CN111198570B - 一种基于固定时间微分器预测的抗时延高精度自抗扰姿态控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种基于固定时间微分器预测的抗时延高精度自抗扰姿态控制方法，属于制导与控制技术领域，具体方案如下：一种基于固定时间微分器的抗时延高精度自抗扰姿态控制方法，包括以下步骤：步骤一：设计固定时间收敛微分器并获取姿态变化速率观测值；步骤二：基于固定时间收敛微分器预测实时飞行状态；步骤三：构建飞行器三通道姿态误差跟踪模型；步骤四：构建自抗扰控制系统，利用飞行器实时飞行状态，通过自抗扰控制系统生成实时气动舵的摆动指令。本发明将能够有效降低我国飞行器的研制和生产成本，为提升我国航空实力提供技术支持。

Description

一种基于固定时间微分器预测的抗时延高精度自抗扰姿态控 制方法

技术领域

本发明属于制导与控制技术领域，涉及一种基于固定时间微分器预测的抗时延高精度自抗扰姿态控制方法。

背景技术

高性能元器件的使用是实现飞行器高品质飞行的重要保障。然而高性能元器件带来的高成本也为国家财政带来了沉重负担。在保证飞行器飞行品质的同时，降低飞行器的生产成本，提高飞行器任务执行的效费比，是提升我国航空实力的有效途径。

然而，降低飞行器的生产成本意味着需要使用低成本但性能较差的元器件，这就对机载软件系统设计提出了更高要求，如何利用高品质的导航、制导、控制等算法，实现对硬件系统性能损失的有效补偿，是实现低成本飞行器的关键技术。以控制算法设计为例，低成本器件的使用可能引起实时姿态反馈信号的较大延时，传统飞行控制系统设计方法在大延时条件下可能会引起飞行器飞行过程中的姿态往复振荡，陷入迟滞环状态，甚至会姿态发散失稳。因此，针对延时条件进行针对性的控制系统设计，对提高低成本飞行器飞行品质，保证飞行器的任务执行效能，具有重要意义。

发明内容

本发明目的是为了解决低成本飞行器高延时条件下姿态稳定控制问题，提供了一种基于固定时间微分器预测的抗时延高精度自抗扰姿态控制方法，利用该算法有效弥补由于低成本器件带来的硬件性能损失，所采取的技术方案如下：

一种基于固定时间微分器预测的抗时延高精度自抗扰姿态控制方法，包括以下步骤：

步骤一：设计固定时间收敛微分器并获取姿态变化速率观测值；

步骤二：基于预测器预测实时飞行状态；

步骤三：构建飞行器三通道姿态误差跟踪模型；

步骤四：构建包含扰动状态观测器和非线性反馈律的自抗扰控制系统，利用飞行器实时飞行状态，通过自抗扰控制系统生成实时气动舵的摆动指令。

进一步地，步骤一所述设计固定时间收敛微分器并获取姿态变化速率观测值的过程为：

第一步：利用速率陀螺获取延时kh的飞行器姿态信息

其中h表示采样周期，k表示延时的周期个数，

表示俯仰角，

为偏航角，

为滚转角；

第二步：分别针对俯仰、偏航和滚转三个通道构建如下所示的三阶固定时间收敛微分器：

其中下标

分别表示对应参数为俯仰、偏航和滚转通道的参数；y_i(t)表示不同通道的测量值(即

)；t表示时间，z_1i表示不同通道姿态角的观测值；z_2i表示不同通道姿态变化速率的观测值；z_3i表示不同通道姿态变化加速度观测值，，

分别表示z_1i、z_2i和z_3i关于时间t的导数，α_1i，α_2i，α_3i表示大于1的高幂次项幂指数；β_1i，β_2i，β_3i表示小于等于1的低幂次项幂指数，k_1i和κ_1i分别对应于固定时间收敛微分器大于1的高幂次项和小于等于1的低幂次项的增益系数。

第三步：设定俯仰、偏航、滚转通道的微分器初值为z_1i(0)＝y_1i(0)，z_2i＝0，z_3i＝0。y_1i(0)表示的是俯仰角、偏航角和滚转角的初始状态。

第四步：采用欧拉积分方法，利用俯仰、偏航和滚转通道的姿态初值以及微分器形式(1)进行解算，在每个解算周期内获取

和

并更新z_1i、z_2i和z_3i，则z_2i即为期望获取的三通道姿态角变化速率。

进一步地，步骤二所述预测器预测实时飞行状态的过程为：

其中

和

为速率陀螺传回的延时后的姿态角和角速率信息，

和

为预测后的实时姿态角变化速率，

和

为预测后的实时姿态角。

进一步的，步骤三中所述三通道姿态误差跟踪模型的构建过程为：

第一步：基于绕质心转动动力学和姿态运动学可构建飞行器姿态变化模型为：

其中ω＝[ω_x,ω_y,ω_z]为飞行器体轴的滚转、偏航、俯仰姿态角速率矢量，

是俯仰、偏航和滚转角，δ表示飞行器的副翼、方向舵和升降舵，d表示飞行器的姿态通道扰动量，B₁表示三通道的输入矩阵，J表示飞行器的转动惯量矩阵，

表示Ω关于时间的导数，

表示ω关于时间的导数，R表示转换矩阵，

其中J_x、J_y、J_z分别为体轴转动惯量，J_xy、J_xz、J_yz分别为不同惯性积。

第二步：基于输入输出线性化方法对公式(3)进行线性化，可得到相对阶为2的精确线性化模型为：

其中，

表示姿态角矢量Ω关于时间的二次导数，

表示转换矩阵R关于时间的导数。

第三步：设定一阶状态量x₁＝Ω，二阶状态量为

则可以得出飞行器姿态变化模型为如下形式：

其中

表示x₁关于时间的导数，

表示x₂关于时间的导数，M表示姿态变化模型的总扰动量；

第四步：设定三通道姿态角指令Ω_c和姿态角指令变化率

则飞行器姿态误差跟踪模型为：

其中X₁＝x₁-Ω_c，

X₁表示俯仰、偏航、滚转三通道姿态角与姿态角指令的偏差；X₂和

均表示X₁关于时间的导数；

表示X₂关于时间的导数，D表示姿态误差跟踪模型的总扰动量。

进一步的，步骤四中所述飞行器自抗扰控制系统的构建过程为：

第一步：同样采用微分器(1)，对(7)中X₁和X₂进行观测，得到估计值设定为

和

需要说明的是，代入X₁中的x₁项为(2)中经过预测更新后的俯仰、偏航、滚转姿态角

和

第二步：以俯仰通道为例，采用如下形式的非线性反馈律：

其中x₁、x₂即为

和

中俯仰通道对应状态量，r、d为待设计量，h即为采样步长，

为俯仰通道控制量，即矢量RJ^-1B₁δ中与俯仰通道的对应分量。偏航通道和滚转通道可采用相同形式的反馈控制律，最后三通道解算出的控制量矢量形式设定为

第三步：以俯仰通道为例，采用如下形式的扰动状态观测器：

其中x₂即为

中俯仰通道对应状态量，z₁为对x₂的观测值，U₁为上一控制解算周期俯仰通道的总控制量，z₂即为对扰动D在俯仰通道的分量的估计值。偏航通道和滚转通道可采用相同形式的扰动观测器，最后三通道扰动观测器输出的扰动量设定为

分别为z₁和z₂关于时间的导数；β₀₂，β₀₃表示扰动状态观测器的增益系数；

第四步：综合公式(8)和公式(9)，推导可得三通道的最终控制量为：

其中δ即为三通道的副翼、方向舵和升降舵。

本发明有益效果：

本发明提出了一种固定时间微分器预测的抗时延高精度自抗扰姿态控制方法。该方法以飞行器的副翼、方向舵和升降舵为执行机构，通过固定时间收敛微分器快速精确获取飞行器姿态角变化速率并基于此进行预测，以补偿速率陀螺的导航数据延时；进而基于预测后的姿态角信息和姿态指令信息进行自抗扰控制系统构建，从而实时生成俯仰、偏航和滚转通道的气动舵摆角。相较于飞行器传统的控制方法，本发明所述基于固定时间预测的抗时延高精度自抗扰姿态控制方法能够有效应对由低成本器件带来的导航信息时滞现象，避免由于信息延迟带来的姿态振荡甚至失稳发散的情况，实现高延时条件下飞行器高品质姿态控制，保障飞行器的高战场打击效能，在低成本飞行器控制领域具有广阔的应用背景。

同时，通过本发明，将能够有效降低我国飞行器的研制和生产成本，为提升我国航空实力提供技术支持。

附图说明

图1是本发明所述基于固定时间收敛微分器预测的抗时延高精度自抗扰姿态控制方法结构框图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明做进一步说明，但本发明不受实施例的限制。

实施例1：

一种基于固定时间微分器预测的抗时延高精度自抗扰姿态控制方法，所述抗时延高精度姿态控制方法包括以下步骤：

步骤一：设计固定时间收敛微分器并获取姿态变化速率观测值。详细过程为：

第一步：利用速率陀螺获取延时kh的飞行器姿态信息

其中h表示采样周期，k表示延时的周期个数，

表示俯仰角，

为偏航角，

为滚转角；

第二步：分别针对俯仰、偏航和滚转三个通道构建如下所示的三阶固定时间收敛微分器：

其中下标

分别表示对应参数为俯仰、偏航和滚转通道的参数；y_i(t)表示不同通道的测量值(即

)；t表示时间，z_1i表示不同通道姿态角的观测值；z_2i表示不同通道姿态变化速率的观测值；z_3i表示不同通道姿态变化加速度观测值，

分别表示z_1i、z_2i和z_3i关于时间t的导数，α_1i，α_2i，α_3i表示大于1的高幂次项幂指数；β_1i，β_2i，β_3i表示小于等于1的低幂次项幂指数，k_1i和κ_1i分别对应于固定时间收敛微分器大于1的高幂次项和小于等于1的低幂次项的增益系数。

第三步：设定俯仰、偏航、滚转通道的微分器初值为z_1i(0)＝y_1i(0)，z_2i＝0，z_3i＝0。y_1i(0)表示的是俯仰角、偏航角和滚转角的初始状态。

第四步：采用欧拉积分方法，利用俯仰、偏航和滚转通道的姿态初值以及微分器形式(1)进行解算，在每个解算周期内获取

和

并更新z_1i、z_2i和z_3i，则z_2i即为期望获取的三通道姿态角变化速率。

步骤二：基于预测器预测实时飞行状态。详细过程为：

其中

和

为速率陀螺传回的延时后的姿态角和角速率信息，

和

为预测后的实时姿态角变化速率，

和

为预测后的实时姿态角。

步骤三：构建飞行器的三通道姿态误差跟踪模型，详细过程为：

第一步：基于绕质心转动动力学和姿态运动学可构建飞行器姿态变化模型为：

其中ω＝[ω_x,ω_y,ω_z]为飞行器体轴的滚转、偏航、俯仰姿态角速率矢量，

是俯仰、偏航和滚转角，δ表示飞行器的副翼、方向舵和升降舵，d表示飞行器的姿态通道扰动量，B₁表示三通道的输入矩阵，J表示飞行器的转动惯量矩阵，，

表示Ω关于时间的导数，

表示ω关于时间的导数，R表示转换矩阵，

其中J_x、J_y、J_z分别为体轴转动惯量，J_xy、J_xz、J_yz分别为不同惯性积。

第二步：基于输入输出线性化方法对公式(3)进行线性化，可得到相对阶为2的精确线性化模型为：

其中，

表示姿态角矢量Ω关于时间的二次导数，

表示转换矩阵R关于时间的导数。

第三步：设定一阶状态量x₁＝Ω，二阶状态量为

则可以得出飞行器姿态变化模型为如下形式：

其中

表示x₁关于时间的导数，

表示x₂关于时间的导数，M表示姿态变化模型的总扰动量；

第四步：设定三通道姿态角指令Ω_c和姿态角指令变化率

则飞行器姿态误差跟踪模型为：

其中X₁＝x₁-Ω_c，

X₁表示俯仰、偏航、滚转三通道姿态角与姿态角指令的偏差；X₂和

均表示X₁关于时间的导数；

表示X₂关于时间的导数，D表示姿态误差跟踪模型的总扰动量。

步骤四：构建包含扰动状态观测器和非线性反馈律的飞行器自抗扰控制系统，利用飞行器实时飞行状态，通过自抗扰控制系统生成实时气动舵的摆动指令。详细步骤为：

第一步：同样采用微分器(1)，对(7)中X₁和X₂进行观测，得到估计值设定为

和

需要说明的是，代入X₁中的x₁项为(2)中经过预测更新后的俯仰、偏航、滚转姿态角

和

第二步：以俯仰通道为例，采用如下形式的非线性反馈律：

其中x₁、x₂即为

和

中俯仰通道对应状态量，r、d为待设计量，h即为采样步长，

为俯仰通道控制量，即矢量RJ^-1B₁δ中与俯仰通道的对应分量，a₀，y，z，a，s_y，s_z均为非线性反馈律中过程量，无实际含义。偏航通道和滚转通道可采用相同形式的反馈控制律，最后三通道解算出的控制量矢量形式设定为

第三步：以俯仰通道为例，采用如下形式的扰动状态观测器：

其中x₂即为

中俯仰通道对应状态量，z₁为对x₂的观测值，U₁为上一控制解算周期俯仰通道的总控制量，z₂即为对扰动D在俯仰通道的分量的估计值。偏航通道和滚转通道可采用相同形式的扰动观测器，最后三通道扰动观测器输出的扰动量设定为

分别为z₁和z₂关于时间的导数；β₀₂，β₀₃表示扰动状态观测器的增益系数；

第四步：综合公式(8)和公式(9)，推导可得三通道的最终控制量为：

其中δ即为三通道的副翼、方向舵和升降舵。

本发明针对低成本飞行器飞行控制中存在的速率陀螺导航信息延时高的现象而提出，在自抗扰姿态控制系统的基础上，引入固定时间收敛微分器以进行抗时延实时飞行状态的高精度预测，并将预测后的姿态信息与姿态指令相综合从而生成实时气动舵摆角指令。该方法将有效提高高延时条件下姿态控制系统的控制性能，有效保障低成本飞行器的高飞行品质和打击效能。

虽然本发明已以较佳的实施例公开如上，但其并非用以限定本发明，任何熟悉此技术的人，在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做各种改动和修饰，因此本发明的保护范围应该以权利要求书所界定的为准。

Claims (1)

1.一种基于固定时间微分器预测的抗时延高精度自抗扰姿态控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一：设计固定时间收敛微分器并获取姿态变化速率观测值；所述设计固定时间收敛微分器并获取姿态变化速率观测值的过程为：

第一步：利用速率陀螺获取延时kh的飞行器姿态信息

其中h表示采样周期，k表示延时的周期个数，

表示俯仰角，

为偏航角，

为滚转角；

第二步：分别针对俯仰、偏航和滚转三个通道构建如下所示的三阶固定时间收敛微分器：

其中下标

分别表示对应参数为俯仰、偏航和滚转通道的参数；y_i(t)表示不同通道的测量值，即

t表示时间，z_1i表示不同通道姿态角的观测值；z_2i表示不同通道姿态变化速率的观测值；z_3i表示不同通道姿态变化加速度观测值，

分别表示z_1i、z_2i和z_3i关于时间t的导数，α_1i，α_2i，α_3i表示大于1的高幂次项幂指数；β_1i，β_2i，β_3i表示小于等于1的低幂次项幂指数，k_1i和κ_1i分别对应于固定时间收敛微分器高幂次项和低幂次项的增益系数；

第三步：设定俯仰、偏航、滚转通道的微分器初值为z_1i(0)＝y_1i(0)，z_2i＝0，z_3i＝0，y_1i(0)表示的是俯仰角、偏航角和滚转角的初始状态；

第四步：采用欧拉积分方法，利用俯仰、偏航和滚转通道的姿态初值以及微分器形式(1)进行解算，在每个解算周期内获取

和

并更新z_1i、z_2i和z_3i，则z_2i即为期望获取的三通道姿态角变化速率；

步骤二：基于预测器预测实时飞行状态；所述预测器预测实时飞行状态的过程为：

其中

和

为预测后的实时姿态角变化速率，

和

为预测后的实时姿态角；

步骤三：构建飞行器三通道姿态误差跟踪模型；所述三通道姿态误差跟踪模型的构建过程为：

第一步：基于绕质心转动动力学和姿态运动学构建飞行器姿态变化模型为：

其中ω＝[ω_x,ω_y,ω_z]为飞行器体轴的滚转、偏航、俯仰姿态角速率矢量，

是俯仰、偏航和滚转角，δ表示飞行器的副翼、方向舵和升降舵，d表示飞行器的姿态通道扰动量，B₁表示三通道的输入矩阵，J表示飞行器的转动惯量矩阵，

表示Ω关于时间的导数，

表示ω关于时间的导数，R表示转换矩阵，

其中J_x、J_y、J_z分别为体轴转动惯量，J_xy、J_xz、J_yz分别为不同惯性积；

第二步：基于输入输出线性化方法对公式(3)进行线性化，得到相对阶为2的精确线性化模型为：

其中，

表示姿态角矢量Ω关于时间的二次导数，

表示转换矩阵R关于时间的导数；

第三步：设定一阶状态量x₁＝Ω，二阶状态量为

则得出飞行器姿态变化模型为如下形式：

其中

表示x₁关于时间的导数，

表示x₂关于时间的导数，M表示姿态变化模型的总扰动量；

第四步：设定三通道姿态角指令Ω_c和姿态角指令变化率

则飞行器姿态误差跟踪模型为：

其中X₁＝x₁-Ω_c，

X₁表示俯仰、偏航、滚转三通道姿态角与姿态角指令的偏差；X₂和

均表示X₁关于时间的导数；

表示X₂关于时间的导数，D表示姿态误差跟踪模型的总扰动量；

步骤四：构建包含扰动状态观测器和非线性反馈律的自抗扰控制系统，利用飞行器实时飞行状态，通过自抗扰控制系统生成实时气动舵的摆动指令；飞行器自抗扰控制系统的构建过程为：

第一步：同样采用微分器(1)，对(7)中X₁和X₂进行观测，得到估计值设定为

和

需要说明的是，代入X₁中的x₁项为(2)中经过预测更新后的俯仰、偏航、滚转姿态角

和

第二步：以俯仰通道为例，采用如下形式的非线性反馈律：

其中x₁、x₂即为

和

中俯仰通道对应状态量，r、d为待设计量，h即为采样步长，

为俯仰通道控制量，即矢量RJ^-1B₁δ中与俯仰通道的对应分量；偏航通道和滚转通道采用相同形式的反馈控制律，最后三通道解算出的控制量矢量形式设定为

第三步：以俯仰通道为例，采用如下形式的扰动状态观测器：

其中x₂即为

中俯仰通道对应状态量，z₁为对x₂的观测值，U₁为上一控制解算周期俯仰通道的总控制量，z₂即为对扰动D在俯仰通道的分量的估计值；偏航通道和滚转通道采用相同形式的扰动观测器，最后三通道扰动观测器输出的扰动量设定为

分别为z₁和z₂关于时间的导数；β₀₂，β₀₃表示扰动状态观测器的增益系数；

第四步：综合公式(8)和公式(9)，推导可得三通道的最终控制量为：

其中δ即为三通道的副翼、方向舵和升降舵。

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