CN115390447A - 一种适应姿态大幅机动的飞行器预设性能控制方法 - Google Patents

一种适应姿态大幅机动的飞行器预设性能控制方法 Download PDF

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Abstract

一种适应姿态大幅机动的飞行器预设性能控制方法，属于飞行器控制技术领域。方法如下：形成姿态控制误差模型；对于三个通道分别设计预设性能边界函数，以对姿态角控制误差响应进行约束；分别定义三个通道的无约束控制误差，求导得到对应的等价无约束控制模型；对等价无约束控制模型设计终端滑模控制律，并引入边界层函数降低滑模控制律的抖振现象。本发明优化了控制律的动态特性；在飞行器需进行大幅机动，姿态指令快速变化时适当放宽约束边界，从而避免了控制输入的长期饱和；此外，设计了终端滑模控制提高姿态角控制误差收敛速度，并引入边界层函数避免了控制量的抖振现象，便于工程应用。

Description

一种适应姿态大幅机动的飞行器预设性能控制方法
技术领域
本发明涉及一种适应姿态大幅机动的飞行器预设性能控制方法，属于飞行器控制技术领域。
背景技术
传统飞行器的控制系统设计往往仅考虑稳定性，而忽略了对控制动态性能的约束；同时飞行器执行任务过程中常需要大幅机动，在机动过程中控制输入易饱和，对动态性能的实现与满足带来一定影响。因此需要开发一种既能够约束控制动态性能，又能避免控制输入长期饱和的控制方法。
发明内容
为解决背景技术中存在的问题，本发明提供一种适应姿态大幅机动的飞行器预设性能控制方法。
实现上述目的，本发明采取下述技术方案：一种适应姿态大幅机动的飞行器预设性能控制方法，方法包括如下步骤：
S1：构建飞行器姿态动力学与运动学模型，并将姿态动力学与运动学模型和姿态指令作差，形成姿态控制误差模型；
S2：对于飞行器俯仰通道、偏航通道和滚转通道三个通道，分别设计引入抗饱和自适应项的预设性能边界函数，以对姿态角控制误差响应进行约束，并避免控制量长期饱和；
S3：分别定义飞行器俯仰通道、偏航通道和滚转通道三个通道的无约束控制误差，对其求导得到对应的等价无约束控制模型；
S4：对等价无约束控制模型设计终端滑模控制律，并引入边界层函数降低滑模控制律的抖振现象。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
本发明采用预设性能边界函数对姿态角控制误差收敛动态过程进行约束，优化了控制律的动态特性；同时在预设性能边界函数中引入与姿态指令变化速率相关的抗饱和自适应项，在飞行器需进行大幅机动，姿态指令快速变化时适当放宽约束边界，从而避免了控制输入的长期饱和；此外，设计了终端滑模控制提高姿态角控制误差收敛速度，并引入边界层函数避免了控制量的抖振现象，便于工程应用。
具体实施方式
下面对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。
一种适应姿态大幅机动的飞行器预设性能控制方法，所述方法包括如下步骤：
S1：构建飞行器姿态动力学与运动学模型，并将姿态动力学与运动学模型和姿态指令作差，形成姿态控制误差模型；
S101：基于绕质心转动动力学和姿态运动学，构建飞行器姿态动力学与运动学模型如下：
Figure BDA0003800807830000021
式(1)中：
Figure BDA0003800807830000022
为Ω关于时间的一阶导数；
Figure BDA0003800807830000031
为飞行器的姿态角矢量；
Figure BDA0003800807830000032
为俯仰角；
ψ为偏航角；
γ为滚转角；
T代表向量的转置；
R为姿态转换矩阵，
Figure BDA0003800807830000033
ω＝[ωx,ωy,ωz]T为飞行器的姿态角速度矢量；
ωx为滚转角速度；
ωy为偏航角速度；
ωz为俯仰角速度；
Figure BDA0003800807830000034
为ω关于时间的一阶导数；
J为飞行器的转动惯量矩阵，且
Figure BDA0003800807830000035
Jxx为飞行器绕x轴的转动惯量；
Jyy为飞行器绕y轴的转动惯量；
Jzz为飞行器绕z轴的转动惯量；
Jxy，Jxz，Jyz为惯性积；
ω×表示叉乘矩阵；
B1为控制力矩系数矩阵；
U＝[δx,δy,δz]T表示控制输入量；
δx为副翼的偏转角；
δy为方向舵的偏转角；
δz为升降舵的偏转角；
D1＝[dx,dy,dz]T为气动力矩与干扰力矩项；
dx为作用在滚转通道的气动力矩与干扰力矩项；
dy为作用在偏航通道的气动力矩与干扰力矩项；
dz为作用在俯仰通道的气动力矩与干扰力矩项；
S102：将姿态动力学与运动学模型和姿态指令作差，形成姿态控制误差模型：
设定飞行器姿态角变化指令Ωc为：
Ωc＝[Ωcz,Ωcy,Ωcx] (2)
式(2)中：
Ωcz为俯仰通道指令；
Ωcy为偏航通道指令；
Ωcx为滚转通道指令；
定义姿态角跟踪误差e1及姿态角跟踪误差对时间的一阶导数e2为：
Figure BDA0003800807830000041
式(3)中：
Figure BDA0003800807830000042
为Ωc关于时间的一阶导数；
e1z为俯仰通道误差；
e1y为偏航通道误差；
e1x为滚转通道误差；
e2z为俯仰通道误差的导数；
e2y为偏航通道误差的导数；
e2x为滚转通道误差的导数；
将式(1)转化为姿态控制误差模型
Figure BDA0003800807830000051
式(4)中：
B＝RJ-1B1为控制矩阵；
Figure BDA0003800807830000052
为总干扰；
Figure BDA0003800807830000053
为Ωc关于时间的二阶导数。
S2：对于飞行器俯仰通道、偏航通道和滚转通道三个通道，分别设计引入抗饱和自适应项的预设性能边界函数，以对姿态角控制误差响应进行约束，并避免控制量长期饱和；
S201：偏航通道的基函数χy(t)、滚转通道的基函数χx(t)以及俯仰通道的基函数χz(t)形式相同；以俯仰通道为例，设计俯仰通道的基函数χz(t)为
χz(t)＝(χ0z-χfz)exp(-czt)+χfz (5)
式(5)中：
χ0z为χz(t)的初始值；
χfz为χz(t)的终值；
exp表示指数函数；
cz＞0为控制基函数衰减速率的系数；
t为时间；
S202：对于俯仰通道，在俯仰通道的基函数χz(t)中引入俯仰通道抗饱和自适应项
Figure BDA0003800807830000054
设计俯仰通道预设性能边界函数ρz＝χz(t)+λz；式中tanh表示反正切函数，kz＞0为俯仰通道抗饱和自适应项的幅值；
对于偏航通道，在偏航通道的基函数χy(t)中引入偏航通道抗饱和自适应项
Figure BDA0003800807830000061
设计偏航通道预设性能边界函数ρy＝χy(t)+λy；式中ky＞0为偏航通道抗饱和自适应项的幅值；
对于滚转通道，在滚转通道的基函数χx(t)中引入滚转通道抗饱和自适应项
Figure BDA0003800807830000062
设计滚转通道预设性能边界函数ρx＝χx(t)+λx；式中kx＞0为滚转通道抗饱和自适应项的幅值；
S203：利用预设性能边界函数，建立关于俯仰通道误差e1z的不等式约束为：-ρz＜e1z＜ρz；建立关于偏航通道误差e1y的不等式约束为：-ρy＜e1y＜ρy；建立关于滚转通道误差e1x的不等式约束为：-ρx＜e1x＜ρx。
S3：分别定义飞行器俯仰通道、偏航通道和滚转通道三个通道的无约束控制误差，对其求导得到对应的等价无约束控制模型；
S301：定义俯仰通道无约束控制误差为：
Figure BDA0003800807830000063
其中，tan表示正切函数；定义偏航通道无约束控制误差为
Figure BDA0003800807830000064
定义滚转通道无约束控制误差为
Figure BDA0003800807830000065
定义无约束控制误差矢量为η＝[ηz,ηy,ηx]T；
S302：求无约束控制误差矢量η关于时间的一阶导数
Figure BDA0003800807830000066
与二阶导数
Figure BDA0003800807830000067
得到等价无约束控制模型为：
Figure BDA0003800807830000068
式(6)中：
Figure BDA0003800807830000069
Figure BDA0003800807830000071
Figure BDA0003800807830000072
Figure BDA0003800807830000073
H、Γ、Ξ以及Θ均为中间量，无物理意义；
Figure BDA0003800807830000074
表示俯仰通道预设性能边界函数ρz对时间的一阶导数；
Figure BDA0003800807830000075
表示俯仰通道预设性能边界函数ρz对时间的二阶导数；
Figure BDA0003800807830000076
表示偏航通道预设性能边界函数ρy对时间的一阶导数；
Figure BDA0003800807830000077
表示偏航通道预设性能边界函数ρy对时间的二阶导数；
Figure BDA0003800807830000078
表示滚转通道预设性能边界函数ρx对时间的一阶导数；
Figure BDA0003800807830000079
表示滚转通道预设性能边界函数ρx对时间的二阶导数。
S4：对等价无约束控制模型设计终端滑模控制律，提高姿态控制误差的收敛速度，并引入边界层函数降低滑模控制律的抖振现象，从而实现姿态角控制误差始终处于预设性能边界函数内。
S401：设计滑模面S为：
Figure BDA0003800807830000081
式(7)中：
λ＞0为比例系数；
1＜κ＜2为幂次系数；
Figure BDA0003800807830000082
sign表示符号函数；
S402：设计终端滑模控制律为
Figure BDA0003800807830000083
式(8)中：
Figure BDA0003800807830000084
Figure BDA0003800807830000085
为边界层函数；
τ＝0.001为边界层厚度。
对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同条件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。
此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

Claims (5)

1.一种适应姿态大幅机动的飞行器预设性能控制方法，其特征在于：所述方法包括如下步骤：
S1：构建飞行器姿态动力学与运动学模型，并将姿态动力学与运动学模型和姿态指令作差，形成姿态控制误差模型；
S2：对于飞行器俯仰通道、偏航通道和滚转通道三个通道，分别设计引入抗饱和自适应项的预设性能边界函数，以对姿态角控制误差响应进行约束，并避免控制量长期饱和；
S3：分别定义飞行器俯仰通道、偏航通道和滚转通道三个通道的无约束控制误差，对其求导得到对应的等价无约束控制模型；
S4：对等价无约束控制模型设计终端滑模控制律，并引入边界层函数降低滑模控制律的抖振现象。
2.根据权利要求1所述的一种适应姿态大幅机动的飞行器预设性能控制方法，其特征在于：所述S1包括如下步骤：
S101：基于绕质心转动动力学和姿态运动学，构建飞行器姿态动力学与运动学模型如下：
Figure FDA0003800807820000011
式(1)中：
Figure FDA0003800807820000012
为Ω关于时间的一阶导数；
Figure FDA0003800807820000013
为飞行器的姿态角矢量；
Figure FDA0003800807820000014
为俯仰角；
ψ为偏航角；
γ为滚转角；
T代表向量的转置；
R为姿态转换矩阵，
Figure FDA0003800807820000021
ω＝[ωx,ωy,ωz]T为飞行器的姿态角速度矢量；
ωx为滚转角速度；
ωy为偏航角速度；
ωz为俯仰角速度；
Figure FDA0003800807820000022
为ω关于时间的一阶导数；
J为飞行器的转动惯量矩阵，且
Figure FDA0003800807820000023
Jxx为飞行器绕x轴的转动惯量；
Jyy为飞行器绕y轴的转动惯量；
Jzz为飞行器绕z轴的转动惯量；
Jxy，Jxz，Jyz为惯性积；
ω×表示叉乘矩阵；
B1为控制力矩系数矩阵；
U＝[δx,δy,δz]T表示控制输入量；
δx为副翼的偏转角；
δy为方向舵的偏转角；
δz为升降舵的偏转角；
D1＝[dx,dy,dz]T为气动力矩与干扰力矩项；
dx为作用在滚转通道的气动力矩与干扰力矩项；
dy为作用在偏航通道的气动力矩与干扰力矩项；
dz为作用在俯仰通道的气动力矩与干扰力矩项；
S102：将姿态动力学与运动学模型和姿态指令作差，形成姿态控制误差模型：
设定飞行器姿态角变化指令Ωc为：
Ωc＝[Ωcz,Ωcy,Ωcx] (2)
式(2)中：
Ωcz为俯仰通道指令；
Ωcy为偏航通道指令；
Ωcx为滚转通道指令；
定义姿态角跟踪误差e1及姿态角跟踪误差对时间的一阶导数e2为：
Figure FDA0003800807820000031
式(3)中：
Figure FDA0003800807820000032
为Ωc关于时间的一阶导数；
e1z为俯仰通道误差；
e1y为偏航通道误差；
e1x为滚转通道误差；
e2z为俯仰通道误差对时间的一阶导数；
e2y为偏航通道误差对时间的一阶导数；
e2x为滚转通道误差对时间的一阶导数；
将式(1)转化为姿态控制误差模型
Figure FDA0003800807820000033
式(4)中：
B＝RJ-1B1为控制矩阵；
Figure FDA0003800807820000041
为总干扰；
Figure FDA0003800807820000042
为Ωc关于时间的二阶导数。
3.根据权利要求1所述的一种适应姿态大幅机动的飞行器预设性能控制方法，其特征在于：所述S2包括如下步骤：
S201：偏航通道的基函数χy(t)、滚转通道的基函数χx(t)以及俯仰通道的基函数χz(t)形式相同；以俯仰通道为例，设计俯仰通道的基函数χz(t)为
χz(t)＝(χ0z-χfz)exp(-czt)+χfz (5)
式(5)中：
χ0z为χz(t)的初始值；
χfz为χz(t)的终值；
exp表示指数函数；
cz＞0为控制基函数衰减速率的系数；
t为时间；
S202：对于俯仰通道，在俯仰通道的基函数χz(t)中引入俯仰通道抗饱和自适应项
Figure FDA0003800807820000043
设计俯仰通道预设性能边界函数ρz＝χz(t)+λz；式中tanh表示反正切函数，kz＞0为俯仰通道抗饱和自适应项的幅值；
对于偏航通道，在偏航通道的基函数χy(t)中引入偏航通道抗饱和自适应项
Figure FDA0003800807820000044
设计偏航通道预设性能边界函数ρy＝χy(t)+λy；式中ky＞0为偏航通道抗饱和自适应项的幅值；
对于滚转通道，在滚转通道的基函数χx(t)中引入滚转通道抗饱和自适应项
Figure FDA0003800807820000045
设计滚转通道预设性能边界函数ρx＝χx(t)+λx；式中kx＞0为滚转通道抗饱和自适应项的幅值；
S203：利用预设性能边界函数，建立关于俯仰通道误差e1z的不等式约束为：-ρz＜e1z＜ρz；建立关于偏航通道误差e1y的不等式约束为：-ρy＜e1y＜ρy；建立关于滚转通道误差e1x的不等式约束为：-ρx＜e1x＜ρx。
4.根据权利要求1所述的一种适应姿态大幅机动的飞行器预设性能控制方法，其特征在于：所述S3包括如下步骤：
S301：定义俯仰通道无约束控制误差为：
Figure FDA0003800807820000051
其中，tan表示正切函数；定义偏航通道无约束控制误差为
Figure FDA0003800807820000052
定义滚转通道无约束控制误差为
Figure FDA0003800807820000053
定义无约束控制误差矢量为η＝[ηz,ηy,ηx]T；
S302：求无约束控制误差矢量η关于时间的一阶导数
Figure FDA0003800807820000054
与二阶导数
Figure FDA0003800807820000055
得到等价无约束控制模型为：
Figure FDA0003800807820000056
式(6)中：
Figure FDA0003800807820000057
Figure FDA0003800807820000058
Figure FDA0003800807820000061
Figure FDA0003800807820000062
H、Γ、Ξ以及Θ均为中间量，无物理意义；
Figure FDA0003800807820000063
表示俯仰通道预设性能边界函数ρz对时间的一阶导数；
Figure FDA0003800807820000064
表示俯仰通道预设性能边界函数ρz对时间的二阶导数；
Figure FDA0003800807820000065
表示偏航通道预设性能边界函数ρy对时间的一阶导数；
Figure FDA0003800807820000066
表示偏航通道预设性能边界函数ρy对时间的二阶导数；
Figure FDA0003800807820000067
表示滚转通道预设性能边界函数ρx对时间的一阶导数；
Figure FDA0003800807820000068
表示滚转通道预设性能边界函数ρx对时间的二阶导数。
5.根据权利要求1所述的一种适应姿态大幅机动的飞行器预设性能控制方法，其特征在于：所述S4包括如下步骤：
S401：设计滑模面S为：
Figure FDA0003800807820000069
式(7)中：
λ＞0为比例系数；
1＜κ＜2为幂次系数；
Figure FDA0003800807820000071
sign表示符号函数；
S402：设计终端滑模控制律为
Figure FDA0003800807820000072
式(8)中：
Figure FDA0003800807820000073
Figure FDA0003800807820000074
为边界层函数；
τ＝0.001为边界层厚度。
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