRe\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)+\sin \mathrm{\θIm\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)]$

$B_2=A\left(({\mathrm{\ω}}_o^2-{\mathrm{\ω}}^2)\right[\cos \mathrm{\θIm\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)-\sin \mathrm{\θRe\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)]+2{\mathrm{\ω}}_o\mathrm{\ω}[\cos \mathrm{\θRe\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)+\sin \mathrm{\θIm\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)\left]\right)$

$C_2=A\left(-2{\mathrm{\ω}}_o{\mathrm{\ω}}^2\right[\cos \mathrm{\θIm\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)-\sin \mathrm{\θRe\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)]+\mathrm{\ω}({\mathrm{\ω}}_o^2-{\mathrm{\ω}}^2)[\cos \mathrm{\θRe\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)+\sin \mathrm{\θIm\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)\left]\right)$

$D_2=-K{\mathrm{\ω}}^3-A{\mathrm{\ω}}_o^2{\mathrm{\ω}}^2[\cos \mathrm{\θIm\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)-\sin \mathrm{\θRe\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)]$

可以解出：

$\left\{\begin{array}{c}{k}_p=\frac{C_1\·D_1-C_2\·D_1}{\mathrm{\Δ}}\\ k_d=\frac{D_1\·B_2-D_2\·B_1}{\mathrm{\Δ}}\end{array}\right.$

其中Δ＝B₁·C₂-B₂·C₁。当ω从0变化到∞时，可以扫出特定的稳定裕度曲线。分别取A＝1，θ＝0°，A＝3，θ＝0°，A＝1/3，θ＝0°和A＝1，θ＝45°四条曲线，就可以绘制出具有对应闭环鲁棒性的控制参数选取区域。对于4个可行控制参数选取区域求取交集，就可以得到满足鲁棒性要求的控制参数选取范围。

对于动态品质，考虑单位反馈情形的回路传递函数：

$L=\frac{k_p{(s+{\mathrm{\ω}}_o)}^{2}G}{K{s}^2(s+2{\mathrm{\ω}}_o)+[{\mathrm{\ω}}_o^2{s}^2+k_{d}s{(s+{\mathrm{\ω}}_o)}^2]G}$

令引入测试子之后的特征方程为：

F(jω)＝1+e^-jθL(jω)＝0

也就是：

$\left\{\begin{array}{c}{F}_r=k_p\·B_1+k_d\·C_1+D_1=0\\ F_i=k_p\·B_2+k_d\·C_2+D_2=0\end{array}\right.$

其中：

$B_1=[A\cos \mathrm{\θ}(({\mathrm{\ω}}_o^2-{\mathrm{\ω}}^2)+2{\mathrm{\ω}}_o\mathrm{\ω}A\sin \mathrm{\θ}]\mathrm{Re\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)-[2{\mathrm{\ω}}_o\mathrm{\ω}A\cos \mathrm{\θ}-A\sin \mathrm{\θ}({\mathrm{\ω}}_o^2-{\mathrm{\ω}}^2)]\mathrm{Im\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)$

$C_1=-2{\mathrm{\ω}}_o{\mathrm{\ω}}^2\mathrm{Re\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)-\mathrm{\ω}({\mathrm{\ω}}_o^2-{\mathrm{\ω}}^2)\mathrm{Im\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)$

$D_1=-2{\mathrm{\ω}}_o{\mathrm{\ω}}^{2}K-{\mathrm{\ω}}_o^2{\mathrm{\ω}}^2\mathrm{Re\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)$

$B_2=[A\cos \mathrm{\θ}({\mathrm{\ω}}_o^2-{\mathrm{\ω}}^2)+2{\mathrm{\ω}}_o\mathrm{\ω}A\sin \mathrm{\θ}]\mathrm{Im\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)+[2{\mathrm{\ω}}_o\mathrm{\ω}A\cos \mathrm{\θ}-A\sin \mathrm{\θ}({\mathrm{\ω}}_o^2-{\mathrm{\ω}}^2)]\mathrm{Re\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)$

$C_2=-2{\mathrm{\ω}}_o{\mathrm{\ω}}^2\mathrm{Im\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)+\mathrm{\ω}({\mathrm{\ω}}_o^2-{\mathrm{\ω}}^2)\mathrm{Re\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)$

$D_2=-{\mathrm{\ω}}^{3}K-{\mathrm{\ω}}_o^2{\mathrm{\ω}}^2\mathrm{Im\; G}\left(\mathrm{j\ω}\right)$

可以解出：

$\left\{\begin{array}{c}{k}_p=\frac{C_1\·D_2-C_2\·D_1}{\mathrm{\Δ}}\\ k_d=\frac{D_1\·B_2-D_2\·B_1}{\mathrm{\Δ}}\end{array}\right.$

其中：

Δ＝B₁·C₂-B₂·C₁

同理，可以扫出特定的稳定裕度曲线。特别的，当A＝1，θ＝67.5°，可以绘制出一条动态性能曲线，该曲线在[0092]中的部分即为推荐控制参数部分。

Claims (5)

1.飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定，其特征在于：包括以下步骤：

(1)、直接针对俯仰非线性动力学方程，建立描述升降舵影响俯仰角的直接与间接影响关系；

(2)、针对步骤(1)得到的俯仰通道动力学方程，将所有的间接影响项作为扰动，设计线性扩张状态观测器，对其进行估计并补偿，并对于补偿后的系统采用简单的PD控制策略，形成俯仰通道独立的线性自抗扰控制策略；

(3)、对于步骤(1)得到的非线性方程，采用小扰动假设原理进行线性化，得到动力学系数；

(4)、在步骤(3)得到的线性模型结合步骤(2)设计的控制器，根据鲁棒稳定性指标和动态性能指标图形化整定控制参数。

2.根据权利要求1所述的飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定，其特征在于：所述步骤(1)为针对一般飞行器俯仰通道的非线性方程描述为：

其中θ是弹道倾角，是俯仰角，α是攻角，γ是滚转角，ω_x，ω_y，ω_z分别是滚转、航向和俯仰角速度，m是飞行器质量，V是飞行器速度，P是发动机推力，L是气动升力，g是重力加速度，I_x，I_y，I_z分别是滚转、航向与俯仰方向转动惯量，M_z是俯仰力矩。

3.根据权利要求1所述的飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定，其特征在于：步骤(2)中，俯仰方向的非线性动力学方程可以转换为：

$\begin{array}{c}\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}}=(\frac{(M\left({\mathrm{\ω}}_z\right)+M\left(\mathrm{\α}\right)+(I_y-I_x){\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_x)\cos \mathrm{\γ}}{I_z}-{\mathrm{\ω}}_z\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}\sin \mathrm{\γ}-{\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_y\sin \mathrm{\γ}-{\mathrm{\ω}}_y\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}\cos \mathrm{\γ})\\ +\frac{m_{{\mathrm{\δ}}_z}(\·)\cos \mathrm{\γ}}{I_z}{\mathrm{\δ}}_z\end{array}$

其中δ_z是升降舵偏，M(ω_z)和M(α)分别姿态角速度和攻角产生的俯仰力矩分量，是操纵力矩系数；

将不显含δ_z的项作为扩张状态，使用如下的观测器进行估计：

$\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{z}}_1=z_2+l_1(\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}-z_1)+K_c{\mathrm{\δ}}_z\\ {\stackrel{\·}{z}}_2=l_2(\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}-z_1)\end{array}\right.$

其中这里ω_o是观测器带宽，而这样通过合理的选择ω_o，就可以得到扩张状态的近似估计为z₂；如果令

${\mathrm{\δ}}_z=({\mathrm{\δ}}_z^0-z_2)/K_c$

然后令

${\mathrm{\δ}}_z^0=k_p({\mathrm{\θ}}_r-\mathrm{\θ})-k_d\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}$

其中是俯仰角指令，就可以得到线性自抗扰控制律为

${\mathrm{\δ}}_z=\frac{k_p({\mathrm{\θ}}_r-\mathrm{\θ})-k_d\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}-z_2}{K_c}.$

4.根据权利要求1所述的飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定，其特征在于：步骤(3)中，通过小扰动线性化得到的纵向短周期动力学可以描述为：

其中分别是俯仰力矩对于α、δ_z和ω_z的偏导数，分别是升力系数对于α和δ_z的偏导数。

5.根据权利要求1所述的飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定，其特征在于：步骤(4)中，通过将鲁棒性能及稳定裕度和动态品质在控制参数空间上绘制边界的方式，界定出可选控制参数的范围，并最终整定控制器。