CN115145157B - 一种基于截止频率映射的姿态控制增益整定方法 - Google Patents

一种基于截止频率映射的姿态控制增益整定方法 Download PDF

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CN115145157B CN202211088263.3A CN202211088263A CN115145157B CN 115145157 B CN115145157 B CN 115145157B CN 202211088263 A CN202211088263 A CN 202211088263A CN 115145157 B CN115145157 B CN 115145157B
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Abstract

本发明属于姿态控制技术领域，提出了一种基于截止频率映射的姿态控制增益整定方法，包括：为解决姿态控制设计对稳定性和机动性较难同时兼顾的问题，在控制方程中引入了自适应整定增益系数，同时构建了截止频率与整定增益系数的映射关系。飞行中通过实时调整控制增益，将截止频率配置到预设值并限幅，在保证控制稳定性的同时，实现了对控制机动性的在线优化。本发明对传统姿态控制设计方法进行了优化，解决了设计稳定性与机动性的矛盾，方法简洁、易操作，创新性强。

Description

一种基于截止频率映射的姿态控制增益整定方法
技术领域
本发明属于姿态控制技术领域，特别是一种基于截止频率映射的姿态控制增益整定方法。
背景技术
对飞行器的姿态控制除了需要保证飞行姿态的稳定性外，还需尽可能提升其机动性能。如何实现稳定性和机动性的协调优化已逐渐成为姿态控制设计的一个难点。
为了保证飞行全程的姿态稳定，姿态控制设计通常留有较大的稳定裕度，这对于提升控制的抗干扰能力及鲁棒性有利，但往往忽视了飞行器对机动能力的需求，牺牲了部分机动性，导致跟踪快速性不强，飞行器动态响应较慢。特别地，在飞行器进行大范围机动时，一方面需要姿态快速响应指令的变化，提升机动性；另一方面则要确保在攻角/侧滑角大幅度变化时飞行姿态不失稳，确保稳定性。这使得稳定性与机动性两者间的矛盾更为突出，目前现有的姿态控制设计方法很难同时两者的满足需求，需要采用合理的分配方案进行兼顾。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，为解决姿态控制设计对稳定性和机动性较难同时兼顾的问题，提出了一种基于截止频率映射的姿态控制增益整定方法。通过构建截止频率与静态增益的映射关系，调整控制增益将截止频率配置到预设值，在保证稳定性的同时，实现了机动能力的协调优化；本发明算法简单，易于实现。
本发明的技术解决方案是：
第一方面，
一种基于截止频率映射的姿态控制增益整定方法，包括步骤如下：
1）获得三个状态对应的飞行器模型；三个状态包括：额定状态、上限状态和下限状态；
2）根据三个状态对应的飞行器模型，设计姿态控制器的初始控制方程；
3）根据三个状态对应的飞行器模型和姿态控制器的初始控制方程，获得飞行器姿 态控制回路在额定状态下的截止频率
Figure 20001DEST_PATH_IMAGE001
，上限状态下的截止频率
Figure 937141DEST_PATH_IMAGE002
和下限状态下的截止 频率
Figure 153096DEST_PATH_IMAGE003
；
4）通过引入自适应整定系数
Figure 548306DEST_PATH_IMAGE004
，改变姿态控制器的初始控制方程，获得整定控制 方程；
5）利用上限状态对应的飞行器模型，调整整定控制方程中的自适应整定系数
Figure 362678DEST_PATH_IMAGE004
， 使飞行器姿态控制回路的截止频率由上限状态下的截止频率
Figure 185140DEST_PATH_IMAGE002
调整到额定状态下的截止 频率
Figure 452174DEST_PATH_IMAGE001
，获得对应的自适应整定系数
Figure 588757DEST_PATH_IMAGE004
作为上限状态的自适应整定系数
Figure 257636DEST_PATH_IMAGE005
；自适应整 定系数
Figure 251000DEST_PATH_IMAGE004
的初值为1；
6）利用下限状态对应的飞行器模型，调整整定控制方程中的自适应整定系数
Figure 5329DEST_PATH_IMAGE004
， 使飞行器姿态控制回路的截止频率由下限状态下的截止频率
Figure 680024DEST_PATH_IMAGE003
调整到额定状态下的截止 频率
Figure 203409DEST_PATH_IMAGE001
，获得对应的自适应整定系数
Figure 633253DEST_PATH_IMAGE004
作为下限状态的自适应整定系数
Figure 874879DEST_PATH_IMAGE006
；
7）构建截止频率
Figure 87686DEST_PATH_IMAGE007
与自适应整定系数
Figure 731157DEST_PATH_IMAGE004
的映射函数
Figure 66323DEST_PATH_IMAGE008
，根据额定状态下的截止频率
Figure 795245DEST_PATH_IMAGE001
，上限状态下的截止频率
Figure 310277DEST_PATH_IMAGE002
、下限状态下的截止频率
Figure 808255DEST_PATH_IMAGE003
、上限状态的自适应整定系数
Figure 579902DEST_PATH_IMAGE005
和下限状态的自适应整定系数
Figure 530540DEST_PATH_IMAGE006
，确定映射函数中的 系数
Figure 350729DEST_PATH_IMAGE009
；
8）飞行器实时飞行时，获得飞行器姿态控制回路对应的截止频率
Figure 703212DEST_PATH_IMAGE007
，根据截止频 率
Figure 645761DEST_PATH_IMAGE007
和映射函数
Figure 83695DEST_PATH_IMAGE008
，获得自适应整定系数
Figure 441995DEST_PATH_IMAGE004
的计算值；
9）根据上限限幅值
Figure 914565DEST_PATH_IMAGE010
和下限限幅值
Figure 28015DEST_PATH_IMAGE011
，对自适应整定系数
Figure 953245DEST_PATH_IMAGE004
的计算值 进行限幅处理，获得限幅处理后的自适应整定系数
Figure 115236DEST_PATH_IMAGE012
；
10）根据限幅处理后的自适应整定系数
Figure 176733DEST_PATH_IMAGE012
，调整整定控制方程，获得飞行器调整 后的控制方程，使用飞行器调整后的控制方程输出控制指令
Figure 461084DEST_PATH_IMAGE013
，控制飞行器执行机构的动 作；
11）按飞行器的控制周期重复步骤8）到10），直至飞行结束。
优选地：步骤2）所述的初始控制方程的构型如下：
Figure 873611DEST_PATH_IMAGE014
其中，
Figure 337828DEST_PATH_IMAGE013
为控制输出；
Figure 519411DEST_PATH_IMAGE015
和
Figure 709083DEST_PATH_IMAGE016
控制输入，分别表示姿态角偏差和角速度偏差；
Figure 608906DEST_PATH_IMAGE017
为动态增益系数；
Figure 112700DEST_PATH_IMAGE018
为初始的静态增益系数。
优选地：步骤4）所述的整定控制方程，具体为：
Figure 414368DEST_PATH_IMAGE019
。
优选地：步骤7）所述的确定映射函数中的系数
Figure 774943DEST_PATH_IMAGE009
的方法，具体为：
Figure 162062DEST_PATH_IMAGE020
。
优选地：步骤9）所述获得限幅处理后的自适应整定系数
Figure 469546DEST_PATH_IMAGE012
的方法，具体为：
Figure 360142DEST_PATH_IMAGE021
。
优选地：下限限幅值
Figure 157196DEST_PATH_IMAGE011
的获取是利用下限状态对应的飞行器模型，调整整定 控制方程中的自适应整定系数
Figure 766032DEST_PATH_IMAGE004
，直到飞行器姿态控制回路的幅值裕度为0dB或相位裕度 为0°时，获得对应的自适应整定系数
Figure 877208DEST_PATH_IMAGE004
作为下限限幅值
Figure 887889DEST_PATH_IMAGE011
。
优选地：上限限幅值
Figure 855845DEST_PATH_IMAGE010
的获取是利用上限状态对应的飞行器模型，调整整定 控制方程中的自适应整定系数
Figure 951977DEST_PATH_IMAGE004
，直到飞行器姿态控制回路的幅值裕度为0dB或相位裕度 为0°时，获得对应的自适应整定系数
Figure 117378DEST_PATH_IMAGE004
作为上限限幅值
Figure 982565DEST_PATH_IMAGE010
。
优选地：步骤10）所述飞行器调整后的控制方程，具体为：
Figure 121423DEST_PATH_IMAGE022
。
第二方面，
一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述第一方面所述的方法的步骤。
一种具有处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读介质，所述程序代码使所述处理器执行第一方面所述方法。
本发明与现有技术相比的优点在于：
1）本发明利用了反映姿态控制回路机动性的重要参数—截止频率，通过将截止频率引入到姿态控制回路中，构建其与自适应整定系数的映射函数，设计了整定控制增益系数，实现了姿态控制设计对机动性与稳定性的兼顾优化；
2）本发明采用基于映射函数的控制增益自适应整定的技术手段，飞行中对截止频率进行实时动态调整，实现了对控制机动性的在线优化；
3）本发明采用融合上限、下限状态的整定系数综合设计的技术手段，对自适应整定系数进行上、下调整和限幅处理，确保了控制的稳定性。
附图说明
图1为本发明方法流程图；
图2为本发明飞行器姿态控制回路简化结构框图；
图3为本发明幅频特性和截止频率示意图。
具体实施方式
如图1所示，本发明一种基于截止频率映射的姿态控制增益整定方法，具体实施步骤如下：
1）确定/获得额定状态对应的飞行器模型、上限状态对应的飞行器模型和下限状态对应的飞行器模型，从而获得三个状态对应的飞行器模型。其中，额定状态、上限状态和下限状态的确定方式参考航天工业行业标准QJ2960-97；
2）根据三个状态对应的飞行器模型，设计姿态控制器的初始控制方程，初始控制方程的构型如下：
Figure 704851DEST_PATH_IMAGE014
其中，
Figure 892250DEST_PATH_IMAGE013
为控制输出；
Figure 877523DEST_PATH_IMAGE015
和
Figure 187282DEST_PATH_IMAGE016
控制输入，分别表示姿态角偏差和角速度偏差；
Figure 258006DEST_PATH_IMAGE017
为动态增益系数，为常值本发明实施例中设为0.2；
Figure 249096DEST_PATH_IMAGE018
为初始的静态增益系数，其值由基础 姿态控制设计方法得到，需要保证在额定和上、下限极限偏差下实现飞行器姿态控制回路 稳定。
3）由于在偏差状态下飞行器模型产生变化，飞行器姿态控制回路的截止频率
Figure 88876DEST_PATH_IMAGE007
随之变化，偏出额定设计状态。根据步骤1）中三个状态对应的飞行器模型和步骤2）中的姿 态控制器，获得飞行器姿态控制回路在不同状态下的截止频率。假设额定状态下的截止频 率为
Figure 569536DEST_PATH_IMAGE023
，上限和下限状态时分别为
Figure 861977DEST_PATH_IMAGE024
和
Figure 656757DEST_PATH_IMAGE025
；其中，飞行 器姿态控制回路主要由飞行器模型和姿态控制器构成，其简化结构框图如图2所示；截止频 率为飞行器姿态控制回路幅频特性波特图中幅值穿越0dB的点，如图3中的
Figure 351044DEST_PATH_IMAGE026
所示，在飞行 器模型和姿态控制器确定后，截止频率也随之确定。
4）改变姿态控制器的初始控制方程，引入自适应整定系数
Figure 2605DEST_PATH_IMAGE004
，获得整定控制方 程：
Figure 47921DEST_PATH_IMAGE019
；
其中，
Figure 879349DEST_PATH_IMAGE004
在额定状态时的值设定为1.0；
5）利用上限状态对应的飞行器模型，调整整定控制方程中的自适应整定系数
Figure 428142DEST_PATH_IMAGE004
， 使飞行器姿态控制回路的截止频率由上限状态下的截止频率
Figure 516184DEST_PATH_IMAGE027
调整到额定状态下的
Figure 783217DEST_PATH_IMAGE028
时，获得对应的自适应整定系数
Figure 919800DEST_PATH_IMAGE004
作为上限状态的自适应整定系数
Figure 323100DEST_PATH_IMAGE005
。以下设 定
Figure 582043DEST_PATH_IMAGE029
；
其中，在调整截止频率时，采用试凑的方式对控制增益进行一定范围调整，直至截 止频率达到预期结果
Figure 336372DEST_PATH_IMAGE028
。
6）利用下限状态对应的飞行器模型，调整整定控制方程中的自适应整定系数
Figure 73384DEST_PATH_IMAGE004
， 使飞行器姿态控制回路的截止频率由下限状态下的截止频率
Figure 534452DEST_PATH_IMAGE030
调整到额定状态下的
Figure 964297DEST_PATH_IMAGE028
时，获得对应的自适应整定系数
Figure 940343DEST_PATH_IMAGE004
作为下限状态的自适应整定系数
Figure 481046DEST_PATH_IMAGE006
。以下设 定
Figure 62200DEST_PATH_IMAGE031
；
7）构建截止频率
Figure 397366DEST_PATH_IMAGE007
与自适应整定系数
Figure 126288DEST_PATH_IMAGE004
的映射函数
Figure 205102DEST_PATH_IMAGE008
，根据额定状态下的截止频率
Figure 139298DEST_PATH_IMAGE001
，上限状态下的截止频率
Figure 645366DEST_PATH_IMAGE002
、下限状态下的截止频率
Figure 861583DEST_PATH_IMAGE003
、上限状态的自适应整定系数
Figure 681772DEST_PATH_IMAGE005
和下限状态的自适应整定系数
Figure 34256DEST_PATH_IMAGE006
，确定映射函数中的 系数
Figure 976804DEST_PATH_IMAGE009
。具体为：
7.1）构建三个偏差状态下截止频率与自适应增益系数的映射关系表，如表1所示。
表1 截止频率与整定系数映射关系表
偏差状态 截止频率/
Figure 414738DEST_PATH_IMAGE007
 自适应整定系数/
Figure 835356DEST_PATH_IMAGE004
额定
Figure 245608DEST_PATH_IMAGE032
 1.0
上限
Figure 93479DEST_PATH_IMAGE033
Figure 18709DEST_PATH_IMAGE034
下限
Figure 243017DEST_PATH_IMAGE035
Figure 507776DEST_PATH_IMAGE036
7.2）结合额定、上限和下限三个典型状态下的映射关系，采用抛物线公式进行关系拟合，构建方程组如下：
Figure 792127DEST_PATH_IMAGE037
其中，
Figure 204654DEST_PATH_IMAGE009
待求解的抛物线系数。
7.3）求解步骤7.2）中方程组中的系数，得到
Figure 967074DEST_PATH_IMAGE038
；
7.4）建立截止频率与自适应整定系数
Figure 584875DEST_PATH_IMAGE004
的映射函数如下：
Figure 40127DEST_PATH_IMAGE039
8）获得飞行器实时飞行时，飞行器姿态控制回路对应的截止频率
Figure 939950DEST_PATH_IMAGE007
，根据截止频 率
Figure 506060DEST_PATH_IMAGE007
和映射函数
Figure 479832DEST_PATH_IMAGE040
，获得自适应整定系数
Figure 105986DEST_PATH_IMAGE004
的计算值；
其中，自适应整定系数
Figure 493105DEST_PATH_IMAGE004
的作用是：通过调整自适应整定系数，可改变飞行器姿 态控制回路的截止频率，从而将实时截止频率
Figure 597327DEST_PATH_IMAGE007
调整至期望值（即
Figure 691185DEST_PATH_IMAGE041
），满足控制的 机动性需求；
9）根据限幅条件，对自适应整定系数的计算值进行限幅处理，限幅处理方法具体为：
Figure 488240DEST_PATH_IMAGE021
其中，
Figure 97076DEST_PATH_IMAGE011
为下限限幅值，
Figure 270568DEST_PATH_IMAGE010
为上限限幅值。下限限幅值
Figure 218932DEST_PATH_IMAGE011
的获取是利 用下限状态对应的飞行器模型，调整整定控制方程中的自适应整定系数
Figure 186888DEST_PATH_IMAGE004
，直到飞行器姿 态控制回路的幅值裕度为0dB或相位裕度为0°；上限限幅值
Figure 283020DEST_PATH_IMAGE010
的获取是利用上限状态 对应的飞行器模型，调整整定控制方程中的自适应整定系数
Figure 729045DEST_PATH_IMAGE004
，直到飞行器姿态控制回路 的幅值裕度为0dB或相位裕度为0°。通过对
Figure 301890DEST_PATH_IMAGE004
进行限幅，使设计结果满足控制的稳定性需 求。设
Figure 440747DEST_PATH_IMAGE042
、
Figure 24175DEST_PATH_IMAGE043
，可得出限幅后的自适应整定系数
Figure 273891DEST_PATH_IMAGE012
：
Figure 196848DEST_PATH_IMAGE044
10）根据限幅处理后的自适应整定系数
Figure 506606DEST_PATH_IMAGE012
，调整整定控制方程，获得飞行器调整 后的控制方程：
Figure 577330DEST_PATH_IMAGE022
使用飞行器调整后的控制方程输出控制指令
Figure 630737DEST_PATH_IMAGE013
，控制飞行器执行机构的动作；
11）按飞行器的控制周期重复步骤8）到10），直至飞行结束。
一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述方法的步骤。
一种具有处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读介质，所述程序代码使所述处理器执行上述方法。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，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、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。在不冲突的情况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (6)

1.一种基于截止频率映射的姿态控制增益整定方法，其特征在于，包括步骤如下：
1）获得三个状态对应的飞行器模型；三个状态包括：额定状态、上限状态和下限状态；
2）根据三个状态对应的飞行器模型，设计姿态控制器的初始控制方程；
3）根据三个状态对应的飞行器模型和姿态控制器的初始控制方程，获得飞行器姿态控制回路在额定状态下的截止频率
Figure 268078DEST_PATH_IMAGE001
，上限状态下的截止频率
Figure DEST_PATH_IMAGE002
和下限状态下的截止频率
Figure 873634DEST_PATH_IMAGE003
；
4）通过引入自适应整定系数
Figure DEST_PATH_IMAGE004
，改变姿态控制器的初始控制方程，获得整定控制方程；
5）利用上限状态对应的飞行器模型，调整整定控制方程中的自适应整定系数
Figure 591054DEST_PATH_IMAGE004
，使飞行器姿态控制回路的截止频率由上限状态下的截止频率
Figure 986264DEST_PATH_IMAGE002
调整到额定状态下的截止频率
Figure 987586DEST_PATH_IMAGE001
，获得对应的自适应整定系数
Figure 810049DEST_PATH_IMAGE004
作为上限状态的自适应整定系数
Figure 14765DEST_PATH_IMAGE005
；自适应整定系数
Figure 213665DEST_PATH_IMAGE004
的初值为1；
6）利用下限状态对应的飞行器模型，调整整定控制方程中的自适应整定系数
Figure 882544DEST_PATH_IMAGE004
，使飞行器姿态控制回路的截止频率由下限状态下的截止频率
Figure 564324DEST_PATH_IMAGE003
调整到额定状态下的截止频率
Figure 318653DEST_PATH_IMAGE001
，获得对应的自适应整定系数
Figure 993348DEST_PATH_IMAGE004
作为下限状态的自适应整定系数
Figure DEST_PATH_IMAGE006
；
7）构建截止频率
Figure 516733DEST_PATH_IMAGE007
与自适应整定系数
Figure 133528DEST_PATH_IMAGE004
的映射函数
Figure DEST_PATH_IMAGE008
，根据额定状态下的截止频率
Figure 312837DEST_PATH_IMAGE001
，上限状态下的截止频率
Figure 587960DEST_PATH_IMAGE002
、下限状态下的截止频率
Figure 231431DEST_PATH_IMAGE003
、上限状态的自适应整定系数
Figure 266732DEST_PATH_IMAGE005
和下限状态的自适应整定系数
Figure 995653DEST_PATH_IMAGE006
，确定映射函数中的系数
Figure 12151DEST_PATH_IMAGE009
；
8）飞行器实时飞行时，获得飞行器姿态控制回路对应的截止频率
Figure 510128DEST_PATH_IMAGE007
，根据截止频率
Figure 281775DEST_PATH_IMAGE007
和映射函数
Figure 419365DEST_PATH_IMAGE008
，获得自适应整定系数
Figure 301870DEST_PATH_IMAGE004
的计算值；
9）根据上限限幅值
Figure DEST_PATH_IMAGE010
和下限限幅值
Figure 592037DEST_PATH_IMAGE011
，对自适应整定系数
Figure 534585DEST_PATH_IMAGE004
的计算值进行限幅处理，获得限幅处理后的自适应整定系数
Figure DEST_PATH_IMAGE012
；
10）根据限幅处理后的自适应整定系数
Figure 660935DEST_PATH_IMAGE012
，调整整定控制方程，获得飞行器调整后的控制方程，使用飞行器调整后的控制方程输出控制指令
Figure 19235DEST_PATH_IMAGE013
，控制飞行器执行机构的动作；
11）按飞行器的控制周期重复步骤8）到10），直至飞行结束；
步骤2）所述的初始控制方程的构型如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE014
其中，
Figure 678756DEST_PATH_IMAGE013
为控制输出；
Figure 792205DEST_PATH_IMAGE015
和
Figure DEST_PATH_IMAGE016
控制输入，分别表示姿态角偏差和角速度偏差；
Figure 655119DEST_PATH_IMAGE017
为动态增益系数；
Figure DEST_PATH_IMAGE018
为初始的静态增益系数；
步骤4）所述的整定控制方程，具体为：
Figure 567842DEST_PATH_IMAGE019
；
步骤7）所述的确定映射函数中的系数
Figure 629339DEST_PATH_IMAGE009
的方法，具体为：
Figure DEST_PATH_IMAGE020
；
步骤10）所述飞行器调整后的控制方程，具体为：
Figure 851373DEST_PATH_IMAGE021
。
2.根据权利要求1所述的一种基于截止频率映射的姿态控制增益整定方法，其特征在于：步骤9）所述获得限幅处理后的自适应整定系数
Figure 263900DEST_PATH_IMAGE004
的方法，具体为：
Figure DEST_PATH_IMAGE022
。
3.根据权利要求2所述的一种基于截止频率映射的姿态控制增益整定方法，其特征在于：下限限幅值
Figure 478850DEST_PATH_IMAGE011
的获取是利用下限状态对应的飞行器模型，调整整定控制方程中的自适应整定系数
Figure 660432DEST_PATH_IMAGE004
，直到飞行器姿态控制回路的幅值裕度为0dB或相位裕度为0°时，获得对应的自适应整定系数
Figure 787788DEST_PATH_IMAGE004
作为下限限幅值
Figure 376027DEST_PATH_IMAGE011
。
4.根据权利要求3所述的一种基于截止频率映射的姿态控制增益整定方法，其特征在于：上限限幅值
Figure 942137DEST_PATH_IMAGE010
的获取是利用上限状态对应的飞行器模型，调整整定控制方程中的自适应整定系数
Figure 181489DEST_PATH_IMAGE004
，直到飞行器姿态控制回路的幅值裕度为0dB或相位裕度为0°时，获得对应的自适应整定系数
Figure 542063DEST_PATH_IMAGE004
作为上限限幅值
Figure 116133DEST_PATH_IMAGE010
。
5.一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述权利要求1至4任一项所述的方法的步骤。
6.一种具有处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读介质，其特征在于，所述程序代码使所述处理器执行所述权利要求1-4任一项所述方法。
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