CN111045449A - 一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法 - Google Patents

一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111045449A
CN111045449A CN201911172825.0A CN201911172825A CN111045449A CN 111045449 A CN111045449 A CN 111045449A CN 201911172825 A CN201911172825 A CN 201911172825A CN 111045449 A CN111045449 A CN 111045449A
Authority
CN
China
Prior art keywords
control
angle
coefficient
nonlinear compensation
attack
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
Application number
CN201911172825.0A
Other languages
English (en)
Inventor
赵东宏
崔庆梁
王毅
张瞿辉
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd
Original Assignee
Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd filed Critical Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd
Priority to CN201911172825.0A priority Critical patent/CN111045449A/zh
Publication of CN111045449A publication Critical patent/CN111045449A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明公开了一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法，基于鲁棒伺服的角速率内环控制，引入迎角、侧滑角的非线性补偿，以消除筒滚机动过程中重力投影对迎角、侧滑角的扰动。本发明采用了基于鲁棒伺服的角速率内环控制，增强系统鲁棒性的同时，提高系统的快速响应能力；在此基础上引入迎角、侧滑角的非线性补偿，并对迎角、侧滑角进行控制，消除筒滚机动过程中重力投影对迎角、侧滑角的扰动，提高无人机筒滚机动时迎角、侧滑角的控制品质。

Description

一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法
技术领域
本发明属于航空飞行控制的技术领域，具体涉及一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法。
背景技术
筒滚机动是指无人机绕飞行速度方向滚转360度的一种机动飞行方式。筒滚机动过程中，滚转的快慢反映了无人机的机动能力。在筒滚过程中，无人机侧滑角和迎角会出现交叉耦合，影响飞行安全。由于重力投影的正弦激励，会使得侧滑角呈现正弦波动；而由于重力投影的余弦激励，会使得迎角呈现余弦波动，这使得迎角和侧滑角的波动使得气流角的稳定控制存在困难。此外，由于升力的竖直分量无法与重力平衡，甚至会与重力同向，使得滚转过程中高度变化率快速下降，掉高严重。
发明内容
本发明的目的在于提供一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法，本发明采用了基于鲁棒伺服的角速率内环控制，增强系统鲁棒性的同时，提高系统的快速响应能力；在此基础上引入迎角、侧滑角的非线性补偿，并对迎角、侧滑角进行控制，消除筒滚机动过程中重力投影对迎角、侧滑角的扰动，提高无人机筒滚机动时迎角、侧滑角的控制品质。
本发明主要通过以下技术方案实现：一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法，基于鲁棒伺服的角速率内环控制，引入迎角、侧滑角的非线性补偿，以消除筒滚机动过程中重力投影对迎角、侧滑角的扰动。
为了更好地实现本发明，进一步的，纵向控制器采用鲁棒伺服与非线性补偿的控制结构，且内回路为俯仰角速率回路、外回路为迎角控制回路，对迎角的非线性扰动引入非线性补偿项进行补偿。
为了更好地实现本发明，进一步的，所述纵向控制器的控制律为：
Figure BDA0002289192110000011
Figure BDA0002289192110000012
Figure BDA0002289192110000013
f(ξ)＝gcosφcosθ/Vg
其中，Vg为地速，θ为俯仰角，φ滚转角，g为重力加速度，f(ξ)为重力的投影，
Figure BDA0002289192110000014
为f(ξ)的导数，
Figure BDA0002289192110000015
为比例系数，
Figure BDA0002289192110000016
为比例系数，uαcomp为非线性补偿项，α为迎角，αg迎角给定目标值，
Figure BDA0002289192110000017
为比例控制系数，
Figure BDA0002289192110000018
为积分控制系数，qg为俯仰角速率给定，
Figure BDA0002289192110000021
为比例控制系数，
Figure BDA0002289192110000022
为比例控制系数，
Figure BDA0002289192110000023
为积分控制系数。
为了更好地实现本发明，进一步的，横向控制器采用鲁棒伺服的控制结构，被控量为滚转角速率。
为了更好地实现本发明，进一步的，所述横向控制器的控制律为：
Figure BDA0002289192110000024
其中，p为滚转角速率，pg为滚转角速率给定，
Figure BDA0002289192110000025
为比例控制系数，
Figure BDA0002289192110000026
为积分控制系数，
Figure BDA0002289192110000027
为比例控制系数。
为了更好地实现本发明，进一步的，航向控制器采用非线性补偿的控制结构，被测量为侧滑角，对侧滑角的非线性扰动引入非线性补偿项进行补偿。
为了更好地实现本发明，进一步的，所述航向控制器的控制律为：
Figure BDA0002289192110000028
βg＝0
Figure BDA0002289192110000029
f(ξ)＝gsinφcosθ/Vg
其中，Vg为地速，θ为俯仰角，φ滚转角，g为重力加速度，f(ξ)为重力的投影，
Figure BDA00022891921100000210
为f(ξ)的导数，
Figure BDA00022891921100000211
为比例系数，
Figure BDA00022891921100000212
为比例系数，uβcomp为非线性补偿项，β为侧滑角，βg侧滑角给定目标值，r为偏航角速率，
Figure BDA00022891921100000213
为比例控制系数，
Figure BDA00022891921100000214
为积分控制系数，
Figure BDA00022891921100000215
为比例控制系数，
Figure BDA00022891921100000216
为比例控制系数。
本发明的有益效果：
(1)本发明采用了基于鲁棒伺服的角速率内环控制，增强系统鲁棒性的同时，提高系统的快速响应能力。
(2)本发明引入迎角、侧滑角的非线性补偿，并对迎角、侧滑角进行控制，消除筒滚机动过程中重力投影对迎角、侧滑角的扰动，提高无人机筒滚机动时迎角、侧滑角的控制品质。
(3)方向舵采用增稳和侧滑角控制结合，避免侧滑角带来的空速衰减和力矩耦合，保证机动过程中的稳定性。
(4)本发明通过纵向控制迎角、横向控制滚转角速率、舵向控制侧滑角，有效解决无人机在筒滚机动过程中气流角交叉耦合和大幅波动的技术问题，改善了无人机在筒滚机动过程中气流角的响应特性，保障无人机机动飞行的安全。
附图说明
图1为纵向控制器的结构示意图；
图2为横向控制器的结构示意图；
图3为航向控制器的结构示意图。
具体实施方式
实施例1：
一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法，基于鲁棒伺服的角速率内环控制，引入迎角、侧滑角的非线性补偿，以消除筒滚机动过程中重力投影对迎角、侧滑角的扰动。
本发明采用了基于鲁棒伺服的角速率内环控制，增强系统鲁棒性的同时，提高系统的快速响应能力；在此基础上引入迎角、侧滑角的非线性补偿，并对迎角、侧滑角进行控制，消除筒滚机动过程中重力投影对迎角、侧滑角的扰动，提高无人机筒滚机动时迎角、侧滑角的控制品质。
实施例2：
一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法，纵向控制器采用鲁棒伺服+非线性补偿的控制结构，内回路为俯仰角速率回路，外回路为迎角控制回路。非线性补偿项用于对迎角的非线性扰动进行补偿；所述横向控制器采用鲁棒伺服的控制结构，被控量为滚转角速率；所述航向控制器采用非线性补偿的控制结构，被控量为侧滑角。非线性补偿项用于对侧滑角的非线性扰动进行补偿。
纵向控制的主要任务是保持无人机的迎角，避免在急剧的滚转过程中，气流分离，导致无人机失速，不利于无人机机动过程的稳定控制。为了减小气流角之间的交叉互换，并且减小高度变化率的快速下降，采用定迎角的控制结构，限制迎角，实现纵向的稳定控制。为了减小重力投影对迎角的非线性扰动，添加非线性补偿项进行迎角补偿。在纵向通道增加非线性补偿项uαcomp，以减小重力投影对迎角的余弦干扰。
纵向控制律结构如图1所示，其控制律为：
Figure BDA0002289192110000031
Figure BDA0002289192110000032
Figure BDA0002289192110000033
f(ξ)＝gcosφcosθ/Vg (4)
其中：控制参数
Figure BDA0002289192110000041
为比例控制系数，
Figure BDA0002289192110000042
为积分控制系数，qg为俯仰角速率给定，
Figure BDA0002289192110000043
为比例控制系数，
Figure BDA0002289192110000044
为比例控制系数，
Figure BDA0002289192110000045
为积分控制系数。
将(4)代入(3)，解算出到纵向的非线性补偿项(uαcomp)，将迎角的非线性补偿项(uαcomp)代入(2)式，跟踪(2)给定的迎角给定目标值(αg)，解算出俯仰角速率给定目标值(qg)，跟踪(1)俯仰角速律给定目标值(qg)，解算出升降舵控制信号(δe)至升降舵舵机执行机构，从而控制升降舵实现筒滚机动纵向控制。
横向控制的主要任务是控制无人机滚转，减小侧滑角。由于滚转角变化存在奇异值，因此采用定滚转角速率的方式，实现无人机筒滚的稳定控制。同时，方向舵协调出舵，将侧滑角减小在特定范围内，削弱侧滑产生的不利滚转或偏航力矩，实现无侧滑滚转，克服大的侧滑角飞行带来的危害。为了减小重力投影对侧滑角的非线性扰动，设计非线性补偿项进行侧滑角补偿。在航向通道增加非线性补偿项uβcomp，以减小重力投影对侧滑角的正弦干扰。
横向控制器结构如图2所示，其控制律为：
Figure BDA0002289192110000046
控制参数
Figure BDA0002289192110000047
为比例控制系数，
Figure BDA0002289192110000048
为积分控制系数，
Figure BDA0002289192110000049
为比例控制系数；
跟踪(5)滚转角速率给定目标值，解算出副翼给定目标值(δa)，发松给副翼执行结构，控制无人机保持滚转角速率。
航向控制器结构如图3所示，其控制律为：
Figure BDA00022891921100000410
βg＝0
Figure BDA00022891921100000411
f(ξ)＝gsinφcosθ/Vg (8)
控制参数
Figure BDA00022891921100000412
为比例控制系数，
Figure BDA00022891921100000413
为积分控制系数，
Figure BDA00022891921100000414
为比例控制系数，
Figure BDA00022891921100000415
为比例控制系数；
将(8)代入(7)，得出航向的非线性补偿项(uβcomp)，将(7)代入(6)，跟踪侧滑角给定目标值(βg＝0)，解算出方向舵控制信号(δr)，发送给方向舵执行结构，抑制无人机机动过程中的侧滑角。
本发明通过纵向控制迎角、横向控制滚转角速率、舵向控制侧滑角，有效解决无人机在筒滚机动过程中气流角交叉耦合和大幅波动的技术问题，改善了无人机在筒滚机动过程中气流角的响应特性，保障无人机机动飞行的安全。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法，其特征在于，基于鲁棒伺服的角速率内环控制，引入迎角、侧滑角的非线性补偿，以消除筒滚机动过程中重力投影对迎角、侧滑角的扰动。
2.根据权利要求1所述的一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法，其特征在于，纵向控制器采用鲁棒伺服与非线性补偿的控制结构，且内回路为俯仰角速率回路、外回路为迎角控制回路，对迎角的非线性扰动引入非线性补偿项进行补偿。
3.根据权利要求1或2所述的一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法，其特征在于，纵向控制器的控制律为：
Figure FDA0002289192100000011
Figure FDA0002289192100000012
Figure FDA0002289192100000013
f(ξ)＝g cosφcosθ/Vg
其中，Vg为地速，θ为俯仰角，φ滚转角，g为重力加速度，f(ξ)为重力的投影，
Figure FDA0002289192100000014
为f(ξ)的导数，
Figure FDA0002289192100000015
为比例系数，
Figure FDA0002289192100000016
为比例系数，uαcomp为非线性补偿项，α为迎角，αg迎角给定目标值，
Figure FDA0002289192100000017
为比例控制系数，
Figure FDA0002289192100000018
为积分控制系数，qg为俯仰角速率给定，
Figure FDA0002289192100000019
为比例控制系数，
Figure FDA00022891921000000110
为比例控制系数，
Figure FDA00022891921000000111
为积分控制系数。
4.根据权利要求1所述的一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法，其特征在于，横向控制器采用鲁棒伺服的控制结构，被控量为滚转角速率。
5.根据权利要求1或4所述的一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法，其特征在于，横向控制器的控制律为：
Figure FDA00022891921000000112
其中，p为滚转角速率，pg为滚转角速率给定，
Figure FDA00022891921000000113
为比例控制系数，
Figure FDA00022891921000000114
为积分控制系数，
Figure FDA00022891921000000115
为比例控制系数。
6.根据权利要求1所述的一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法，其特征在于，航向控制器采用非线性补偿的控制结构，被测量为侧滑角，对侧滑角的非线性扰动引入非线性补偿项进行补偿。
7.根据权利要求1或6所述的一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法，其特征在于，航向控制器的控制律为：
Figure FDA0002289192100000021
βg＝0
Figure FDA0002289192100000022
f(ξ)＝g sinφcosθ/Vg
其中，Vg为地速，θ为俯仰角，φ滚转角，g为重力加速度，f(ξ)为重力的投影，
Figure FDA0002289192100000023
为f(ξ)的导数，
Figure FDA0002289192100000024
为比例系数，
Figure FDA0002289192100000025
为比例系数，uβcomp为非线性补偿项，β为侧滑角，βg侧滑角给定目标值，r为偏航角速率，
Figure FDA0002289192100000026
为比例控制系数，
Figure FDA0002289192100000027
为积分控制系数，
Figure FDA0002289192100000028
为比例控制系数，
Figure FDA0002289192100000029
为比例控制系数。
CN201911172825.0A 2019-11-26 2019-11-26 一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法 Pending CN111045449A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911172825.0A CN111045449A (zh) 2019-11-26 2019-11-26 一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911172825.0A CN111045449A (zh) 2019-11-26 2019-11-26 一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN111045449A true CN111045449A (zh) 2020-04-21

Family

ID=70233449

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911172825.0A Pending CN111045449A (zh) 2019-11-26 2019-11-26 一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111045449A (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111717372A (zh) * 2020-05-22 2020-09-29 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞翼无人机大过载稳盘机动控制方法
CN112158327A (zh) * 2020-08-28 2021-01-01 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种无人机大坡度稳盘机动控制方法
CN112364433A (zh) * 2020-10-27 2021-02-12 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种高效的固定翼飞行器飞行动力学模型配平方法
CN114647892A (zh) * 2022-03-18 2022-06-21 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于试飞数据的标定重量下耦合机动性能的修正方法
CN114995480A (zh) * 2022-06-20 2022-09-02 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种三轴静不稳定飞翼无人机姿态角控制方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102033548A (zh) * 2009-09-29 2011-04-27 北京航空航天大学 基于rbf神经网络的伺服控制系统及方法
CN104155989A (zh) * 2014-08-13 2014-11-19 北京航天自动控制研究所 基于运动耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法和装置
CN107390708A (zh) * 2017-08-22 2017-11-24 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于鲁棒伺服控制无人机起飞拉起的方法
CN109634299A (zh) * 2018-11-12 2019-04-16 南京航空航天大学 基于多模态控制的飞翼无人机机动飞行控制方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102033548A (zh) * 2009-09-29 2011-04-27 北京航空航天大学 基于rbf神经网络的伺服控制系统及方法
CN104155989A (zh) * 2014-08-13 2014-11-19 北京航天自动控制研究所 基于运动耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法和装置
CN107390708A (zh) * 2017-08-22 2017-11-24 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于鲁棒伺服控制无人机起飞拉起的方法
CN109634299A (zh) * 2018-11-12 2019-04-16 南京航空航天大学 基于多模态控制的飞翼无人机机动飞行控制方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
李雪兵等: "鲁棒自适应控制的靶机蛇形机动控制律设计", 《电光与控制》 *

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111717372A (zh) * 2020-05-22 2020-09-29 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞翼无人机大过载稳盘机动控制方法
CN112158327A (zh) * 2020-08-28 2021-01-01 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种无人机大坡度稳盘机动控制方法
CN112364433A (zh) * 2020-10-27 2021-02-12 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种高效的固定翼飞行器飞行动力学模型配平方法
CN112364433B (zh) * 2020-10-27 2022-05-10 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种高效的固定翼飞行器飞行动力学模型配平方法
CN114647892A (zh) * 2022-03-18 2022-06-21 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于试飞数据的标定重量下耦合机动性能的修正方法
CN114995480A (zh) * 2022-06-20 2022-09-02 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种三轴静不稳定飞翼无人机姿态角控制方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111045449A (zh) 一种基于非线性补偿的无人机筒滚机动控制方法
CN109782785B (zh) 基于直接力控制的飞机自动着舰控制方法
CN109634299B (zh) 基于多模态控制的飞翼无人机机动飞行控制方法
CN109085849A (zh) 一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法
CN102360216A (zh) 双发舰载飞机单发停车的安全着舰控制方法
CN108089593B (zh) 一种无人直升机航向补偿航线过渡的方法
CN109343563B (zh) 考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统及方法
CN112486193B (zh) 一种基于自适应增广控制理论的飞翼无人机三轴全权限控制方法
JP5124489B2 (ja) 航空機の操縦翼用電気制御システム
Buckner et al. F-16 high-alpha flight control characteristics and control system concept
CN111273680A (zh) 一种飞翼布局无人机筋斗机动控制方法
CN111045440B (zh) 一种高超声速飞行器俯冲段快速滚转控制方法
CN111610794A (zh) 基于滑模干扰观测器的战斗机大迎角动态逆控制方法
CN112158327A (zh) 一种无人机大坡度稳盘机动控制方法
CN104298109A (zh) 基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法
CN111717372A (zh) 一种飞翼无人机大过载稳盘机动控制方法
CN111352437A (zh) 用于飞行器的纵向控制的方法和系统
CN110209192A (zh) 战斗机航向增稳控制系统设计方法
CN114637203A (zh) 一种针对中高速、大机动无人机的飞行控制系统
CN115826625B (zh) 一种针对水下探测任务的无人机协调转弯飞行方法
CN113419431A (zh) 一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法及系统
CN113110538A (zh) 一种基于反步法控制的舰载机着舰固定时间容错控制方法
WO2023240862A1 (zh) 一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法
US20200363821A1 (en) System and method for stabilizing and restraining air disturbances on electrically propelled aircraft
CN113885581B (zh) 协调飞行控制方法、装置、电子设备及可读存储介质

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

Application publication date: 20200421

RJ01 Rejection of invention patent application after publication