CN108646557A - 一种基于跟踪微分与柔化函数的飞行器攻角跟踪控制方法 - Google Patents
一种基于跟踪微分与柔化函数的飞行器攻角跟踪控制方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN108646557A CN108646557A CN201810431147.4A CN201810431147A CN108646557A CN 108646557 A CN108646557 A CN 108646557A CN 201810431147 A CN201810431147 A CN 201810431147A CN 108646557 A CN108646557 A CN 108646557A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- attack
- angle
- aircraft
- tracking
- softening function
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
- G05B13/00—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
- G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
- G05B13/04—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators
- G05B13/042—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators in which a parameter or coefficient is automatically adjusted to optimise the performance
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Artificial Intelligence (AREA)
- Computer Vision & Pattern Recognition (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- Medical Informatics (AREA)
- Software Systems (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
本发明的目的在于提供一种基于跟踪微分与柔化函数的飞行器攻角跟踪控制方法，测量飞行器攻角与俯仰角速率；设计基于柔化函数与有限时间收敛的俯仰角速率期望值；构建非线性跟踪微分器；设计基于柔化函数与有限时间收敛的飞行器俯仰通道舵偏控制律，实现飞行器俯仰通道攻角跟踪攻角指令。本发明的有益效果是避免常规反演设计产生的微分爆炸问题，加快了攻角响应的速率。
Description
技术领域
本发明属于飞行器控制技术领域，涉及一种基于跟踪微分与柔化函数技术来求取期望信号微分并实现飞行器俯仰通道攻角跟踪控制的技术。
背景技术
反演控制技术在今年来已经广泛应用于飞行器控制理论的研究，但工程实际中很多工程师考虑其层层求导导致的微分爆炸，使得控制律非常繁琐，而且由于模型的不确定性，也导致层层求导后，未知项难以处理，因此其在工程中应用并不深入。本发明提出了一类采用基于柔化函数与有限时间收敛的跟踪微分器，其可以避免对期望信号的求导导致的复杂性，同时有限时间收敛函数又能加快跟踪微分器的收敛速度。柔化函数技术最早被用于变结构控制中，其被用于消除滑模控制带来的颤振。而本发明将柔化函数与反演控制律结合起来，起到了增加系统阻尼的作用，使得系统响应比较平稳，同时又有很好的鲁棒性。因此，本文提出的基于跟踪微分器与柔化函数的俯仰通道攻角跟踪控制方法，不仅具有较好的理论创新性，而且有很好的工程实用价值。
发明内容
本发明的目的在于提供一种基于跟踪微分与柔化函数的飞行器攻角跟踪控制方法，本发明的有益效果是避免常规反演设计产生的微分爆炸问题，加快了攻角响应的速率。
本发明所采用的技术方案是按照以下步骤进行：
步骤一：测量飞行器攻角与俯仰角速率；
采用攻角传感器，安装于发动机进气口附近，测量飞行器的攻角,也可采用姿态陀螺测量飞行器姿态角，然后采用软件算法来近似估算攻角,记为α。采用速率陀螺仪或者惯导系统，安装于飞行器纵轴上，测量飞行器俯仰角速率，记为ωz。
步骤二：设计基于柔化函数与有限时间收敛的俯仰角速率期望值；
根据步骤一得到的攻角α，与飞行器飞行阶段指令给出的攻角期望值αd相减，得到攻角误差信号eα，即eα＝α-αd；
基于柔化函数与有限时间收敛的俯仰角速率期望值的反演控制律如下：
其中攻角指令信号的微分飞行器俯仰通道模型的标称值a34、a35；
fω1(eα)为有限时间收敛项，定义如下：
fω2(eα)为柔化函数项，定义如下：
fω3(eα)为有界函数，定义如下：
其中e表示指数函数，kα1、kα2、kα3、kα4、kα5为控制增益，设计为正常数，主要用于控制系统响应速度。εa1为柔化常数，设计为小的正常数，主要用于减弱系统的震荡，εa为时间常数，主要用于控制系统误差收敛的速度。
步骤三：构建非线性跟踪微分器
构造如下非线性跟踪微分器
其中
ka0、ka1、ka2与εa1为跟踪微分器的增益，其详细选取参见后文案例实施。
上述非线性跟踪微分器的输出x2将趋近于的微分，因此非线性跟踪微分器可以解决直接求解的微分过于复杂的问题，而且的微分中含有难以准确测量，而采用理论计算其中又含有模型的不确定项，故难以准确计算，而采用跟踪微分器则可以避免该问题。
步骤四：设计基于柔化函数与有限时间收敛的飞行器俯仰通道舵偏控制律。
由俯仰角速度期望值与飞行器俯仰角速度的测量值ωz进行相减，得到如下的俯仰角速率误差信号，其定义如下再根据跟踪微分器所得到的状态信号x2，构建如下基于柔化函数与有限时间收敛的飞行器俯仰通道舵偏控制律：
其中a24、a22与a25是飞行器俯仰通道标称值。
其中e表示指数函数，fb2、fb3为柔化函数，fb4为有限时间收敛项，fb5为有界函数。kb2、kb3、kb4、kb5为控制器增益，εb1、εb2为柔化系数，而εb3为时间常数。按照上述规律设计的基于柔化函数与有限时间收敛的飞行器俯仰通道舵偏控制δz即可实现飞行器俯仰通道攻角α跟踪攻角指令αd。
附图说明
图1是本发明实施例提供的一种基于双干扰观测器实现飞行器俯仰通道反演控制方法的原理框图；
图2是本发明实施例提供的攻角期望值为2度情况下的飞行器攻角跟踪曲线；
图3是本发明实施例提供的攻角期望值为2度情况下的飞行器角速度响应曲线；
图4是本发明实施例提供的攻角期望值为2度情况下的飞行器舵偏响应曲线，最大舵偏角不超过1.2度；
图5是本发明实施例提供的攻角期望值为2度情况下的观测器的第一个状态输出与期望角速度；
图6是本发明实施例提供的攻角期望值为2度情况下的观测器第二个状态输出微分；
图7是本发明实施例提供的攻角期望值为-2度情况下的飞行器攻角跟踪曲线；
图8是本发明实施例提供的攻角期望值为-2度情况下的飞行器角速度响应曲线；
图9是本发明实施例提供的攻角期望值为-2度情况下的飞行器舵偏响应曲线，最大舵偏角不超过1.5度；
图10是本发明实施例提供的攻角期望值为-2度情况下的观测器的第一个状态输出与期望角速度；
图11是本发明实施例提供的攻角期望值为-2度情况下的观测器第二个状态输出微分。
具体实施方式
下面结合具体实施方式对本发明进行详细说明。
图1是基于跟踪微分与柔化函数的飞行器攻角跟踪控制的方法流程图。
在步骤一中，按照上述发明中提供方法测量攻角与俯仰角速率。
在步骤二中，分别设定攻角指令αd＝2/57.3与αd＝-2/57.3，其中57.3为角度到弧度的转换算子。定义kα2＝8.5，kα3＝4.5，εa1＝0.65，εa＝0.5，kα4＝2.3。而气动参数设定为2a34＝1.58、a35＝0.265
在步骤三中选取增益参数为ka0＝2.3、ka1＝3.5、ka2＝0.85与εa1＝0.46，观测器状态x1、x2的初始值选取为0即可。
在步骤四中气动参数的标称值a24＝-192.5、a22＝-2.76与a25＝-166，设定控制增益参数为kb1＝12.5，kb2＝15.5、kb3＝0.68、kb4＝0.46、kb5＝1.3，选定εb1＝0.8、εb2＝0.36、εb3＝0.5。
在攻角期望值为2度与负2度的情况下，飞行器俯仰角速率的响应情况可见图3与图8；最终俯仰通道控制响应的舵偏角可见图4与图9，可见本发明所提供方法的控制量比较小，在攻角期望指令值较大的情况下，也不容易产生舵偏饱和的情况；而观测器两个状态的输出可见图5、图6与图10、图11。期望值为2度与负2度的攻角跟踪响应分别见图2与图7，可见在本发明所提供的基于跟踪微分的攻角反演跟踪控制律作用下，系统响应具有很好的快速性。
本发明用传感器测量飞行器的攻角与俯仰角速率信号，再设计基于柔化函数与有限时间收敛的飞行器俯仰角速率的反演期望信号，再设计一类基于柔化函声的非线性跟踪微分器，以求取飞行器俯仰角速率期望信号的导数，最后根据上述微分器求取的导数，构建基于柔化函数与有限时间收敛的飞行器俯仰通道舵偏控制律，以补偿飞行器俯仰通道模型不确定性的不利影响，实现飞行器俯仰通道的攻角跟踪控制。其中引入跟踪微分器的主要目的在于提供解算期望俯仰角速率的微分，以避免常规反演设计产生的微分爆炸问题，同时还能解决系统的不确定性问题，最后通过柔化函数与有限时间收敛策略的引入，加快了攻角响应的速率，同时也具有很好的鲁棒性。因此本发明不仅具有理论上的创新性，同时还具有较高的工程应用价值。
以上所述仅是对本发明的较佳实施方式而已，并非对本发明作任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施方式所做的任何简单修改，等同变化与修饰，均属于本发明技术方案的范围内。
Claims (5)
1.一种基于跟踪微分与柔化函数的飞行器攻角跟踪控制方法，其特征在于按照以下步骤进行：
步骤一：测量飞行器攻角与俯仰角速率；
步骤二：设计基于柔化函数与有限时间收敛的俯仰角速率期望值；
步骤三：构建非线性跟踪微分器；
步骤四：设计基于柔化函数与有限时间收敛的飞行器俯仰通道舵偏控制律，实现飞行器俯仰通道攻角跟踪攻角指令。
2.按照权利要求1所述一种基于跟踪微分与柔化函数的飞行器攻角跟踪控制方法，其特征在于：所述步骤一中测量飞行器攻角与俯仰角速率方法如下：
采用攻角传感器，安装于发动机进气口附近，测量飞行器的攻角，或采用姿态陀螺测量飞行器姿态角，然后采用软件算法来近似估算攻角，记为α，采用速率陀螺仪或者惯导系统，安装于飞行器纵轴上，测量飞行器俯仰角速率，记为ωz。
3.按照权利要求1所述一种基于跟踪微分与柔化函数的飞行器攻角跟踪控制方法，其特征在于：所述步骤二设计基于柔化函数与有限时间收敛的俯仰角速率期望值方法如下：
根据攻角α与飞行器飞行阶段指令给出的攻角期望值αd相减，得到攻角误差信号eα，即eα＝α-αd；
基于柔化函数与有限时间收敛的俯仰角速率期望值的反演控制律如下：
其中攻角指令信号的微分飞行器俯仰通道模型的标称值a34、a35；
fω1(eα)为有限时间收敛项，定义如下：
fω2(eα)为柔化函数项，定义如下：
fω3(eα)为有界函数，定义如下：
e表示指数函数，kα2、kα3、kα4、kα5为控制增益，用于控制系统响应速度，εa1为柔化常数，用于减弱系统的震荡，εa为时间常数，用于控制系统误差收敛的速度。
4.按照权利要求1所述一种基于跟踪微分与柔化函数的飞行器攻角跟踪控制方法，其特征在于：所述步骤三中构建非线性跟踪微分器方法如下：
构造如下非线性跟踪微分器
其中
ka0、ka1、ka2与εa1为跟踪微分器的增益，非线性跟踪微分器的输出x2将趋近于的微分。
5.按照权利要求1所述一种基于跟踪微分与柔化函数的飞行器攻角跟踪控制方法，其特征在于：所述步骤四：设计基于柔化函数与有限时间收敛的飞行器俯仰通道舵偏控制律，实现飞行器俯仰通道攻角α跟踪攻角指令αd的方法如下：
由俯仰角速度期望值与飞行器俯仰角速度的测量值ωz进行相减，得到如下的俯仰角速率误差信号，其定义如下再根据跟踪微分器所得到的状态信号x2，构建如下基于柔化函数与有限时间收敛的飞行器俯仰通道舵偏控制律：
其中a24、a22与a25是飞行器俯仰通道标称值；
其中e表示指数函数，fb2、fb3为柔化函数，fb4为有限时间收敛项，fb5为有界函数，kb2、kb3、kb4、kb5为控制器增益，εb1、εb2为柔化系数，而εb3为时间常数。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201810431147.4A CN108646557A (zh) | 2018-05-08 | 2018-05-08 | 一种基于跟踪微分与柔化函数的飞行器攻角跟踪控制方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201810431147.4A CN108646557A (zh) | 2018-05-08 | 2018-05-08 | 一种基于跟踪微分与柔化函数的飞行器攻角跟踪控制方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN108646557A true CN108646557A (zh) | 2018-10-12 |
Family
ID=63749787
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201810431147.4A Pending CN108646557A (zh) | 2018-05-08 | 2018-05-08 | 一种基于跟踪微分与柔化函数的飞行器攻角跟踪控制方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN108646557A (zh) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110794864A (zh) * | 2019-11-29 | 2020-02-14 | 中国人民解放军海军工程大学 | 基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法 |
| CN110889170A (zh) * | 2019-11-29 | 2020-03-17 | 中国人民解放军海军工程大学 | 飞行器大角度攻击目标的落角与攻角的估计方法 |
| CN111290423A (zh) * | 2020-03-25 | 2020-06-16 | 中国人民解放军海军工程大学 | 一种基于自适应反演的飞行器俯仰角跟踪方法 |
| CN111427267A (zh) * | 2020-04-01 | 2020-07-17 | 山东创惠电子科技有限责任公司 | 一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法 |
| CN111538350B (zh) * | 2020-05-07 | 2023-06-23 | 烟台南山学院 | 一种采用三段柔化切换实现无人机的高度全自动飞行的方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103994698A (zh) * | 2014-05-23 | 2014-08-20 | 中国人民解放军海军航空工程学院 | 基于过载与角速度测量的导弹俯仰通道简单滑模控制方法 |
| CN106444812A (zh) * | 2016-10-26 | 2017-02-22 | 华南智能机器人创新研究院 | 一种基于四旋翼无人机的姿态控制的方法及其系统 |
| CN106527122A (zh) * | 2017-01-05 | 2017-03-22 | 烟台南山学院 | 平流层飞艇定高飞行非线性pid控制方法 |
| CN106708082A (zh) * | 2017-03-21 | 2017-05-24 | 中国人民解放军海军航空工程学院 | 基于模糊控制的飞行器俯仰通道姿态指令快速跟踪方法 |
| CN107065544A (zh) * | 2017-03-29 | 2017-08-18 | 郑州轻工业学院 | 基于攻角幂函数的高超飞行器神经网络控制方法 |
-
2018
- 2018-05-08 CN CN201810431147.4A patent/CN108646557A/zh active Pending
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103994698A (zh) * | 2014-05-23 | 2014-08-20 | 中国人民解放军海军航空工程学院 | 基于过载与角速度测量的导弹俯仰通道简单滑模控制方法 |
| CN106444812A (zh) * | 2016-10-26 | 2017-02-22 | 华南智能机器人创新研究院 | 一种基于四旋翼无人机的姿态控制的方法及其系统 |
| CN106527122A (zh) * | 2017-01-05 | 2017-03-22 | 烟台南山学院 | 平流层飞艇定高飞行非线性pid控制方法 |
| CN106708082A (zh) * | 2017-03-21 | 2017-05-24 | 中国人民解放军海军航空工程学院 | 基于模糊控制的飞行器俯仰通道姿态指令快速跟踪方法 |
| CN107065544A (zh) * | 2017-03-29 | 2017-08-18 | 郑州轻工业学院 | 基于攻角幂函数的高超飞行器神经网络控制方法 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ZHANGWENGUANG等: "A Tracking Differentiator Based Backstepping Control of Missile System", 《PROCEEDINGS OF THE 2017 4TH INTERNATIONAL CONFERENCE ON MACHINERY, MATERIALS AND COMPUTER (MACMC 2017)》 * |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110794864A (zh) * | 2019-11-29 | 2020-02-14 | 中国人民解放军海军工程大学 | 基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法 |
| CN110889170A (zh) * | 2019-11-29 | 2020-03-17 | 中国人民解放军海军工程大学 | 飞行器大角度攻击目标的落角与攻角的估计方法 |
| CN110889170B (zh) * | 2019-11-29 | 2022-09-30 | 中国人民解放军海军工程大学 | 飞行器大角度攻击目标的落角与攻角的估计方法 |
| CN110794864B (zh) * | 2019-11-29 | 2022-09-30 | 中国人民解放军海军工程大学 | 基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法 |
| CN111290423A (zh) * | 2020-03-25 | 2020-06-16 | 中国人民解放军海军工程大学 | 一种基于自适应反演的飞行器俯仰角跟踪方法 |
| CN111290423B (zh) * | 2020-03-25 | 2023-04-07 | 中国人民解放军海军工程大学 | 一种基于自适应反演的飞行器俯仰角跟踪方法 |
| CN111427267A (zh) * | 2020-04-01 | 2020-07-17 | 山东创惠电子科技有限责任公司 | 一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法 |
| CN111427267B (zh) * | 2020-04-01 | 2022-08-30 | 山东创惠电子科技有限责任公司 | 一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法 |
| CN111538350B (zh) * | 2020-05-07 | 2023-06-23 | 烟台南山学院 | 一种采用三段柔化切换实现无人机的高度全自动飞行的方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN108646557A (zh) | 一种基于跟踪微分与柔化函数的飞行器攻角跟踪控制方法 | |
| CN108490788B (zh) | 一种基于双干扰观测的飞行器俯仰通道反演控制方法 | |
| CN103090728B (zh) | 一种基于滑模控制的带末角约束制导方法 | |
| CN106444807B (zh) | 一种栅格舵与侧喷流的复合姿态控制方法 | |
| CN109189071A (zh) | 基于模糊观测器的鲁棒自适应无人船路径跟踪控制方法 | |
| CN110716566B (zh) | 一种欠驱动无人艇的有限时间轨迹跟踪控制方法 | |
| CN111666628B (zh) | 一种超空泡航行体自适应容错控制方法 | |
| CN108037662A (zh) | 一种基于积分滑模障碍李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限反步控制方法 | |
| CN111290421A (zh) | 一种考虑输入饱和的高超声速飞行器姿态控制方法 | |
| CN111367182A (zh) | 考虑输入受限的高超声速飞行器抗干扰反步控制方法 | |
| CN110794864B (zh) | 基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法 | |
| CN109062055A (zh) | 一种基于Back-stepping鲁棒自适应动态面的近空间飞行器控制系统 | |
| CN106527122B (zh) | 平流层飞艇定高飞行非线性pid控制方法 | |
| US9656593B2 (en) | Flight vehicle autopilot | |
| CN106896722B (zh) | 采用状态反馈与神经网络的高超飞行器复合控制方法 | |
| CN109446582B (zh) | 一种考虑地球自转的高精度降阶平稳滑翔动力学建模方法 | |
| CN106200665A (zh) | 携带不确定负载的四轴飞行器的建模与自适应控制方法 | |
| CN105116914B (zh) | 一种平流层飞艇解析模型预测路径跟踪控制方法 | |
| CN106406333B (zh) | 一种基于积分型终端滑模的平流层飞艇俯仰角跟踪方法 | |
| CN111591470A (zh) | 一种适应推力可调模式的飞行器精确软着陆闭环制导方法 | |
| CN105005311A (zh) | 一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法 | |
| CN108459505A (zh) | 一种适合控制迭代设计的非常规布局飞行器快速建模方法 | |
| CN115406312B (zh) | 考虑视场角和舵机延时约束的导弹制导控制一体化方法 | |
| CN110320927A (zh) | 智能变形飞行器的飞行控制方法及系统 | |
| CN114879717A (zh) | 靶标的快速转平方法、计算机设备及介质 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20181012 |