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
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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。
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