CN106886224A - 采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法，按照以下步骤进行：步骤一：蝶形飞行器的俯仰姿态角与俯仰角速度的测量；步骤二：超一型奇次滑模面σ的创建；步骤三：蝶形飞行器的姿态角控制律u的创建；步骤四：蝶形飞行器的控制律的分配。本发明保证了稳定裕度的充分性。

Description

采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法

技术领域

本发明属于飞行器控制技术领域，涉及一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法。

背景技术

蝶形飞行器由于其独特而绚丽的气动外形，一直深受人类的喜爱，其概念最早出现于科幻小说之中。驾驶与稳定操纵蝶形飞行器也是人类的美丽梦想之一。同时由于其外形的独特，设计与控制难度也特别大。但随着科学技术的发展，目前低速蝶形飞行器的设计与制造已并非不可能。而且随着风洞技术的发展，目前无人蝶形飞行器由于其潜在的军事应用价值而得到了迅猛的发展。

在蝶形飞行器的研究中，除了气动外形的设计与风洞实验外，其稳定控制技术又是研究的难点之一。而蝶形飞行器控制的根本又在于俯仰通道的姿态稳定跟踪控制。传统的PID控制技术在某型气动外形的蝶形飞行器中，由于其非最小相位特性，而难以保证特征点稳定，或者即使稳定也存在稳定裕度不足的问题。

发明内容

为了达到上述目的，本发明提供一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法，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一个或者多个问题。

本发明所采用的技术方案是，一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法，按照以下步骤进行：

步骤一：蝶形飞行器的俯仰姿态角与俯仰角速度的测量；

步骤二：超一型奇次滑模面σ的创建；

步骤三：蝶形飞行器的姿态角控制律u的创建；

步骤四：蝶形飞行器的控制律的分配。

进一步的，所述步骤一具体按照以下步骤进行：

首先，采用姿态陀螺仪测量蝶形飞行器的俯仰角，记为采用速率陀螺仪测量蝶形飞行器俯仰角速度，记为ω_z；

其次，将所述俯仰角与俯仰角指令进行比较，得到俯仰角误差，记作e，并且有其中为俯仰角指令；

再次，设定俯仰角速度期望值为0，将俯仰角速度ω_z与俯仰角速度期望值进行比较，得到俯仰角速度误差，记作e_ω，并且有

进一步的，所述步骤二具体按照以下步骤进行：

根据俯仰角速度误差e_ω以及得到俯仰角误差e创建超一型奇次滑模面σ，并且有：

σ＝c₁e^13/11+c₂∫e^11/13dt+c₃e_ω+c₄∫edt；

其中，c₁、c₂、c₃与c₄为待设计的正参数；e为飞行器的俯仰角误差。

进一步的，所述步骤三具体按照以下步骤进行：

创建蝶形飞行器的姿态角控制律u，并且有：

其中，u_eq、u_s为控制量的两部分；其中，u_eq为等效控制量，u_s为滑模控制量；

e为飞行器的俯仰角误差；σ为超一型奇次滑模面；

τ₁、k₁、k₂、k₃、k₄为待设计的正参数；c₁、c₂、c₃与c₄为待设计的正参数；

a₂₄为蝶形飞行器的气动参数标称值；为蝶形飞行器的俯仰角；θ为蝶形飞行器的俯仰通道弹道倾角；ω_z为蝶形飞行器的俯仰角速度。

进一步的，所述步骤四具体按照以下步骤进行：

分配蝶形飞行器的控制律，并且有：

其中，ξ为喷气控制量，且|ξ|＜60/57.3；x_b为质心控制量，且|x_b|＜1；

u为蝶形飞行器的姿态角控制律；c₃为待设计的正参数；

k_a为控制分配的分配因子，用于保证两种控制同时到达饱和，且

a₂₅、a_z′为蝶形飞行器的气动参数标称值。

进一步的，所述喷气控制量ξ的取值为|ξ|＜60/57.3；质心控制量x_b的取值为|x_b|＜1。

本发明一种一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法，首先对蝶形飞行器的俯仰姿态角与角速度进行测量，与期望的俯仰角信号进行反馈与比较得到误差信号，其次通过误差信号与姿态角速度信号构造一类超一型奇次滑模面，然后针对误差信号与滑模面，设计超一型滑模控制规律，最后按照同时到达饱和方法进行喷气与质量矩控制的控制律分配，从而实现对给定姿态角信号的稳定快速精准跟踪，保证了稳定裕度的充分性问题；进一步的，与传统的PID控制方法比较，本发明的技术方案具有稳定性强、快速性好、跟踪精度高的优点；而且，本发明方法具有较好的理论创新性，同时具有高的工程实用用价值，能够为蝶形飞行器的发展提供方法与技术支撑，同时在工程上也具有很高的实用价值，也为蝶形飞行器的设计与制造技术发展打下了基础。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，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采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法原理框图。

图2是本发明实施例所提供方法的蝶形飞行器姿态角响应曲线图。

图3是本发明实施例提供方法的蝶形飞行器喷气控制量曲线图。

图4是本发明实施例提供方法的蝶形飞行器质量距控制量曲线图。

图5是本发明实施例提供的蝶形飞行器喷气与质量矩比值曲线图。

图6是本发明实施例提供的蝶形飞行器姿态角速度曲线图。

图7是本发明实施例提供的蝶形飞行器俯仰速度倾角曲线图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明一种一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法，其思路是：首先对蝶形飞行器的俯仰姿态角与角速度进行测量，与期望的俯仰角信号进行反馈与比较得到误差信号，其次通过误差信号与姿态角速度信号构造一类超一型奇次滑模面，然后针对误差信号与滑模面，设计超一型滑模控制规律，最后按照同时到达饱和方法进行喷气与质量矩控制的控制律分配，从而实现对给定姿态角信号的稳定快速精准跟踪。

具体来说，按照以下步骤进行：

步骤一：蝶形飞行器的俯仰姿态角与俯仰角速度的测量

将姿态陀螺仪与速率陀螺仪安装在蝶形飞行器载体上，其中采用姿态陀螺仪测量蝶形飞行器的俯仰角，记为采用速率陀螺仪测量蝶形飞行器俯仰角速度，记为ω_z；

将俯仰角测量值与俯仰角指令进行比较，得到俯仰角误差，记作e，其满足其中为俯仰角指令；

设定俯仰角速度期望值为0，将俯仰角速度ω_z与俯仰角速度期望值进行比较，得到俯仰角速度误差，记作e_ω，其满足

步骤二：超一型奇次滑模面σ的创建

σ＝c₁e^13/11+c₂∫e^11/13dt+c₃e_ω+c₄∫edt；

其中，c₁、c₂、c₃与c₄为待设计的正参数；c₁、c₂、c₃与c₄的取值可以是c₁＝155，c₂＝0.03，c₃＝2，c₄＝0.003；e为飞行器的俯仰角误差。

步骤三：蝶形飞行器的姿态角控制律u的创建

其中，u_eq、u_s为控制量的两部分；其中，u_eq为等效控制量，u_s为滑模控制量；

e为飞行器的俯仰角误差；σ为超一型奇次滑模面；

τ₁、k₁、k₂、k₃、k₄为待设计的正参数，τ₁、k₁、k₂、k₃、k₄的取值可以是τ₁＝0.5、k₁＝15、k₂＝2、k₃＝3、k₄＝2；

c₁、c₂、c₃与c₄为待设计的正参数；c₁、c₂、c₃与c₄的取值可以是c₁＝155，c₂＝0.03，c₃＝2，c₄＝0.003；

a₂₄为蝶形飞行器的气动参数标称值，a₂₄的取值可以为：a₂₄＝229.0773；

为蝶形飞行器的俯仰角；θ为蝶形飞行器的俯仰通道弹道倾角；ω_z为蝶形飞行器的俯仰角速度。

步骤四：蝶形飞行器的控制律的分配

其中，ξ为喷气控制量，且|ξ|＜60/57.3；x_b为质心控制量，且|x_b|＜1；

u为蝶形飞行器的姿态角控制律；c₃为待设计的正参数；c₃的取值可以是c₃＝2；

k_a为控制分配的分配因子，用于保证两种控制同时到达饱和，且

a₂₅、a_z′为蝶形飞行器的气动参数标称值，a₂₅、a_z′的取值可以为a₂₅＝-15.1620，a_z′＝-19.8979。

进一步的，为了确保上述步骤一至步骤四中控制器参数选取合理，可用通过计算机数字仿真的手段进行编程模拟，从而模拟非线性超一型滑模对蝶形飞行器姿态控制的正确性与合理性，以方便进行参数调整。

步骤五：蝶形飞行器的建模与数字仿真模拟

以一类蝶形飞行器简化数字模型为例，进行数字仿真分析，以验证本专利提高姿态控制方法的正确性、有效性与合理性。某类蝶形飞行器俯仰通道的简化线性模型可以采用如下微分方程来近似描述：

其中，为蝶形飞行器的俯仰角速度ω_z的导数，为俯仰通道弹道倾角θ的导数，为蝶形飞行器的俯仰角的导数；

a₂₄、a₂₅、a_z′、a₃₃、a₃₄、a_x为蝶形飞行器的俯仰通道气动参数标称值，a₂₄、a₂₅、a_z′、a₃₃、a₃₄、a_x的取值可以为a₂₄＝229.0773，a₂₅＝-15.1620，a_z′＝-19.8979，a₃₃＝10.0013，a₃₄＝6.3230，a_x＝10.0289；

ξ为喷气控制量；x_b为质心控制量。

步骤六：将步骤一至步骤四所得的控制器，输入步骤五所建立的蝶形飞行器模型中，然后选取合适的控制参数并观察输出曲线，从而确定最终的控制器参数，使得整个超一型奇次滑模姿态控制器具有令人满意的稳定性与动态特性。

选取蝶形飞行器的气动参数如下表1所示：

表1动力学系数

						229.0773	-15.1620	6.3230	10.0013	10.0289	-19.8979

设置期望的姿态值为选取参数c₁＝155，c₂＝0.03，c₃＝2，c₄＝0.003；

设计τ₁＝0.5、k₁＝15、k₂＝2、k₃＝3、k₄＝2，系统初始状态均为0。

将步骤三与步骤四所得到的控制器代入步骤五所示的简化模型进行仿真，得到仿真结果图2至图5所示。

由图2可以看出，采用本专利所示方法，蝶形飞行器的姿态角跟踪响应速度非常快，上升时间大约为0.2s作用。

图3为蝶形飞行器喷气控制量曲线，图4为蝶形飞行器质量矩控制量曲线，图5为两者的比值。由上述图3与图4可以看出，两者形状完全相同，而由图5可以看出两者比值几乎为1，说明两者喷气与质量矩的控制能力几乎相当。图6为蝶形飞行器的俯仰角速度曲线，其变化比较平稳，图7为蝶形飞行器的俯仰通道速度倾角曲线，其与姿态角几乎同步。

从以上案例仿真结果可以看出，本发明提供的采用非线性超一型奇次滑模的一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法在原理上是完全正确与可行的，能够准确地实现对飞行器给定姿态角信号的跟踪。同时由于超一型奇次滑模面的新颖设计，使得系统响应速度得到了显著提升。因此本发明不仅具有很好的理论价值，同时也能应用于蝶形飞行器的工程实用化设计之中。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

本说明书中的各个实施例均采用相关的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均包含在本发明的保护范围内。

Claims (6)

1.一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法，其特征在于，按照以下步骤进行：

步骤一：蝶形飞行器的俯仰姿态角与俯仰角速度的测量；

步骤二：超一型奇次滑模面σ的创建；

步骤三：蝶形飞行器的姿态角控制律u的创建；

步骤四：蝶形飞行器的控制律的分配。

2.根据权利要求1所述的蝶形飞行器姿态角控制方法，其特征在于，所述步骤一具体按照以下步骤进行：

首先，采用姿态陀螺仪测量蝶形飞行器的俯仰角，记为采用速率陀螺仪测量蝶形飞行器俯仰角速度，记为ω_z；

其次，将所述俯仰角与俯仰角指令进行比较，得到俯仰角误差，记作e，并且有其中为俯仰角指令；

再次，设定俯仰角速度期望值为0，将俯仰角速度ω_z与俯仰角速度期望值进行比较，得到俯仰角速度误差，记作e_ω，并且有

3.根据权利要求2所述的蝶形飞行器姿态角控制方法，其特征在于，所述步骤二具体按照以下步骤进行：

根据俯仰角速度误差e_ω以及得到俯仰角误差e创建超一型奇次滑模面σ，并且有：

σ＝c₁e^13/11+c₂∫e^11/13dt+c₃e_ω+c₄∫edt；

其中，c₁、c₂、c₃与c₄为待设计的正参数；e为飞行器的俯仰角误差。

4.根据权利要求3所述的蝶形飞行器姿态角控制方法，其特征在于，所述步骤三具体按照以下步骤进行：

创建蝶形飞行器的姿态角控制律u，并且有：

其中，u_eq、u_s为控制量的两部分；其中，u_eq为等效控制量，u_s为滑模控制量；

e为飞行器的俯仰角误差；σ为超一型奇次滑模面；

τ₁、k₁、k₂、k₃、k₄为待设计的正参数；c₁、c₂、c₃与c₄为待设计的正参数；

a₂₄为蝶形飞行器的气动参数标称值；为蝶形飞行器的俯仰角；θ为蝶形飞行器的俯仰通道弹道倾角；ω_z为蝶形飞行器的俯仰角速度。

5.根据权利要求4所述的蝶形飞行器姿态角控制方法，其特征在于，所述步骤四具体按照以下步骤进行：

分配蝶形飞行器的控制律，并且有：

$\mathrm{\ξ}=\frac{u}{c_3{a}_{25}{k}_a+c_3{a}^{\′}},x_b=\frac{k_{a}u}{c_3{a}_{25}{k}_a+c_3{a}^{\′}};$

其中，ξ为喷气控制量，且|ξ|＜60/57.3；x_b为质心控制量，且|x_b|＜1；

u为蝶形飞行器的姿态角控制律；c₃为待设计的正参数；

k_a为控制分配的分配因子，用于保证两种控制同时到达饱和，且

a₂₅、a′_z为蝶形飞行器的气动参数标称值。

6.根据权利要求4所述的蝶形飞行器姿态角控制方法，其特征在于，所述喷气控制量ξ的取值为ξ＜60/57.3；质心控制量x_b的取值为|x_b|＜1。