CN112462796B - 一种刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明具体公开了一种刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统及方法，所述系统包括执行器模块，刚体飞行器姿态运动模型，虚拟姿态角的角速度计算模块，命令滤波器，补偿信号模块，补偿误差计算模块，扩展状态观察器，参数自适应律模块；所述方法包括刚体飞行器姿态和角速度反演控制方法，与现有技术相比，本发明具有的有益效果是：不需要知道刚体飞行器不确定性因素的精确结构信息，在模型不确定性、外部干扰、执行器故障、姿态角的角速度受限和执行器输出受限时，使得刚体飞行器姿态角的得到控制。

Description

一种刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统及方法

技术领域

本发明属于刚体飞行器控制技术领域，特别涉及了一种刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统及方法。

背景技术

目前，模型不确定性、外部干扰、执行器故障和执行器输出受限同时存在情形下的刚体飞行器姿态角稳定的研究较少，特别是姿态角的角速度也受限情形下的刚体飞行器姿态角稳定少有人研究。模型不确定性、外部干扰、执行器故障、姿态角的角速度受限和执行器输出受限，使得刚体飞行器姿态角的控制变得困难，姿态角控制现有方法主要以自适应滑模控制、H∞鲁棒控制等方法为主，现有方法具有以下缺点：需要知道不确定性的精确结构信息，并且还不能同时处理角速度受限问题。

发明内容

本发明针对上述存在的问题，提出了一种刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统及方法，以解决现有技术的不足。

本发明采用的技术方案是：

一种用于刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统及方法，所述控制系统包括：

执行器，用于输出使姿态角稳定的调整力矩；

飞行器姿态运动模型，将接收的调整力矩用于对刚体飞行器姿态角进行调整，并输出姿态角四元素向量和姿态角的角速度；

虚拟姿态角的角速度计算模块，用于对接收的姿态角四元素向量进行计算，以获得虚拟姿态角的角速度，并分两路输出；

命令滤波器，用于对接收的虚拟姿态角的角速度进行滤波处理，以获得满足限制条件的虚拟姿态角的角速度，其中一路与姿态角的角速度进行误差计算，以获得姿态角的角速度误差，并输出至执行器和参数自适应律模块，另一路虚拟姿态角的角速度直接输出；

补偿信号模块，根据接收的虚拟姿态角的角速度、满足限制条件的虚拟姿态角的角速度以及姿态角四元素向量，生成并输出补偿信号，所述补偿信号一路反馈到补偿信号模块参与计算，另一路直接输出。

补偿误差计算模块，用于对接收的姿态角四元素向量与期望的姿态角四元素进行误差计算，以获得姿态角四元素向量的镇定误差，所述镇定误差与补偿信号进行误差修正以获得补偿后的姿态角四元素的镇定误差，并分别输出至执行器和参数自适应律模块；

扩展状态观测器，用于对接收的姿态角的角速度进行处理，以获得不确定项的估计值，并分别输出至执行器和参数自适应律模块；

参数自适应律模块，用于接收姿态角四元素向量、补偿后的姿态角四元素的镇定误差、姿态角的角速度误差以及不确定项的估计值，以获得自适应律参数，其中一路直接输出至执行器，另一路反馈到参数自适应律模块参与计算；

所述执行器用于接收反馈的姿态角四元素向量、补偿后的姿态角四元素的镇定误差、姿态角的角速度误差、不确定项的估计值以及自适应律参数。

具体地，所述执行器包括力矩生成模块、执行器饱和受限模块、执行器故障模块，所述力矩生成模块接收反馈的姿态角四元素向量、补偿后的姿态角四元素的镇定误差、姿态角的角速度误差、不确定项的估计值以及自适应律参数，并输出力矩，所述力矩通过执行器饱和受限模块控制力矩的执行范围输出受限力矩，其中一路输出至扩展状态观测器参与计算，另一路经过执行器故障模块输出调整力矩。

具体地，所述刚体飞行器姿态运动模型还接收外部干扰因素，其模型表达式：

其中，J(t)∈R^3×3是由刚体飞行器质量分布决定的惯性矩阵，是不确定的或者未知的，J(t)∈R^3×3是对称的正定矩阵；

q＝[q_υ；q₀]∈R^4×1是反映刚体飞行器姿态角四元素向量，并且满足

q_υ＝[q₁,q₂,q₃]^T和q₀分别是刚体飞行器姿态角四元素的向量部分和标量部分；

I₃∈R^3×3是3维的单位矩阵；

ω＝[ω₁,ω₂,ω₃]^T∈R^3×1是刚体飞行器姿态角的角速度；

u＝[u₁,…,u₃]^T∈R^3×1是由执行器输出的受限力矩；

F_p∈R^3×3和F_a∈R^3×3分别是执行器故障模块中执行器性能部分失效故障和性能附加故障；

d(t)∈R^3×1是外部干扰因素；

是q_υ的斜对称矩阵，它的形式为

ω^×是ω的斜对称矩阵，它的形式为

具体地，所述虚拟姿态角的角速度计算模块包含的表达式为：

其中，K₁＝diag[K₁₁,K₁₂,K₁₃]是设计的虚拟姿态角的角速度参数矩阵，是个正定的对角矩阵。

具体地，所述命令滤波器包含双曲正切函数运算器，则经过命令滤波器输出的满足限制条件的虚拟姿态角的角速度表达式为：

其中，ω_max＝diag[ω_1max,ω_2max,ω_3max]表示姿态角的角速度的极限值，δ∈(0,1]是设计的饱和安全系数，ζ＞0是设计的命令滤波器的阻尼比，ω_n＞0是设计的命令滤波器的振荡频率。

具体地，所述补偿信号模块包含的表达式为：

其中，K₁＝diag[K₁₁,K₁₂,K₁₃]是设计的虚拟姿态角的角速度参数矩阵，是个正定的对角矩阵。

具体地，所述补偿误差计算模块中期望的姿态角四元素为q_d＝[q_υr；1],q_υr＝[0,0,0]^T，则姿态角四元素的镇定误差计算式为e₁＝q_υ-q_υr，所述姿态角四元素的镇定误差与所述补偿信号可以获得补偿后的姿态角四元素的镇定误差计算式为

具体地，所述扩展状态观察器对姿态角的角速度及受限力矩进行计算过程如下：

设置刚体飞行器的姿态运动方程为：

其中，J(t)∈R^3×3是由刚体飞行器质量分布决定的惯性矩阵，是未知的，J(t)∈R^{3 ×3}是对称的正定矩阵；

设置饱和度系数：

其中，饱和度系数的具体形式如下：

根据饱和度系数的定义，则存在某一未知参数，满足下式

从角速度动态方程(5)中分离出非奇异的确定的控制项，可得

其中，B₀∈R^3×3是设计的非奇异矩阵，G是总的不确定性，它的形式如下

设置扩展状态观测器，估计不确定项G的值

其中，β₁,β₂,g_c1(·),g_c2(·)是设计的扩展状态观测器参数，选择扩展观察器参数，使Z₂趋近G，Z₁趋近ω。

具体地，所述参数自适应律模块包含的表达式为：

具体地，所述力矩生成模块包含的表达式为：

其中，K₂＝diag[K₂₁,K₂₂,K₂₃]是控制器参数矩阵，是正定的对角矩阵。

一种用于刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制的方法，包括刚体飞行器姿态和角速度反演控制；

步骤1，建立刚体飞行器姿态运动模型，由刚体飞行器姿态运动模型推导刚体飞行器姿态角的角速度，及姿态角四元数向量；

步骤2，通过虚拟姿态角的角速度计算模块，命令滤波器，补偿信号模块，补偿误差计算模块，获得补偿后的姿态角四元素向量的镇定误差，姿态角的角速度与命令滤波器的输出进行误差计算获得姿态角的角速度误差。

步骤3，将饱和度系数引入刚体飞行器姿态运动模型分解出不确定项；

步骤4，通过扩展状态观测器，获得不确定项的估计值；

步骤5，所述补偿后的姿态角四元素的镇定误差、所述姿态角的角速度误差、不确定项的估计值、及姿态角四元素向量通过参数自适应律模块获得自适应率参数；

步骤6，所述补偿后的姿态角四元素的镇定误差、所述姿态角的角速度误差、不确定项的估计值、姿态角四元素向量及所述自适应率参数通过执行器的力矩生成模块获得力矩，执行器故障的容错控制，及外界干扰的抑制，确保飞行器姿态角的角速度为姿态角稳定所需要的角速度。

步骤7，根据步骤6获得的所述飞行器姿态角的角速度进一步控制姿态角四元素向量，实现姿态角的角速度受限情形下的刚体飞行器姿态控制。

其中命令滤波器和补偿信号模块主要解决姿态角的角速度受限问题；

其中扩展状态观测器和参数自适应律模块主要解决执行器故障及力矩受限问题。

与现有技术相比，本发明具有的有益效果：不需要知道不确定性的精确结构信息，而且可以同时处理角速度受限问题，在模型不确定性、外部干扰、执行器故障、姿态角的角速度受限和执行器输出受限，使得刚体飞行器姿态角得到控制，使刚体飞行器具有良好的鲁棒能力。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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相关的附图。

图1一种用于刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统示意

图2一种用于刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制的方法

图3一种用于刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统及方法调整姿态角所需要的姿态角角速度

图4一种用于刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统及方法调整姿态角四元素趋于稳定的过程

图5一种用于刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统及方法调整姿态角的三个角度趋于稳定的过程

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，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中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。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性，此外，术语“水平”、“竖直”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。刚体飞行器姿态角(包括俯仰角、滚转角、航向角)，实际调整过程中存在模型不确定性、外部干扰、执行器故障、姿态角速率和执行器输出均受限的情形，通过自适应反演设计实现了刚体飞行器姿态角的稳定。

参照图1所示，本发明具体公开了一种刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统及方法，该控制系统包括：

执行器，用于输出使姿态角稳定的调整力矩；

飞行器姿态运动模型，将接收的调整力矩用于对刚体飞行器姿态角进行调整，并输出姿态角四元素向量和姿态角的角速度；

虚拟姿态角的角速度计算模块，用于对接收的姿态角四元素向量进行计算，以获得虚拟姿态角的角速度，并分两路输出；

命令滤波器，用于对接收的虚拟姿态角的角速度进行滤波处理，以获得满足限制条件的虚拟姿态角的角速度，其中一路与姿态角的角速度进行误差计算，以获得姿态角的角速度误差，并输出至执行器和参数自适应律模块，另一路虚拟姿态角的角速度直接输出；

补偿信号模块，根据接收的虚拟姿态角的角速度、满足限制条件的虚拟姿态角的角速度以及姿态角四元素向量，生成并输出补偿信号，所述补偿信号一路反馈到补偿信号模块参与计算，另一路直接输出。

补偿误差计算模块，用于对接收的姿态角四元素向量与期望的姿态角四元素q_d＝[q_υr；1],q_υr＝[0,0,0]^T进行误差计算，以获得姿态角四元素向量的镇定误差，所述镇定误差与补偿信号进行误差修正以获得补偿后的姿态角四元素的镇定误差，并分别输出至执行器和参数自适应律模块；

扩展状态观测器，用于对接收的姿态角的角速度进行处理，以获得不确定项的估计值，并分别输出至执行器和参数自适应律模块；

参数自适应律模块，用于接收姿态角四元数向量、补偿后的姿态角四元素的镇定误差、姿态角的角速度误差以及不确定项的估计值，以获得自适应律参数，其中一路直接输出至执行器，另一路反馈到参数自适应律模块参与计算；

所述执行器用于接收反馈的姿态角四元素向量、补偿后的姿态角四元素镇定误差、姿态角的角速度误差、不确定项的估计值以及自适应律参数。

具体地，所述执行器包括力矩生成模块、执行器饱和受限模块、执行器故障模块，所述力矩生成模块接收反馈的姿态角四元素向量、补偿后的姿态角四元素的镇定误差、姿态角的角速度误差、不确定项的估计值以及自适应律参数，并输出力矩，所述力矩通过执行器饱和受限模块控制力矩的执行范围输出受限力矩，其中一路输出至扩展状态观测器参与计算，另一路经过执行器故障模块输出调整力矩。

具体地，所述刚体飞行器姿态运动模型还接收外部干扰因素，其模型表达式：

其中，J(t)∈R^3×3是由刚体飞行器质量分布决定的惯性矩阵，是不确定的或者未知的，J(t)∈R^3×3是对称的正定矩阵；

q＝[q_υ；q₀]∈R^4×1是反映刚体飞行器姿态角四元素向量，并且满足

q_υ＝[q₁,q₂,q₃]^T和q₀分别是刚体飞行器姿态角四元素的向量部分和标量部分；

I₃∈R^3×3是3维的单位矩阵；

ω＝[ω₁,ω₂,ω₃]^T∈R^3×1是刚体飞行器姿态角的角速度；

u＝[u₁,…,u₃]^T∈R^3×1是由执行器输出的受限力矩；

F_p∈R^3×3和F_a∈R^3×3分别是执行器故障模块中执行器性能部分失效故障和性能附加故障；

d(t)∈R^3×1是外部干扰因素；

是q_υ的斜对称矩阵，它的形式为

ω^×是ω的斜对称矩阵，它的形式为

具体地，所述虚拟姿态角的角速度计算模块包含的表达式为：

其中，K₁＝diag[K₁₁,K₁₂,K₁₃]是设计的虚拟姿态角的角速度参数矩阵，是个正定的对角矩阵。

具体地，所述命令滤波器包含双曲正切函数运算器，则经过命令滤波器输出的满足限制条件的虚拟姿态角的角速度表达式为：

其中，ω_max＝diag[ω_1max,ω_2max,ω_3max]表示姿态角的角速度的极限值，δ∈(0,1]是设计的饱和安全系数，ζ＞0是设计的命令滤波器的阻尼比，ω_n＞0是设计的命令滤波器的振荡频率。

具体地，所述补偿信号模块包含的表达式为：

其中，K₁＝diag[K₁₁,K₁₂,K₁₃]是设计的虚拟姿态角的角速度参数矩阵，是个正定的对角矩阵。

具体地，所述补偿误差计算模块期望的姿态角的四元素为q_d＝[q_υr；1],q_υr＝[0,0,0]^T，则姿态角四元素的镇定误差计算式为e₁＝q_υ-q_υr，所述姿态角四元素的镇定误差与所述补偿信号可以获得补偿后的姿态角四元素的镇定误差计算式为

具体地，所述扩展状态观察器对姿态角的角速度及受限力矩进行计算过程如下：

设置刚体飞行器的姿态运动方程为：

其中，J(t)∈R^3×3是由刚体飞行器质量分布决定的惯性矩阵，是未知的，J(t)∈R^{3 ×3}是对称的正定矩阵；

设置饱和度系数：

其中，饱和度系数的具体形式如下：

根据饱和度系数的定义，则存在某一未知参数，满足下式：

从角速度动态方程(5)中分离出非奇异的确定的控制项，可得

其中，B₀∈R^3×3是设计的非奇异矩阵，G是总的不确定性，它的形式如下

设置扩展状态观测器，估计不确定项G

其中，β₁,β₂,g_c1(·),g_c2(·)是设计的扩展状态观测器参数，选择扩展观察器参数，使Z₂趋近G，Z₁趋近ω。

具体地，所述参数自适应律模块包含的表达式为：

具体地，所述力矩生成模块包含的表达式为：

其中，K₂＝diag[K₂₁,K₂₂,K₂₃]是控制器参数矩阵，是正定的对角矩阵。

参照图2所示，本发明还具体公开了一种刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制的方法，所述方法包括刚体飞行器姿态和角速度反演控制，具体过程如下；

步骤1，建立刚体飞行器姿态运动模型100，

其中，J(t)∈R^3×3是由刚体飞行器质量分布决定的惯性矩阵，是不确定或者未知的，J(t)∈R^3×3是对称的正定矩阵；

ω＝[ω₁,ω₂,ω₃]^T∈R^3×1是刚体飞行器姿态角的角速度；

ω^×是ω的斜对称矩阵，它的形式为

u＝[u₁,…,u₃]^T∈R^3×1是由执行器输出的受限力矩；

F_p∈R^3×3和F_a∈R^3×3分别是执行器性能部分失效故障和性能附加故障；

d(t)∈R^3×1是外部干扰因素；

进一步推导出刚体飞行器姿态角四元素向量：

q＝[q_υ；q₀]∈R^4×1是反映刚体飞行器姿态角四元素向量，并且满足

q_υ＝[q₁,q₂,q₃]^T和q₀分别是刚体飞行器姿态角四元素的向量部分和标量部分；

I₃∈R^3×3是3维的单位矩阵；

是q_υ的斜对称矩阵，它的形式为

步骤2，模块110采用lyapunov函数设计虚拟姿态角的角速度，则虚拟姿态角的角速度为：

其中，K₁＝diag[K₁₁,K₁₂,K₁₃]是设计的虚拟姿态角的角速度参数矩阵，是个正定的对角矩阵。

由于姿态角的角速度受限，构建含有双曲正切函数的命令滤波器111，进而获得满足限制条件的虚拟姿态角的角速度为

其中ω_max＝diag[ω_1max,ω_2max,ω_3max]表示姿态角的角速度的极限值，δ∈(0,1]是设计的饱和安全系数。

构建补偿信号模块112为：

其中K₁＝diag[K₁₁,K₁₂,K₁₃]是设计的虚拟姿态角的角速度参数矩阵。

误差补偿模块113中期望的姿态角四元素为q_d＝[q_υr；1],q_υr＝[0,0,0]^T，则姿态角四元素的镇定误差计算式为e₁＝q_υ-q_υr，则补偿后的姿态角四元素的镇定误差为

姿态角的角速度误差是模块114将接收的虚拟姿态角的角速度与姿态角的角速度进行误差计算获得。

步骤3，将饱和度系数引入刚体飞行器姿态运动模型100分解出不确定项；

步骤4，通过扩展状态观测器120，估计不确定项；

步骤5，通过参数自适应律模块130获得自适应率参数；

步骤6，通过执行器140的力矩生成模块获得力矩，实现对外界干扰的抑制以及对执行器故障的容错控制，确保飞行器姿态角的角速度为姿态角稳定所需要的角速度。

步骤7，根据步骤6获得的所述飞行器姿态角的角速度进一步控制姿态角的四元数向量，实现姿态角的角速度受限情形下的刚体飞行器姿态控制。

则补偿后的姿态角四元素镇定误差为

姿态的角速度与命令滤波器的输出进行误差计算获得姿态角的角速度误差，不确定项的估计值、及姿态角四元素向量，经过Lyapunov稳定分析，可知满足限制条件的姿态角的角速度实现了姿态角的角速度受限情形下的姿态角四元素的控制，确保飞行器姿态角的稳定。

实施例：

步骤1，初始化刚体飞行器姿态运动模型100参数，设置初始力矩

外部干扰因素

惯性矩阵

执行器性能附加故障

执行器性能部分失效故障

刚体飞行器姿态角(包括俯仰角、滚转角、航向角)的初始角速度ω(0)＝[0,0,0]^Trad/s，则刚体飞行器姿态运动方程为：

其中，J(t)∈R^3×3是由刚体飞行器质量分布决定的惯性矩阵，是不确定或者未知的，J(t)∈R^3×3是对称的正定矩阵；

ω＝[ω₁,ω₂,ω₃]^T∈R^3×1是刚体飞行器姿态角的角速度；

ω^×是ω的斜对称矩阵，它的形式为

u＝[u₁,…,u₃]^T∈R^3×1是由执行器输出的受限力矩；

F_p∈R^3×3和F_a∈R^3×3分别是执行器性能部分失效故障和性能附加故障；

d(t)∈R^3×1是外部干扰因素；

由刚体飞行器姿态运动模型100推导出刚体飞行器姿态角的四元素向量：

q＝[q_υ；q₀]∈R^4×1是反映刚体飞行器姿态角的四元素向量，并且满足

q_υ＝[q₁,q₂,q₃]^T和q₀分别是刚体飞行器姿态角四元素的向量部分和标量部分；

I₃∈R^3×3是3维的单位矩阵；

是q_υ的斜对称矩阵，它的形式为

由刚体飞行器姿态运动模型100推导刚体飞行器姿态角的角速度为：

步骤1，模块110采用lyapunov函数设计虚拟姿态角的角速度，则虚拟姿态角的角速度为：

其中，K₁＝diag[K₁₁,K₁₂,K₁₃]是设计的虚拟姿态角的角速度参数矩阵，是个正定的对角矩阵。

由于姿态角的角速度受限，构建含有双曲正切函数的命令滤波器111，进而获得满足限制条件的虚拟姿态角的角速度为

其中ω_max＝diag[ω_1max,ω_2max,ω_3max]表示姿态角的角速度的极限值，δ∈(0,1]是设计的饱和安全系数。

构建补偿信号模块112为

其中K₁＝diag[K₁₁,K₁₂,K₁₃]是设计的虚拟姿态角的角速度参数矩阵；

则通过模块113，则补偿后的姿态角四元素镇定误差为

其中，所述误差计算模块中期望的姿态角四元素为q_d＝[q_υr；1],q_υr＝[0,0,0]^T，则姿态角四元素的镇定误差计算式为e₁＝q_υ-q_υr。

姿态角的角速度误差模块114是虚拟姿态角的角速度与姿态角的角速度进行误差计算获得。

步骤3，由于执行器输出受限，引入饱和度系数

其中，饱和度系数的具体形式如下：

根据饱和度系数的定义，则存在某一未知参数，满足下式

从刚体飞行器姿态角的角速度公式(5)中分离出非奇异的确定的控制项，

其中，B₀∈R^3×3是设计的非奇异矩阵，G是总的不确定性，它的形式如下

步骤4，设计扩展状态观测器120，估计不确定项G

其中β₁,β₂,g_c1(·),g_c2(·)是设计的扩展状态观测器参数，如果参数设计恰当，则Z₂会趋近G，Z₁会趋近ω。

步骤5，采用lyapunov函数设计参数自适应律模块130，计算系统控制的参数自适应率，来保证系统的稳定性，推导出参数自适应律为：

进一步输出到执行器实现对系统的有效控制和全局调节。

步骤6，执行器产生的力矩为

其中K₂＝diag[K₂₁,K₂₂,K₂₃]是设计的控制器参数矩阵，是正定的对角矩阵。

执行器产生的力矩生成模块获得力矩，执行器故障的容错控制，及外界干扰的抑制，控制刚体飞行器的俯仰角角速度、滚转角角速度、航向角角速度，如图3所示，实现对外界干扰的抑制以及对执行器故障的容错控制，确保飞行器姿态角速度为姿态角稳定所需要的角速度。

步骤7，根据步骤6获得的所述飞行器姿态角的角速度进一步控制姿态角四元素向量，如图4所示，实现姿态角的角速度受限情形下的刚体飞行器姿态控制，如图5所示。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制。凡是根据发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。

Claims (10)

1.一种用于刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统，其特征在于，该控制系统包括：

执行器，用于输出使姿态角稳定的调整力矩；

飞行器姿态运动模型，将接收的调整力矩用于对刚体飞行器姿态角进行调整，并输出姿态角四元数向量和姿态角的角速度；

虚拟姿态角的角速度计算模块，用于对接收的姿态角四元数向量进行计算，以获得虚拟姿态角的角速度，并分两路输出；

命令滤波器，用于对接收的虚拟姿态角的角速度进行滤波处理，以获得满足限制条件的虚拟姿态角的角速度，其中一路与姿态角的角速度进行误差计算，以获得姿态角的角速度误差，并输出至执行器和参数自适应律模块，另一路虚拟姿态角的角速度直接输出；

补偿信号模块，根据接收的虚拟姿态角的角速度、满足限制条件的虚拟姿态角的角速度以及姿态角四元数向量，生成并输出补偿信号，所述补偿信号一路反馈到补偿信号模块参与计算，另一路直接输出；

补偿误差计算模块，用于对接收的姿态角四元数向量与期望的姿态角四元数进行误差计算，以获得姿态角四元数向量的镇定误差，所述镇定误差与补偿信号进行误差修正以获得补偿后的姿态角四元数的镇定误差，并分别输出至执行器和参数自适应律模块；

扩展状态观测器，用于对接收的姿态角的角速度进行处理，以获得不确定项的估计值，并分别输出至执行器和参数自适应律模块；

参数自适应律模块，用于接收姿态角四元数向量、补偿后的姿态角四元数的镇定误差、姿态角的角速度误差以及不确定项的估计值，以获得自适应律参数，其中一路直接输出至执行器，另一路反馈到参数自适应律模块参与计算；

所述执行器用于接收反馈的姿态角四元数向量、补偿后的姿态角四元数的镇定误差、姿态角的角速度误差、不确定项的估计值以及自适应律参数，所述执行器包括力矩生成模块、执行器饱和受限模块、执行器故障模块，所述力矩生成模块接收反馈的姿态角四元数向量、补偿后的姿态角四元数的镇定误差、姿态角的角速度误差、不确定项的估计值以及自适应律参数，并输出力矩，所述力矩通过执行器饱和受限模块控制力矩的执行范围输出受限力矩，其中一路输出至扩展状态观测器参与计算，另一路经过执行器故障模块输出调整力矩。

2.根据权利要求1所述的一种用于刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统，其特征在于，所述刚体飞行器姿态运动模型还接收外部干扰因素，其模型表达式：

其中，J(t)∈R^3×3是由刚体飞行器质量分布决定的惯性矩阵，是不确定的或者未知的，J(t)∈R^3×3是对称的正定矩阵；

q＝[q_υ；q₀]∈R^4×1是反映刚体飞行器姿态角四元数向量，并且满足

q_υ＝[q₁,q₂,q₃]^T和q₀分别是刚体飞行器姿态角四元数的向量部分和标量部分；

I₃∈R^3×3是3维的单位矩阵；

ω＝[ω₁,ω₂,ω₃]^T∈R^3×1是刚体飞行器姿态角的角速度；

u＝[u₁,…,u₃]^T∈R^3×1是由执行器饱和受限模块输出的受限力矩；

F_p∈R^3×3和F_a∈R^3×3分别是执行器故障模块中执行器性能部分失效故障和性能附加故障；

d(t)∈R^3×1是外部干扰因素；

是q_υ的斜对称矩阵，它的形式为

ω^×是ω的斜对称矩阵，它的形式为

3.根据权利要求2所述的一种用于刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统，其特征在于，所述虚拟姿态角的角速度计算模块包含的表达式为：

其中，K₁＝diag[K₁₁,K₁₂,K₁₃]是设计的虚拟姿态角的角速度参数矩阵，是个正定的对角矩阵。

4.根据权利要求3所述的一种用于刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统，其特征在于，所述命令滤波器包含双曲正切函数运算器，则经过命令滤波器输出的满足限制条件的虚拟姿态角的角速度表达式为：

其中，ω_max＝diag[ω_1max,ω_2max,ω_3max]表示姿态角的角速度的极限值，δ∈(0,1]是设计的饱和安全系数，ζ>0是设计的命令滤波器的阻尼比，ω_n>0是设计的命令滤波器的振荡频率，S是拉普拉斯变换的符号。

5.根据权利要求4所述的一种用于刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统，其特征在于，所述补偿信号模块包含的表达式为：

其中，K₁＝diag[K₁₁,K₁₂,K₁₃]是设计的虚拟姿态角的角速度参数矩阵，是个正定的对角矩阵。

6.根据权利要求5所述的一种用于刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统，其特征在于，所述误差计算模块中期望的姿态角四元数为q_d＝[q_υr；1],q_υr＝[0,0,0]^T，则姿态角四元数的镇定误差计算式为e₁＝q_υ-q_υr，所述姿态角四元数的镇定误差与所述补偿信号可以获得补偿后的姿态角四元数的镇定误差计算式为

7.根据权利要求6所述的一种用于刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统，其特征在于，所述扩展状态观察器对姿态角的角速度及受限力矩进行计算过程如下：

设置刚体飞行器的姿态运动方程为：

其中，J(t)∈R^3×3是由刚体飞行器质量分布决定的惯性矩阵，是未知的，J(t)∈R^3×3是对称的正定矩阵；

设置饱和度系数

则执行器饱和受限模块输出的受限力矩u可写成：

这里，u₀＝[u₀₁,u₀₂,u₀₃]表示力矩生成模块输出的力矩，饱和度系数

的具体形式如下：

u＝[u₁,…,u₃]^T∈R^3×1是由执行器饱和受限模块输出的受限力矩；

根据饱和度系数的定义，则存在某一未知参数ρ，满足下式：

从角速度动态方程(5)中分离出非奇异的确定的控制项，可得

其中，B₀∈R^3×3是设计的非奇异矩阵，G是总的不确定性，它的形式如下：

设置扩展状态观测器，估计不确定项G的值：

其中，β₁,β₂,g_c1(·),g_c2(·)是设计的扩展状态观测器参数，选择扩展观察器参数，使Z₂趋近G，Z₁趋近ω。

8.根据权利要求7所述的一种用于刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统，其特征在于，所述参数自适应律模块包含的表达式为：

其中，e₂＝ω-ω_α。

9.根据权利要求8所述的一种用于刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制系统，其特征在于，所述力矩生成模块包含的表达式为：

其中，u₀为力矩生成模块输出力矩，u₀＝[u₀₁,u₀₂,u₀₃]，K₂＝diag[K₂₁,K₂₂,K₂₃]是控制器参数矩阵，是正定的对角矩阵，e₂＝ω-ω_α。

10.一种用于刚体飞行器姿态角稳定的自适应反演控制的方法，其特征在于，所述方法包括刚体飞行器姿态和角速度反演控制，具体过程如下；

步骤1，建立刚体飞行器姿态运动模型，由刚体飞行器姿态运动模型推导刚体飞行器姿态角的角速度，及姿态角四元数向量；

步骤2，通过虚拟姿态角的角速度计算模块，命令滤波器，补偿信号模块，补偿误差计算模块，获得补偿后的姿态角四元数向量的镇定误差，姿态角的角速度与命令滤波器的输出进行误差计算获得姿态角的角速度误差；

步骤3，将饱和度系数引入刚体飞行器姿态运动模型分解出不确定项；

步骤4，通过扩展状态观测器，获得不确定项的估计值；

步骤5，所述补偿后的姿态角四元数的镇定误差、所述姿态角的角速度误差、不确定项的估计值、及姿态角四元数向量通过参数自适应律模块获得自适应率参数；

步骤6，所述补偿后的姿态角四元数的镇定误差、所述姿态角的角速度误差、不确定项的估计值、姿态角四元数向量及所述自适应率参数通过执行器的力矩生成模块获得力矩，执行器故障的容错控制，及外界干扰的抑制，确保飞行器姿态角的角速度为姿态角稳定所需要的角速度；

步骤7，根据步骤6获得的所述飞行器姿态角的角速度进一步控制姿态角四元数向量，实现姿态角的角速度受限情形下的刚体飞行器姿态控制。

Images