CN107908114A - 飞行器鲁棒非线性控制方法及鲁棒控制器系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了飞行器鲁棒非线性控制方法及鲁棒控制器系统：根据飞行器模型特点设计标称控制系统，结合第n控制输入指令得到第n误差状态信息，第n误差状态信息包括线性误差系统和等效干扰；设计状态反馈控制器来配置系统极点，改善系统动态响应，得到状态反馈控制输入；设计鲁棒补偿输出控制律对等效干扰进行抑制，得到鲁棒补偿输入；根据状态反馈控制输入和鲁棒补偿输入，并采用动态逆控制律对第n误差状态信息进行抑制，得到第n+1控制输入指令；重复执行以得到满足误差阈值的第n+1误差状态信息。本发明可以减少系统的转换，对多个不确定性实现完整考虑，缩短跟踪误差的收敛时间，以及实现不确定性的影响可以在整个频率范围内得到抑制。

Description

飞行器鲁棒非线性控制方法及鲁棒控制器系统

技术领域

本发明涉及自动化控制技术领域，尤其是涉及飞行器鲁棒非线性控制方法及鲁棒控制器系统。

背景技术

高速飞行器是快速、可靠、节约成本地接近临近空间的有效平台。2011年猎鹰高速飞行器滑行阶段机动任务失败，表明了高速飞行器的鲁棒控制器设计是是高速飞行器可行可靠的关键技术挑战之一。高速飞行器的鲁棒控制器设计原则应保证稳定性和闭环控制系统的跟踪性能。然而高速飞行器动力学涉及飞行动力学与推进系统之间的强非线性和强耦合动态，以及包括参数不确定性、模型不匹配性和外部干扰等很多不确定因素，导致高速飞行器闭环控制系统的鲁棒性能难以保证。

目前解决高速飞行器控制器设计问题主要有两种方案。一种通常利用H_∞控制、回路成形控制和μ综合等线性鲁棒控制方法解决在配平状态下的高速飞行器的轨迹跟踪控制问题。这些方法中参数变化和非线性耦合动态等通常被认为是控制器设计中的不确定性，这可能导致鲁棒线性控制器设计的转换问题。另一种采用基于高速飞行器纵向模型的反步法，利用已知的飞行器非线性和耦合动态的信息来减少鲁棒控制器设计的转换。但是反步控制方法设计的闭环系统很难对多个不确定性进行鲁棒控制。将反步法和回路成形控制结合来实现高速飞行器的鲁棒飞行，但不能在整个频率范围内抑制不确定性对控制系统的影响。

国内外众多学者提出了各种方法来设计鲁棒控制器，但都没能完整地考虑到高度非线性，强耦合动态和多重不确定性综合对鲁棒控制器的影响。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供飞行器鲁棒非线性控制方法及鲁棒控制器系统，以减少系统的转换，对多个不确定性实现完整考虑，缩短跟踪误差的收敛时间，以及实现不确定性的影响可以在整个频率范围内得到抑制。

第一方面，本发明实施例提供了一种飞行器鲁棒非线性控制方法，其中，包括：

根据飞行器模型特点，设计反馈线性化控制器作为模型的标称控制系统，并结合第n控制输入指令得到第n误差状态信息，所述第n误差状态信息包括线性误差系统和等效干扰；

将所述第n误差状态信息引入到所述反馈线性化控制器、鲁棒补偿器和状态反馈控制器；

对所述状态反馈控制器进行设计，得到基于极点配置的状态反馈控制律，并采用所述状态反馈控制律对所述线性误差系统进行改善，得到状态反馈控制输入；

对所述鲁棒补偿器进行设计，得到鲁棒补偿输出控制律，并采用所述鲁棒补偿输出控制律对所述等效干扰进行抑制，得到鲁棒补偿输入；

基于所述反馈线性化控制器，根据所述状态反馈控制输入和所述鲁棒补偿输入，并采用动态逆控制律对所述第n误差状态信息进行抑制，得到第n+1控制输入指令；

重新根据给定参数和所述第n+1控制输入指令得到满足误差阈值的第n+1误差状态信息。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第一种可能的实施方式，其中，所述根据飞行器模型特点，设计反馈线性化控制器作为模型的标称控制系统，并结合第n控制输入指令得到第n误差状态信息，所述第n误差状态信息包括线性误差系统和等效干扰，包括：

获取所述给定参数；

根据飞行器模型特点，设计反馈线性化控制器作为模型的标称控制系统；

获取所述第n控制输入指令，并结合所述标称控制系统得到控制参数；

根据所述给定参数和所述控制参数得到跟踪误差，并根据所述跟踪误差得到所述第n误差状态信息。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第二种可能的实施方式，其中，所述对所述状态反馈控制器进行设计，得到基于极点配置的状态反馈控制律，并采用所述状态反馈控制律对所述线性误差系统进行改善，得到状态反馈控制输入，包括：

所述状态反馈控制律根据下式获得：

v_i,SF＝-K_i,SFE_i,i＝1,2，

其中，v_i,SF为所述状态反馈控制输入，K_i,SF为状态反馈增益，E_i(i＝1,2)为第n误差状态信息。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第三种可能的实施方式，其中，所述对所述鲁棒补偿器进行设计，得到鲁棒补偿输出控制律，并采用所述鲁棒补偿输出控制律对所述等效干扰进行抑制，得到鲁棒补偿输入，包括：

所述鲁棒补偿输出控制律根据下式获得：

v_i,RC＝-F_i(1-F_i)^-1G_iy_i,i＝1,2，

其中，v_i,RC为所述鲁棒补偿输入，F_i为滤波器参数，G_i为所述鲁棒补偿器的传递函数，y_i＝C_iE_i,i＝1,2，且E_i(i＝1,2)为第n误差状态信息，

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第四种可能的实施方式，其中，所述基于所述反馈线性化控制器，根据所述状态反馈控制输入和所述鲁棒补偿输入，并采用动态逆控制律对所述第n误差状态信息进行抑制，得到第n+1控制输入指令，包括：

根据所述给定参数得到给定指令；

基于所述反馈线性化控制器，根据所述状态反馈控制输入和所述鲁棒补偿输入得到虚拟输入指令；

根据所述给定指令和所述虚拟输入指令，并采用所述动态逆控制律对所述第n误差状态信息进行抑制，得到所述第n+1控制输入指令。

结合第一方面的第四种可能的实施方式，本发明实施例提供了第一方面的第五种可能的实施方式，其中，所述根据所述给定指令和所述虚拟输入指令，并采用所述动态逆控制律对所述第n误差状态信息进行抑制，得到所述第n+1控制输入指令，包括：

所述动态逆控制律根据下式获得：

u_i＝(G_i ^*)^-1(v_i-W+r_ce)，

其中，u_i为所述第n+1控制输入指令，G_i ^*和W分别为标称系统的动态参数，r_ce为所述给定指令，v_i为所述虚拟输入指令。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第六种可能的实施方式，其中，所述给定参数包括给地速度参数和给定高度参数。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第七种可能的实施方式，其中，所述第n控制输入指令包括节流阀开度指令和舵偏角。

第二方面，本发明实施例还提供一种鲁棒控制器系统，其中，包括：设置于动态系统中的高速飞行器，设置于速度通道中的速度通道反馈线性化控制器、速度通道鲁棒补偿器和速度通道状态反馈控制器，以及设置于高度通道中的高度通道反馈线性化控制器、高度通道鲁棒补偿器和高度通道状态反馈控制器；

所述高速飞行器分别向所述速度通道和所述高速通道反馈状态误差信息，所述速度通道状态反馈控制器、速度通道鲁棒补偿器和速度通道反馈线性化控制器依次对所述状态误差信息进行抑制，并向所述高速飞行器输入节流阀开度指令，同时，所述高度通道状态反馈控制器、高度通道鲁棒补偿器和高度通道反馈线性化控制器依次对所述状态误差信息进行抑制，并向所述高速飞行器输入舵偏角。

第三方面，本发明实施例还提供一种鲁棒控制器系统，其中，包括：

第一误差输出单元，用于根据飞行器模型特点，设计反馈线性化控制器作为模型的标称控制系统，并结合第n控制输入指令得到第n误差状态信息，所述第n误差状态信息包括线性误差系统和等效干扰；

引入单元，用于将所述第n误差状态信息引入到所述反馈线性化控制器、鲁棒补偿器和状态反馈控制器；

第一抑制单元，用于对所述状态反馈控制器进行设计，得到基于极点配置的状态反馈控制律，并采用所述状态反馈控制律对所述线性误差系统进行改善，得到状态反馈控制输入；

第二抑制单元，用于对所述鲁棒补偿器进行设计，得到鲁棒补偿输出控制律，并采用所述鲁棒补偿输出控制律对所述等效干扰进行抑制，得到鲁棒补偿输入；

第三抑制单元，用于基于所述反馈线性化控制器，根据所述状态反馈控制输入和所述鲁棒补偿输入，并采用动态逆控制律对所述第n误差状态信息进行抑制，得到第n+1控制输入指令；

第二误差输出单元，用于重新根据给定参数和所述第n+1控制输入指令得到满足误差阈值的第n+1误差状态信息。

本发明实施例带来了以下有益效果：本发明提供的飞行器鲁棒非线性控制方法及鲁棒控制器系统，包括：根据飞行器模型特点，设计反馈线性化控制器作为模型的标称控制系统，并结合第n控制输入指令得到第n误差状态信息，第n误差状态信息包括线性误差系统和等效干扰；将第n误差状态信息引入到反馈线性化控制器、鲁棒补偿器和状态反馈控制器；对状态反馈控制器进行设计，得到基于极点配置的状态反馈控制律，并采用状态反馈控制律对线性误差系统进行改善，得到状态反馈控制输入；对鲁棒补偿器进行设计，得到鲁棒补偿输出控制律，并采用鲁棒补偿输出控制律对等效干扰进行抑制，得到鲁棒补偿输入；基于反馈线性化控制器，根据状态反馈控制输入和鲁棒补偿输入，并采用动态逆控制律对第n误差状态信息进行抑制，得到第n+1控制输入指令；重新根据给定参数和第n+1控制输入指令得到满足误差阈值的第n+1误差状态信息。本发明可以减少系统的转换，对多个不确定性实现完整考虑，缩短跟踪误差的收敛时间，以及实现不确定性的影响可以在整个频率范围内得到抑制。

本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点在说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。

为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式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，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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为本发明实施例一提供的飞行器鲁棒非线性控制方法流程图；

图2为本发明实施例二提供的鲁棒控制器系统框架示意图；

图3为本发明实施例二提供的速度通道奇异值对比图；

图4为本发明控实施例二提供的高度通道奇异值对比图；

图5为本发明实施例二提供的控制器取三种不同的鲁棒滤波参数时速度通道奇异值对比图；

图6为本发明实施例二提供的忽略不确定性时，两种控制器在速度和高度通道对参考信号的跟踪效果图；

图7为本发明实施例二提供的忽略不确定性时，两种控制器航迹角，攻角和横滚角速率响应图；

图8为本发明实施例二提供的忽略不确定性时，两种控制器的输入；

图9为本发明实施例二提供的加入不确定性时，本发明控制器的速度和高度通道跟踪响应效果图；

图10为本发明实施例二提供的加入不确定性时，本发明控制器的航迹角，攻角和横滚角速率响应图；

图11为本发明实施例二提供的加入不确定性时，本发明控制器的控制输入；

图12为本发明实施例二提供的加入不确定性时，回路成形控制器的速度和高度通道跟踪响应效果图；

图13为本发明实施例三提供的鲁棒控制器系统示意图。

图标：

100-第一误差输出单元；200-引入单元；300-第一抑制单元；400-第二抑制单元；500-第三抑制单元；600-第二误差输出单元。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例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。

目前，解决高速飞行器控制器设计问题的方案存在诸多问题：参数变化和非线性耦合动态等通常被认为是控制器设计中的不确定性，这可能导致鲁棒线性控制器设计的转换问题；反步控制方法设计的闭环系统很难对多个不确定性进行鲁棒控制；将反步法和回路成形控制结合来实现高速飞行器的鲁棒飞行，但不能在整个频率范围内抑制不确定性对控制系统的影响；以及，国内外众多学者提出了各种方法来设计鲁棒控制器，但都没能完整地考虑到高度非线性，强耦合动态和多重不确定性综合对鲁棒控制器的影响。

基于此，本发明实施例提供的飞行器鲁棒非线性控制方法及鲁棒控制器系统，可以减少系统的转换，对多个不确定性实现完整考虑，缩短跟踪误差的收敛时间，以及实现不确定性的影响可以在整个频率范围内得到抑制。

为便于对本实施例进行理解，首先对本发明实施例所公开的飞行器鲁棒非线性控制方法进行详细介绍。

实施例一：

图1为本发明实施例一提供的飞行器鲁棒非线性控制方法流程图。

参照图1，飞行器鲁棒非线性控制方法包括如下步骤：

步骤S110，根据给定参数和第n控制输入指令得到第n误差状态信息；

步骤S120，将第n误差状态信息引入到反馈线性化控制器、鲁棒补偿器和状态反馈控制器；

步骤S130，在状态反馈控制器中，采用状态反馈控制律对第n误差状态信息进行抑制，得到状态反馈控制输入；

步骤S140，在鲁棒补偿器中，采用鲁棒补偿输出控制律对第n误差状态信息进行抑制，得到鲁棒补偿输入；

步骤S150，在反馈线性化控制器中，根据状态反馈控制输入和鲁棒补偿输入，并采用动态逆控制律对第n误差状态信息进行抑制，得到第n+1控制输入指令；

步骤S160，重新根据给定参数和第n+1控制输入指令得到满足误差阈值的第n+1误差状态信息。

具体的，本实施例提供的飞行器鲁棒非线性控制方法是基于一种由反馈线性化控制器和线性鲁棒控制器组成的高速飞行器非线性鲁棒控制器实现的。将反馈线性化用于高速飞行器纵向模型，得到具有高度非线性，强耦合动态，参数不确定性，模型不匹配性和外部扰动等等价扰动的标称线性模型，设计了由标称控制器和鲁棒补偿器组成的线性鲁棒控制器来实现期望跟踪和高度参考，抑制不确定性因素对闭环控制系统的影响。

为便于对该方法进行理解，在此对高速飞行器、以及步骤S120中涉及到的反馈线性化控制器、鲁棒补偿器和状态反馈控制器分别进行描述。

步骤一：选取美国航天局兰利研究中心研发的通用高速飞行器纵向通道动力学模型，如公式(1)所示：

该模型包含五个状态变量(V,h,γ,α,q)和两个控制输入(β_c,δ_e)，其中V表示速度，h表示高度，γ表示航迹角，α表示攻角，q表示俯仰率，β_c表示节流阀开度指令，δ_e表示舵偏角，m表示飞机质量，μ表示引力常数，I_y表示转动惯量，r＝h+r_e，其中r_e是地球半径，d_i(i＝V,γ,q,α,h)是外部时变大气扰动；T、L、D和M_y分别表示推力、升力、阻力和俯仰力矩，如公式(2)所示：

其中ρ、S、分别代表密度、参考面积和平均气动弦长，C_T、C_L、C_D、C_Mα、C_Mδe和C_Mq分别代表推力系数、升力系数、阻力系数、攻角系数、偏航速率系数和俯仰速率系数，如公式(3)所示：

其中，β是节流阀开度，δ_e是舵偏角，d_i(i＝1,2,…,7)是模型不确定性代表真实模型和面向控制的模型之间不匹配，认为其是附件扰动并且其范数有界。冲压发动机的模型可由一个二阶系统描述，如公式(4)所示：

其中β_c，ω_n和ξ_n分别表示节流阀开度指令，自然角频率和阻尼比；d_β表示外部有界扰动。

步骤二：非线性鲁棒控制器设计。

首先，关于反馈线性化控制器设计。

由高速飞行器的纵向通道动力学公式(1)-(4)，选取控制输入为(β_c,δ_e)，输出为(V,h)，则从输入到输出的非线性相关阶r和动力学系统的n相同，且r＝3+4＝7＝n。令X＝[Vγαβh]^T，对动力学模型进行变换可以得到输出线性化模型，输出线性化模型可以反复求导，从而由公式(5)描述：

其中ω₁和ω₂由以下公式(6)～(12)确定：

ω₂＝[ω₂₁ ω₂₂ ω₂₃ ω₂₄ ω₂₅] (7)，

其中，T_V，T_α，T_h，T_β等分别表示T对V，α，h，β的偏导数，D_V，D_α，D_h表示D对V，α，h的偏导数；T_VV，T_Vα，T_Vβ，T_Vh，T_αβ，T_ββ，T_βh表示T对下标依次求二阶偏导数，D_Vα，D_Vh，D_αh，D_hh表示D对下标变量依次求二阶偏导数。

公式(5)中输出V和h分化出其中的和可以认为由以下两部分结合而成，一部分和控制有关，另一部分无关，如公式(13)所示：

其中，各参数由以下方程确定，如公式(14)所示：

中的同样可以表示如下，如公式(15)所示：

其中，π₁和π₂如公式(16)所示：

π₂＝[π₂₁ π₂₂ π₂₃ π₂₄ π₂₅] (17)

定义控制输入为u＝[u_i]_2×1＝[δ_e β_c]，由公式(5)可得：

其中：

其中，L_α，D_α，T_α分别表示L，D，T对α的偏导数；当航迹角γ≠90°或者T+L_αcosα-D_αsinα≠0时，G^*是非奇异的。令表示速度和高度通道的给定指令，跟踪误差为e_V＝V-V_c和e_h＝h-h_c；由公式(23)，如果G^*非奇异，可以定义动态逆控制律如公式(25)所示：

u_i＝(G_i ^*)^-1(v_i-W+r_ce) (25)

其中(G_i ^*)^-1表示G_i ^*的逆，v_i是如下反馈线性化引起的线性误差系统的虚拟控制输入，如公式(26)所示：

从上面的公式可以看出β_c和δ_e是在对输出V求三次倒数和对h求四次导数后出现的；对于控制器设计来说，公式(23)包含G_i ^*和W的动态系统可以被看作为标称系统，系统未知的部分包含在等效扰动中。公式(26)所示的误差系统可以被改下为如下状态空间形式，如公式(27)所示：

其中E₁＝[e_1,i]_3×1，E₂＝[e_2,i]_4×1，e_1,1＝e_V，e_2,1＝e_h， 以及，

Δ₁＝[Δ_1,i]_3×1和Δ₂＝[Δ_2,i]_4×1是等效干扰，其中包括参数不确定性、具有有界范数的模型不匹配的不确定性、外部干扰和非线性动态；这些项不能精确地用反馈线性化方法加以抵消。反馈线性化控制器的输入由两部分组成：一种是状态反馈控制输入，另一种是鲁棒补偿输入，如公式(28)所示：

v_i＝v_i,SF+v_i,RC,i＝1,2 (28)，

其中，v_i为虚拟控制输入，v_i,SF为状态反馈控制输入，v_i,RC为鲁棒补偿输入。

其次，关于状态反馈控制器设计。

采用基于极点配置的状态反馈控制方法来设计状态反馈控制器。由公式(27)，考虑如下忽略了等效干扰的状态空间方程，如公式(29)所示：

可以设计如下状态反馈控制器，其状态反馈控制律如公式(30)所示：

v_i,SF＝-K_i,SFE_i,i＝1,2 (30)

其中，K_i,SF是由极点配置法确定的状态反馈增益，将状态反馈控制律的公式(30)代入公式(29)所示的线性误差系统，可以得到公式(31)：

对于线性误差系统，可以分配矩阵A_i,SF的特征值以达到期望的跟踪性能。

最后，关于鲁棒补偿器设计。

为了抑制等效扰动对闭环控制系统的影响，由公式(27)、(28)和(30)，引入鲁棒补偿器如公式(32)所示：

该补偿器的传递函数如公式(33)所示：

G_i(s)＝C_i(sI_i-A_i,SF)^-1B_i,i＝1,2, (33)

其中，I_i是单位矩阵；由公式(32)，输入与输出之间的关系可以改写为如下形式，如公式(34)所示：

y_i(s)＝C_i(sI_i-A_i,SF)^-1(E_i(0)+Δ_i(s))+G_i(s)v_i,RC(s),i＝1,2 (34)

引入鲁棒补偿器来减少等效扰动的影响，具有如公式(35)所示的鲁棒补偿输入：

v_i,RC(s)＝-F_i(s)G_i ^-1(s)C_i(sI_i-A_i,SF)^-1Δ_i(s),i＝1,2, (35)

其中，F₁(s)＝f₁ ³/(s+f₁)³和是具有正参数f_i(i＝1,2)的鲁棒滤波器。如果滤波器参数具有足够大的值，则可得鲁棒滤波器的增益大约为一。这种情况下可以通过鲁棒补偿输入抵消等效干扰。然而，鲁棒滤波器参数并不需要足够大，它们的值可以根据给定的条件和跟踪性能要求确定。

因为公式(35)中的等效干扰Δ_i(s)(i＝1,2)值不能直接测量；可以由以下方法来重构鲁棒控制器，由公式(32)可得以下传递函数，如公式(36)所示：

Δ_i(s)＝(sI_i-A_i,SF)E_i(s)-B_iv_i,RC(s),i＝1,2 (36)；

由公式(35)和(37)，鲁棒补偿输出控制律可由下述的公式(37)表达式描述：

v_i,RC(s)＝-F_i(s)(1-F_i(s))^-1G_i ^-1(s)y_i(s),i＝1,2 (37)。

实施例二：

图2为本发明实施例二提供的鲁棒控制器系统示意图。

本实施例为对鲁棒控制器系统的仿真验证。

如图2所示，鲁棒控制器系统包括：设置于动态系统中的高速飞行器，设置于速度通道中的速度通道反馈线性化控制器、速度通道鲁棒补偿器和速度通道状态反馈控制器，以及设置于高度通道中的高度通道反馈线性化控制器、高度通道鲁棒补偿器和高度通道状态反馈控制器；

所述高速飞行器分别向所述速度通道和所述高速通道反馈状态误差信息，所述速度通道状态反馈控制器、速度通道鲁棒补偿器和速度通道反馈线性化控制器依次对所述状态误差信息进行抑制，并向所述高速飞行器输入节流阀开度指令，同时，所述高度通道状态反馈控制器、高度通道鲁棒补偿器和高度通道反馈线性化控制器依次对所述状态误差信息进行抑制，并向所述高速飞行器输入舵偏角。

为了测试设计的如图2所示的闭环系统的非线性鲁棒控制器的跟踪性能，进行了两种情形下的仿真。飞行器爬升到名义高度110000英尺，加速到名义速度15060英尺/秒，高度通道和速度通道的参考信号选为：和其中V_cic(t)＝100sin(0.1πt)，h_cic(t)＝1000sin(0.1πt)，τ₁＝0.4，τ₂＝0.4；标称闭环线性控制系统的理想参考极点分配为：λ₁＝[-20-0.2+0.2j-0.2-0.2j]和λ₂＝[-7-2-0.05+0.03j-0.05-0.03j]；鲁棒补偿器参数选为f₁＝50和f₂＝60。

为了对比跟踪性能，基于公式(9)所示的反馈线性化模型，设计了混合灵敏度回路成形控制器。速度通道中的预补偿器和后补偿器被选为：W₁₁＝(10^-2s²+10²s)^-1，W₁₂＝10^-2s²+10²s；高度通道中的预补偿器和后补偿器选为：W₂₁＝(10^-2s²+10²s)^-1，W₂₂＝10^-2s²+10²s。

为了展示提出的控制方法的优点，讨论了从扰动Δ_1,3和Δ_2,4到输出y₁和y₂的闭环传递函数的奇异值。如图3和图4所示，将设计的控制方法和回路成形控制器的速度通道和高度通道的奇异值分别进行了对比。从图3和图4可以看出设计的鲁棒控制器可以更好的实现闭环系统的抗干扰能力，尤其是低频段的抗干扰能力。如果要求闭环控制系统有更好的抗干扰能力，混合灵敏度回路成形控制器是不能解决的，而对于设计的鲁棒控制方法，如果鲁棒补偿器参数选择较大的正值，整个频率范围内的抗干扰能力可以进一步提高。如图5所示，对设计的鲁棒控制器参数f₁选择三种不同的值分别为：f₁＝50，f₁＝10³，f₁＝10¹⁰，仿真速度通道的奇异值，可以看出f₁越大，无论低频还是高频段，闭环系统的抗干绕能力都改善了。

分别对两种情形进行仿真来验证设计的鲁棒控制器的有效性：

情形一：首先对标称非线性模型进行仿真，即忽略参数不确定性和外部扰动，对闭环控制系统在强非线性和耦合作用下的跟踪性能进行了评估，仿真结果验证了提出的非线性鲁棒控制方法的优越性。如图6和7所示：如果不确定性被忽略，即c_i＝0(i＝V,γ,q,α,h)和d_i＝0(i＝1,2,…,7,8)，回路成形控制和设计的非线性鲁棒控制器都可以实现对参考信号的期望跟踪。两种控制器的输入如图8所示。

情形二：对不确定非线性模型进行仿真。假设不确定性参数的值比标称参数高25％，图9和10显示提出的鲁棒控制的速度和高度响应。图11展示了加入不确定性时，控制器俯仰角的控制输入。图12是回路成形控制方法的速度和高度响应，可以看出回路成形控制方法的模拟停在了6秒，因为跟踪误差已经非常大了，从图9、10、12对比可以看出本发明提出的鲁棒闭环控制系统可以跟踪规定参考信号，而回路成形控制器不能抑制不确定性的影响。

通过上述实施例所提供的技术方案，第一、较完整的考虑了高速飞行器动力学模型所涉及的强非线性，强耦合和包括参数不确定性，模型不匹配性，外部扰动等等效干扰，设计的闭环控制系统可以有效抑制这些影响，且的等效干扰可以不满足匹配条件。第二、设计的鲁棒控制器的系统转换减少，利用已知的非线性和耦合信息进行非线性控制器的设计，通过反馈线性化技术抵消强非线性，耦合及等效干扰对闭环控制系统的影响，从而减少系统的转换。第三、设计的鲁棒控制器的速度和高度的跟踪误差能保证在有限的时间内收敛到原点的先验邻域内，相比与目前常用的混合灵敏度回路成形控制方法，不确定性的影响可以在整个频率范围内得到抑制。

实施例三：

图13为本发明实施例三提供的鲁棒控制器系统示意图。

参照图13，鲁棒控制器系统包括如下单元：

第一误差输出单元100，用于根据给定参数和第n控制输入指令得到第n误差状态信息；

引入单元200，用于将所述第n误差状态信息引入到反馈线性化控制器、鲁棒补偿器和状态反馈控制器；

第一抑制单元300，用于在所述状态反馈控制器中，采用状态反馈控制律对所述第n误差状态信息进行抑制，得到状态反馈控制输入；

第二抑制单元400，用于在所述鲁棒补偿器中，采用鲁棒补偿输出控制律对所述第n误差状态信息进行抑制，得到鲁棒补偿输入；

第三抑制单元500，用于在所述反馈线性化控制器中，根据所述状态反馈控制输入和所述鲁棒补偿输入，并采用动态逆控制律对所述第n误差状态信息进行抑制，得到第n+1控制输入指令；

第二误差输出单元600，用于重新根据所述给定参数和所述第n+1控制输入指令得到满足误差阈值的第n+1误差状态信息。

本发明实施例带来了以下有益效果：本发明提供的飞行器鲁棒非线性控制方法及鲁棒控制器系统，包括：根据飞行器模型特点，设计反馈线性化控制器作为模型的标称控制系统，并结合第n控制输入指令得到第n误差状态信息，第n误差状态信息包括线性误差系统和等效干扰；将第n误差状态信息引入到反馈线性化控制器、鲁棒补偿器和状态反馈控制器；对状态反馈控制器进行设计，得到基于极点配置的状态反馈控制律，并采用状态反馈控制律对线性误差系统进行改善，得到状态反馈控制输入；对鲁棒补偿器进行设计，得到鲁棒补偿输出控制律，并采用鲁棒补偿输出控制律对等效干扰进行抑制，得到鲁棒补偿输入；基于反馈线性化控制器，根据状态反馈控制输入和鲁棒补偿输入，并采用动态逆控制律对第n误差状态信息进行抑制，得到第n+1控制输入指令；重新根据给定参数和第n+1控制输入指令得到满足误差阈值的第n+1误差状态信息。本发明可以减少系统的转换，对多个不确定性实现完整考虑，缩短跟踪误差的收敛时间，以及实现不确定性的影响可以在整个频率范围内得到抑制。

本发明实施例还提供一种电子设备，包括存储器、处理器，存储器中存储有可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时实现上述实施例提供的飞行器鲁棒非线性控制方法的步骤。

本发明实施例还提供一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质上存储有计算机程序，计算机程序被处理器运行时执行上述实施例的飞行器鲁棒非线性控制方法的步骤。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统、装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的系统、装置和方法，可以通过其它的方式实现。以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些通信接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。

所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个处理器可执行的非易失的计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本发明的具体实施方式，用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，本发明的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种飞行器鲁棒非线性控制方法，其特征在于，包括：

根据飞行器模型特点，设计反馈线性化控制器作为模型的标称控制系统，并结合第n控制输入指令(β_c,δ_e)得到第n误差状态信息E_i(i＝1,2)，所述第n误差状态信息包括线性误差系统和等效干扰；

将所述第n误差状态信息E_i(i＝1,2)引入到所述反馈线性化控制器、鲁棒补偿器和状态反馈控制器；

对所述状态反馈控制器进行设计，得到基于极点配置的状态反馈控制律，并采用所述状态反馈控制律对所述线性误差系统进行改善，得到状态反馈控制输入v_i,SF；

对所述鲁棒补偿器进行设计，得到鲁棒补偿输出控制律，并采用所述鲁棒补偿输出控制律对所述等效干扰进行抑制，得到鲁棒补偿输入v_i,RC(s)；

基于所述反馈线性化控制器，根据所述状态反馈控制输入和所述鲁棒补偿输入，并采用动态逆控制律对所述第n误差状态信息进行抑制，得到第n+1控制输入指令u；

重新根据给定参数V_c、h_c和所述第n+1控制输入指令得到满足误差阈值的第n+1误差状态信息。

2.根据权利要求1所述的飞行器鲁棒非线性控制方法，其特征在于，所述根据飞行器模型特点，设计反馈线性化控制器作为模型的标称控制系统，并结合第n控制输入指令(β_c,δ_e)得到第n误差状态信息E_i(i＝1,2)，所述第n误差状态信息包括线性误差系统和等效干扰，包括：

获取所述给定参数V_c、h_c；

根据飞行器模型特点，设计反馈线性化控制器作为模型的标称控制系统；

获取所述第n控制输入指令(β_c,δ_e)，并结合所述标称控制系统得到控制参数V、h；

根据所述给定参数V_c、h_c和所述控制参数V、h得到跟踪误差(e_V＝V-V_c和e_h＝h-h_c)，并根据所述跟踪误差得到所述第n误差状态信息E_i(i＝1,2)。

3.根据权利要求1所述的飞行器鲁棒非线性控制方法，其特征在于，所述对所述状态反馈控制器进行设计，得到基于极点配置的状态反馈控制律，并采用所述状态反馈控制律对所述线性误差系统进行改善，得到状态反馈控制输入，包括：

所述状态反馈控制律根据下式获得：

v_i,SF＝-K_i,SFE_i,i＝1,2，

其中，v_i,SF为所述状态反馈控制输入，K_i,SF为状态反馈增益，E_i(i＝1,2)为第n误差状态信息。

4.根据权利要求1所述的飞行器鲁棒非线性控制方法，其特征在于，所述对所述鲁棒补偿器进行设计，得到鲁棒补偿输出控制律，并采用所述鲁棒补偿输出控制律对所述等效干扰进行抑制，得到鲁棒补偿输入，包括：

所述鲁棒补偿输出控制律根据下式获得：

v_i,RC＝-F_i(1-F_i)^-1G_iy_i,i＝1,2，

其中，v_i,RC为所述鲁棒补偿输入，F_i为滤波器参数，G_i为所述鲁棒补偿器的传递函数，y_i＝C_iE_i,i＝1,2，且E_i(i＝1,2)为第n误差状态信息，

5.根据权利要求1所述的飞行器鲁棒非线性控制方法，其特征在于，所述基于所述反馈线性化控制器，根据所述状态反馈控制输入和所述鲁棒补偿输入，并采用动态逆控制律对所述第n误差状态信息进行抑制，得到第n+1控制输入指令，包括：

根据所述给定参数得到给定指令

基于所述反馈线性化控制器，根据所述状态反馈控制输入和所述鲁棒补偿输入得到虚拟输入指令v_i＝v_i,SF+v_i,RC,i＝1,2；

根据所述给定指令和所述虚拟输入指令，并采用所述动态逆控制律对所述第n误差状态信息进行抑制，得到所述第n+1控制输入指令。

6.根据权利要求5所述的飞行器鲁棒非线性控制方法，其特征在于，所述根据所述给定指令和所述虚拟输入指令，并采用所述动态逆控制律对所述第n误差状态信息进行抑制，得到所述第n+1控制输入指令，包括：

所述动态逆控制律根据下式获得：

u_i＝(G_i ^*)^-1(v_i-W+r_ce)，

其中，u_i为所述第n+1控制输入指令，G_i ^*和W分别为标称系统的动态参数，r_ce为所述给定指令，v_i为所述虚拟输入指令。

7.根据权利要求1所述的飞行器鲁棒非线性控制方法，其特征在于，所述给定参数包括给地速度参数V_c和给定高度参数h_c。

8.根据权利要求1所述的飞行器鲁棒非线性控制方法，其特征在于，所述第n控制输入指令包括节流阀开度指令和舵偏角。

9.一种鲁棒控制器系统，其特征在于，包括：设置于动态系统中的高速飞行器，设置于速度通道中的速度通道反馈线性化控制器、速度通道鲁棒补偿器和速度通道状态反馈控制器，以及设置于高度通道中的高度通道反馈线性化控制器、高度通道鲁棒补偿器和高度通道状态反馈控制器；

所述高速飞行器分别向所述速度通道和所述高速通道反馈状态误差信息，所述速度通道状态反馈控制器、速度通道鲁棒补偿器和速度通道反馈线性化控制器依次对所述状态误差信息进行抑制，并向所述高速飞行器输入节流阀开度指令，同时，所述高度通道状态反馈控制器、高度通道鲁棒补偿器和高度通道反馈线性化控制器依次对所述状态误差信息进行抑制，并向所述高速飞行器输入舵偏角。

10.一种鲁棒控制器系统，其特征在于，包括：

第一误差输出单元，用于根据飞行器模型特点，设计反馈线性化控制器作为模型的标称控制系统，并结合第n控制输入指令得到第n误差状态信息，所述第n误差状态信息包括线性误差系统和等效干扰；

引入单元，用于将所述第n误差状态信息引入到所述反馈线性化控制器、鲁棒补偿器和状态反馈控制器；

第一抑制单元，用于对所述状态反馈控制器进行设计，得到基于极点配置的状态反馈控制律，并采用所述状态反馈控制律对所述线性误差系统进行改善，得到状态反馈控制输入；

第二抑制单元，用于对所述鲁棒补偿器进行设计，得到鲁棒补偿输出控制律，并采用所述鲁棒补偿输出控制律对所述等效干扰进行抑制，得到鲁棒补偿输入；

第三抑制单元，用于基于所述反馈线性化控制器，根据所述状态反馈控制输入和所述鲁棒补偿输入，并采用动态逆控制律对所述第n误差状态信息进行抑制，得到第n+1控制输入指令；

第二误差输出单元，用于重新根据给定参数和所述第n+1控制输入指令得到满足误差阈值的第n+1误差状态信息。