CN106970633A - 抑制控制输入饱和的飞行控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种抑制控制输入饱和的飞行控制方法，包括抑制气动舵饱和的非线性控制方法和抑制发动机转速饱和的非线性控制方法；所述抑制气动舵饱和的非线性控制方法以实际偏舵量与偏舵指令的差作为补偿系统的输入，再用补偿系统的输出的舵饱和补偿信号对虚拟控制指令进行修正；所述抑制发动机转速饱和的非线性控制方法以实际推力与推力虚拟指令的差作为转速饱和补偿系统的输入，并利用转速饱和补偿系统的补偿信号的积分量对推力虚拟指令进行修正。本发明利用飞行器非线性动力学模型，设计相应的补偿信号对控制输入饱和进行抑制，帮助系统在短时间内脱离饱和，恢复到正常控制。

Description

抑制控制输入饱和的飞行控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器控制方法，尤其涉及一种抑制控制输入饱和的飞行控制方法。

背景技术

飞行器在大机动飞行时，气动特性发生较大变化，操纵面可能出现饱和。在加速的过程中，发动机转速指令会超过发动机的最大转速限制，出现饱和。控制输入饱和会使得闭环系统响应变坏，甚至引起系统不稳定，在飞行控制系统设计中需要采取相应措施加以抑制。目前，关于抑制控制输入饱和的控制方法较少，特别是非线性控制方法就更为少见。

发明内容

本发明的目的就在于为了解决上述问题而提供一种抑制控制输入饱和的飞行控制方法。

本发明通过以下技术方案来实现上述目的：

一种抑制控制输入饱和的飞行控制方法，包括抑制气动舵饱和的非线性控制方法和抑制发动机转速饱和的非线性控制方法；

所述抑制气动舵饱和的非线性控制方法为采用反步递推的方法，逐级设计航迹倾斜角虚拟控制指令、迎角虚拟控制指令和仰俯角速度虚拟控制指令，利用RBF网络分别对航迹倾斜角、迎角和俯仰角速度的微分方程中的不确定项进行逼近，并以实际偏舵量与偏舵指令的差作为补偿系统的输入，再利用补偿系统的输出的舵饱和补偿信号对虚拟控制指令进行修正；

所述抑制发动机转速饱和的非线性控制方法为基于飞行速度的微分方程设计推力虚拟指令，利用RBF网络对飞行速度微分方程中的不确定项进行逼近，以实际推力与推力虚拟指令的差作为转速饱和补偿系统的输入，并利用转速饱和补偿系统的补偿信号的积分量对推力虚拟指令进行修正。

具体地，所述抑制气动舵饱和的非线性控制方法包括以下步骤：

(1)建立包含航迹倾斜角、迎角和俯仰角速度的反馈非线性系统：

式中：γ为航迹倾斜角，α为迎角，q为俯仰角速度；

f_γ0(x)、g_γ0(x)、f_α0(x)、f_q0(x)和g_q0(x)为已知系统参数，Δ_γ(x)、Δ_α(x)和Δ_q(x)为系统不确定项；

(2)使用RBF网络w_γh_γ、w_αh_α、w_qh_q分别对不确定项Δ_γ(x)、Δ_α(x)、Δ_q(x)进行逼近；

其中：w_γ、w_α、w_q为RBF网络权值，h_γ、h_α、h_q为高斯基函数向量。

(3)定义航迹倾斜角、迎角和俯仰角速度的变量跟踪误差：

式中：γ_d为航迹倾斜角虚拟控制指令；α_d为迎角虚拟控制指令；q_d为俯仰角速度虚拟控制指令；为航迹倾斜角跟踪误差；为迎角跟踪误差；为俯仰角速度跟踪误差；

(4)基于航迹倾斜角微分方程和李雅普诺夫稳定性理论设计迎角虚拟控制指令为：

式中：k_γ＞0为设计参数；为的近似值，通过一阶滤波器获得；

RBF网络权值w_γ的自适应律为：其中η_γ＞0、σ_γ＞0和w_γ0为设计参数；

(5)基于俯仰角速度微分方程和李雅普诺夫稳定性理论设计升降舵偏指令为：

式中：k_q＞0为设计参数；为的近似值，通过一阶滤波器获得；

RBF网络权值w_q的自适应律为：其中为俯仰角速度补偿跟踪误差，η_q＞0、σ_q＞0和w_q0为设计参数；

(6)基于迎角微分方程和李雅普诺夫稳定性理论设计俯仰角速度虚拟控制指令为：

式中：k_α＞0为设计参数；为的近似值，通过一阶滤波器获得；q_d为补偿信号，由以下舵饱和补偿系统得到：其中δ_e为实际升降舵偏角；δ_ed为升降舵偏虚拟指令；

RBF网络权值w_α的自适应律为：其中η_α＞0、σ_α＞0和w_a0为设计参数；

(7)当升降舵偏角达到饱和时，补偿信号q_e不为零，通过有界补偿信号q_e对俯仰角速度虚拟控制信号进行修正，帮助系统较快的脱离饱和，恢复到正常控制。

具体地，所述抑制发动机转速饱和的非线性控制方法包括以下步骤：

(1)建立飞行器飞行速度微分方程：

V＝f_V0(x)+g_V(x)T+Δ_V(x) (6)

式中：V为飞行速度；f_V0(x)、g_V(x)为已知系统参数；Δ_V(x)为系统不确定项；

(2)使用RBF网络w_Vh_V对不确定项Δ_V(x)进行逼近，w_V为RBF网络权值，h_V为高斯基函数向量；

(3)定义状态变量跟踪误差为：

式中：为飞行速度跟踪误差，V_d为飞行速度指令；

(4)基于飞行速度微分方程和李雅普诺夫稳定性理论设计推力指令为：

式中：σ_T＞0、k_pV＞0和k_IV＞0为设计参数；为用来抵消RBF网络逼近误差的鲁棒项；V_e为补偿信号，由以下转速饱和补偿系统得到：

RBF网络权值w_V的自适应律为：其中为飞行速度补偿跟踪误差，η_V、σ_V＞0和w_V0为设计参数；

(5)推力指令T_d经发动机转速转换公式得到转速指令n_d，转速指令经限幅后得到实际转速n_T，再将实际转速转换成实际推力T：

式中：J＝V/D_Tπn_T为比率；D_r为旋桨直径；C_r(J)为C_r(J)＝C_r1+C_r2J+C_r3J²，其中C_r1、C_r2和C_r3均为发动机参数；

(6)当发动机转速出现饱和时，补偿系统输出的信号V_e被反馈到速度控制系统的积分控制通道中，通过设计合适的控制参数k_pV和k_IV帮助系统在短时间内脱离饱和。

本发明的有益效果在于：

本发明一种抑制控制输入饱和的飞行控制方法利用飞行器非线性动力学模型，设计相应的补偿信号对控制输入饱和进行抑制，帮助系统在短时间内脱离饱和，恢复到正常控制。

具体实施方式

下面对本发明作进一步说明：

(Ⅰ)所述抑制气动舵饱和的非线性控制方法包括以下步骤：

建立包含航迹倾斜角、迎角和俯仰角速度的反馈非线性系统：

式中：γ为航迹倾斜角，α为迎角，q为俯仰角速度；

f_γ0(x)、g_γ0(x)、f_α0(x)、f_q0(x)和g_q0(x)为已知系统参数，Δ_γ(x)、Δ_α(x)和Δ_q(x)为系统不确定项；

使用RBF网络w_γh_γ、w_αh_α、w_qh_q分别对不确定项Δ_γ(x)、Δ_α(x)、Δ_q(x)进行逼近；

其中：w_γ、w_α、w_q为RBF网络权值，h_γ、h_α、h_q为高斯基函数向量。

定义航迹倾斜角、迎角和俯仰角速度的变量跟踪误差：

式中：γ_d为航迹倾斜角虚拟控制指令；α_d为迎角虚拟控制指令；q_d为俯仰角速度虚拟控制指令；为航迹倾斜角跟踪误差；为迎角跟踪误差；为俯仰角速度跟踪误差；

基于航迹倾斜角微分方程和李雅普诺夫稳定性理论设计迎角虚拟控制指令为：

式中：k_γ＞0为设计参数；为的近似值，通过一阶滤波器获得；

RBF网络权值w_γ的自适应律为：其中η_γ＞0、σ_γ＞0和w_γ0为设计参数；

基于俯仰角速度微分方程和李雅普诺夫稳定性理论设计升降舵偏指令为：

式中：k_q＞0为设计参数；为的近似值，通过一阶滤波器获得；

RBF网络权值w_q的自适应律为：其中为俯仰角速度补偿跟踪误差，η_q＞0、σ_q＞0和w_q0为设计参数；

基于迎角微分方程和李雅普诺夫稳定性理论设计俯仰角速度虚拟控制指令为：

式中：k_α＞0为设计参数；为的近似值，通过一阶滤波器获得；q_d为补偿信号，由以下舵饱和补偿系统得到：其中δ_e为实际升降舵偏角；δ_ed为升降舵偏虚拟指令；

RBF网络权值w_α的自适应律为：其中η_α＞0、σ_α＞0和w_a0为设计参数；

基于李雅普诺夫稳定性理论可以证明所设计的虚拟控制指令、升降舵偏指令和RBF网络权值自适应律能够保证闭环系统状态跟踪误差是半全局最终一致有界。当升降舵偏角达到饱和时，补偿信号q_e不为零，通过有界补偿信号q_e对俯仰角速度虚拟控制信号进行修正，帮助系统较快的脱离饱和，恢复到正常控制。

(Ⅱ)所述抑制发动机转速饱和的非线性控制方法包括以下步骤：

建立飞行器飞行速度微分方程：

V＝f_V0(x)+g_V(x)T+Δ_V(x) (6)

式中：V为飞行速度；f_V0(x)、g_V(x)为已知系统参数；Δ_V(x)为系统不确定项；

使用RBF网络w_Vh_V对不确定项Δ_V(x)进行逼近，w_V为RBF网络权值，h_V为高斯基函数向量；

定义状态变量跟踪误差为：

式中：为飞行速度跟踪误差，V_d为飞行速度指令；

基于飞行速度微分方程和李雅普诺夫稳定性理论设计推力指令为：

式中：σ_T＞0、k_pV＞0和k_IV＞0为设计参数；为用来抵消RBF网络逼近误差的鲁棒项；V_e为补偿信号，由以下转速饱和补偿系统得到：

RBF网络权值w_V的自适应律为：其中为飞行速度补偿跟踪误差，η_V、σ_V＞0和w_V0为设计参数；

推力指令T_d经发动机转速转换公式得到转速指令n_d，转速指令经限幅后得到实际转速n_T，再将实际转速转换成实际推力T：

式中：J＝V/D_Tπn_T为比率；D_r为旋桨直径；C_r(J)为C_r(J)＝C_r1+C_r2J+C_r3J²，其中C_r1、C_r2和C_r3均为发动机参数；

基于李雅普诺夫稳定性理论可以证明：所设计的飞行速度控制指令和RBF网络权值自适应律能够保证飞行速度跟踪误差最终收敛。当发动机转速出现饱和时，补偿系统输出的信号V_e被反馈到速度控制系统的积分控制通道中，通过设计合适的控制参数k_pV和k_IV帮助系统在短时间内脱离饱和。

其中，舵饱和补偿系统的传递函数是一阶惯性环节，时间常数为俯仰角速度控制回路中比例控制参数的倒数。转速饱和补偿系统的传递函数是一阶惯性环节，时间常数为飞行速度控制回路中比例控制参数的倒数。

基于航迹跟踪误差、迎角跟踪误差、俯仰角速度跟踪误差与舵饱和补偿信号的差对RBF网络1、RBF网络2、RBF网络3的权值进行更新，基于飞行速度跟踪误差与转速饱和补偿信号的差对RBF网络4权值进行更新。

本发明的技术方案不限于上述具体实施例的限制，凡是根据本发明的技术方案做出的技术变形，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种抑制控制输入饱和的飞行控制方法，其特征在于：包括抑制气动舵饱和的非线性控制方法和抑制发动机转速饱和的非线性控制方法；

所述抑制气动舵饱和的非线性控制方法为采用反步递推的方法，逐级设计航迹倾斜角虚拟控制指令、迎角虚拟控制指令和仰俯角速度虚拟控制指令，利用RBF网络分别对航迹倾斜角、迎角和俯仰角速度的微分方程中的不确定项进行逼近，并以实际偏舵量与偏舵指令的差作为补偿系统的输入，再利用补偿系统的输出的舵饱和补偿信号对虚拟控制指令进行修正；

所述抑制发动机转速饱和的非线性控制方法为基于飞行速度的微分方程设计推力虚拟指令，利用RBF网络对飞行速度微分方程中的不确定项进行逼近，以实际推力与推力虚拟指令的差作为转速饱和补偿系统的输入，并利用转速饱和补偿系统的补偿信号的积分量对推力虚拟指令进行修正。

2.根据权利要求1所述的抑制控制输入饱和的飞行控制方法，其特征在于：所述抑制气动舵饱和的非线性控制方法包括以下步骤：

(1)建立包含航迹倾斜角、迎角和俯仰角速度的反馈非线性系统：

$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}=f_{\mathrm{\γ}0}\left(x\right)+g_{\mathrm{\γ}0}\left(x\right)\mathrm{\α}+{\mathrm{\Δ}}_{\mathrm{\γ}}\left(x\right)\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\α}}=f_{\mathrm{\α}0}\left(x\right)+q+{\mathrm{\Δ}}_{\mathrm{\α}}\left(x\right)\\ \stackrel{\·}{q}=f_{q0}\left(x\right)+g_{q0}\left(x\right){\mathrm{\δ}}_e+{\mathrm{\Δ}}_q\left(x\right)\end{array}\right.---\left(1\right)$

式中：γ为航迹倾斜角，α为迎角，q为俯仰角速度；

f_γ0(x)、g_γ0(x)、f_α0(x)、f_q0(x)和g_q0(x)为已知系统参数，Δ_γ(x)、Δ_α(x)和Δ_q(x)为系统不确定项；

(2)使用RBF网络w_γh_γ、w_αh_α、w_qh_q分别对不确定项Δ_γ(x)、Δ_α(x)、Δ_q(x)进行逼近；

其中：w_γ、w_α、w_q为RBF网络权值，h_γ、h_α、h_q为高斯基函数向量。

(3)定义航迹倾斜角、迎角和俯仰角速度的变量跟踪误差：

$\left\{\begin{array}{c}\widetilde{\mathrm{\γ}}=\mathrm{\γ}-{\mathrm{\γ}}_d\\ \widetilde{\mathrm{\α}}=\mathrm{\α}-{\mathrm{\α}}_d\\ \tilde{q}=q-q_d\end{array}\right.---\left(2\right)$

式中：γ_d为航迹倾斜角虚拟控制指令；α_d为迎角虚拟控制指令；q_d为俯仰角速度虚拟控制指令；为航迹倾斜角跟踪误差；为迎角跟踪误差；为俯仰角速度跟踪误差；

(4)基于航迹倾斜角微分方程和李雅普诺夫稳定性理论设计迎角虚拟控制指令为：

$a_d=\frac{1}{g_{\mathrm{\γ}0}\left(x\right)}(-k_{\mathrm{\γ}}\widetilde{\mathrm{\γ}}-f_{\mathrm{\γ}0}(0)-w_{\mathrm{\γ}}^T{h}_{\mathrm{\γ}}(x_{\mathrm{\γ}})+{\stackrel{\·}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\γ}}}}_d)---\left(3\right)$

式中：k_γ＞0为设计参数；为的近似值，通过一阶滤波器获得；

RBF网络权值w_γ的自适应律为：其中η_γ＞0、σ_γ＞0和w_γ0为设计参数；

(5)基于俯仰角速度微分方程和李雅普诺夫稳定性理论设计升降舵偏指令为：

${\mathrm{\δ}}_{ed}=\frac{1}{g_{q0}\left(x\right)}(-k_q\tilde{q}-\widetilde{\mathrm{\α}}-f_{q0}(x)-w_q^T{h}_q(x_q)+{\stackrel{\·}{\stackrel{\‾}{q}}}_d)---\left(4\right)$

式中：k_q＞0为设计参数；为的近似值，通过一阶滤波器获得；

RBF网络权值w_q的自适应律为：其中为俯仰角速度补偿跟踪误差，η_q＞0、σ_q＞0和w_q0为设计参数；

(6)基于迎角微分方程和李雅普诺夫稳定性理论设计俯仰角速度虚拟控制指令为：

$q_d=-k_{\mathrm{\α}}\widetilde{\mathrm{\α}}-g_{\mathrm{\γ}0}\left(x\right)\widetilde{\mathrm{\γ}}-q_e-f_{\mathrm{\α}0}\left(x\right)-w_{\mathrm{\α}}^T{h}_{\mathrm{\α}}\left(x_{\mathrm{\α}}\right)+{\stackrel{\·}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\α}}}}_d---\left(5\right)$

式中：k_α＞0为设计参数；为的近似值，通过一阶滤波器获得；q_d为补偿信号，由以下舵饱和补偿系统得到：其中δ_e为实际升降舵偏角；δ_ed为升降舵偏虚拟指令；

RBF网络权值w_α的自适应律为：其中η_α＞0、σ_α＞0和w_a0为设计参数；

(7)当升降舵偏角达到饱和时，补偿信号q_e不为零，通过有界补偿信号q_e对俯仰角速度虚拟控制信号进行修正，帮助系统较快的脱离饱和，恢复到正常控制。

3.根据权利要求1所述的抑制控制输入饱和的飞行控制方法，其特征在于：所述抑制发动机转速饱和的非线性控制方法包括以下步骤：

(1)建立飞行器飞行速度微分方程：

V＝f_V0(x)+g_V(x)T+Δ_V(x) (6)

式中：V为飞行速度；f_V0(x)、g_V(x)为已知系统参数；Δ_V(x)为系统不确定项；

(2)使用RBF网络w_Vh_V对不确定项Δ_V(x)进行逼近，w_V为RBF网络权值，h_V为高斯基函数向量；

(3)定义状态变量跟踪误差为：

$\tilde{V}=V-V_d---\left(7\right)$

式中：为飞行速度跟踪误差，V_d为飞行速度指令；

(4)基于飞行速度微分方程和李雅普诺夫稳定性理论设计推力指令为：

$\begin{array}{c}{T}_d=\frac{1}{g_V\left(x\right)}\[-k_{pV}\tilde{V}-k_{IV}{\∫}_0^t(\tilde{V}-V_e)d\mathrm{\τ}-f_{V0}\left(x\right)-w_V^T{h}_V\left(x_V\right)-\\ {\mathrm{\σ}}_T\tanh (\tilde{V}-V_e)+{\stackrel{\·}{V}}_d\]\end{array}---\left(8\right)$

式中：σ_T＞0、k_pV＞0和k_IV＞0为设计参数；为用来抵消RBF网络逼近误差的鲁棒项；V_e为补偿信号，由以下转速饱和补偿系统得到：

$\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{V}}_e=-k_{pV}{V}_e+g_V\left(x\right)(T-T_d)\\ V_e\left(0\right)=0\end{array}\right.;$

RBF网络权值w_V的自适应律为：其中为飞行速度补偿跟踪误差，η_V、σ_V＞0和w_V0为设计参数；

(5)推力指令T_d经发动机转速转换公式得到转速指令n_d，转速指令经限幅后得到实际转速n_T，再将实际转速转换成实际推力T：

$T={\mathrm{\ρn}}_T^2{D}_T^4{C}_T\left(J\right)---\left(9\right)$

式中：J＝V/D_Tπn_T为比率；D_r为旋桨直径；C_r(J)为C_r(J)＝C_r1+C_r2J+C_r3J²，其中C_r1、C_r2和C_r3均为发动机参数；

(6)当发动机转速出现饱和时，补偿系统输出的信号V_e被反馈到速度控制系统的积分控制通道中，通过设计合适的控制参数k_pV和k_IV帮助系统在短时间内脱离饱和。