CN116466732B - 一种抗振荡的模型参考自适应的飞行器滚转角控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种抗振荡的模型参考自适应的飞行器滚转角控制方法，包括：建立飞行器横侧向小扰动线性化方程；根据飞行性能设计动态性能矩阵；建立滚转角状态预测器；设计基于投影算子的自适应律；设计带有低通滤波器的控制律；调整控制律，选择合适的控制参数。本发明提出的抗振荡的模型参考自适应的飞行器滚转角控制方法能够保证滚转角快速、准确地跟踪指令信号，并且飞行状态不因高自适应增益而振荡。

Description

一种抗振荡的模型参考自适应的飞行器滚转角控制方法

技术领域

本发明涉及航空飞行器控制技术领域，具体涉及一种抗振荡的模型参考自适应的飞行器滚转角控制方法。

背景技术

滚转姿态控制是飞行控制律中关键的组成部分，是飞机实施轨迹跟踪的基础，特别是转弯运动。由于飞机横航向相互耦合，因此，飞机的滚转角控制会受到偏航运动的影响，并且，模型不确定性等干扰也会降低飞机滚转角的控制效果。

发明内容

本发明的目的在于针对上述现有技术的不足，提供了一种抗振荡的模型参考自适应的飞行器滚转角控制方法，能够提高飞机滚转角跟踪性能。

为实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：

本发明提供了一种抗振荡的模型参考自适应的飞行器滚转角控制方法，包括以下步骤：

S1、建立飞行器横侧向小扰动线性化方程；

S2、根据飞行性能设计动态性能矩阵；

S3、建立滚转角状态预测器；

S4、设计基于投影算子的自适应律；

S5、设计带有低通滤波器的控制律；

S6、调整控制律，选择合适的控制参数。

进一步，所述S1中，飞行器横侧向小扰动线性化方程为：

扰动影响下，飞机横侧向方程表示为：

φ＝Cx (1)；

其中，x＝[β,p,r,φ]^T表示由侧滑角、滚转角速度、偏航角速度和滚转角组成的横航向状态；u＝[δ_a,δ_r]^T表示控制输入；δ_a表示副翼；δ_r表示方向舵；C＝[0,0,0,1]表示输出矩阵；扰动η为与控制相关的干扰；干扰γ为时变干扰；A和B分别为状态矩阵和输出矩阵，所述状态矩阵A和输出矩阵B的展开形式为：

上式中，m表示质量；g表示重力加速度；θ₀表示初始俯仰角，V表示速度；

其中，V₀和α₀表示初始时刻的速度和迎角；Q,S和b分别表示动压、翼面面积和展长；I_x、,I_z和I_xz表示飞机的转动惯量；和/>表示偏航角速度对偏航和滚转的力矩系数；/>和/>表示滚转角速度对偏航和滚转的力矩系数；/>和/>表示方向舵对滚转和偏航的操纵导数；/>表示方向舵对侧力的操纵导数；C_lβ和C_nβ表示滚转和偏航静稳定导数；C_yβ表示侧滑角对侧力的操纵导数；/>表示方向舵对侧力的操纵导数。

进一步，所述S2中，动态性能矩阵为：

根据飞机期望动态选择飞机横侧向的特征根，进而采用零极点配置的方法计算反馈增益阵K，进而计算具有期望性能的特征矩阵A_m，具体为：

Am＝A-BK (4)；

进一步，所述S3中，滚转角状态预测器为：

其中，为状态观测器的状态，由于输入干扰和时变干扰未知，则用自适应律估计值/>和/>来代替。

进一步，所述S4中，基于投影算子的自适应律为：

选取为Lyapunov候选函数；

其中P＝P^T＞0是方程的解；Q为对角线大于零的对角矩阵；保证滚转角控制系统在Lyapunov意义下的稳定性，

基于投影算子的自适应律设计结果为：

其中，上标T表示转置运算符；Proj(*)为投影算子符；为状态误差，Γ为自适应增益P表示Lyapunov方程的解；B为系统的控制矩阵。

进一步，所述S5中，所述控制律由两部分构成，分别是线性控制律u_lin(t)和自适应控制律u_ada(t)，

所述线性控制律u_lin(t)用于保证系统达到期望动态，为：

ulin(t)＝-Kx(t) (7)；

所述自适应控制律u_ada(t)用于消除滚转角控制系统的扰动，为：

其中，s为Laplace运算符，φ_cmd(t)为滚转角指令信号；C(s)为低通滤波器，用于消除自适应估计扰动的高频部分，避免系统因高增益而产生高频振荡。

进一步，所S6的具体步骤为：

根据所选极点位置，计算反馈增益阵K；

调整带低通滤波器的模型参考控制器中的自适应增益Γ，以及C(s)低通滤波器中的带宽。

本发明的有益效果为：本发明提出的抗振荡的模型参考自适应的滚转角控制方法，解决了飞行控制器姿态控制器鲁棒性不足，以及高增益问题。该方法不仅能够提高现有飞行器姿态控制器对干扰的鲁棒性，而且能够保证滚转控制系统快速跟踪时不产生高频振荡。

所提出的抗振荡的模型参考自适应的滚转角控制方法保证飞行器的稳定性的同时，兼顾了其的瞬态性能，并且该方法结构简单、时效性强的优点，易于拓展到其他领域中。

附图说明

图1为本发明抗振荡的模型参考自适应的滚转角整体结构框架；

图2滚转角对比图；

图3侧滑角角对比图；

图4滚转角速度对比图；

图5偏航角速度对比图；

图6副翼偏转对比图；

图7方向舵偏转对比图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，下面结合附图，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

请参阅图1，一种抗振荡的模型参考自适应的飞行器滚转角控制方法，包括以下步骤：

S1、建立飞行器横侧向小扰动线性化方程；

S2、根据飞行性能设计动态性能矩阵；

S3、建立滚转角状态预测器；

S4、设计基于投影算子的自适应律；

S5、设计带有低通滤波器的控制律；

S6、调整控制律，选择合适的控制参数。

所述S1中，飞行器横侧向小扰动线性化方程为：

扰动影响下，飞机横侧向方程表示为：

φ＝Cx (1)；

其中，x＝[β,p,r,φ]^T表示由侧滑角、滚转角速度、偏航角速度和滚转角组成的横航向状态；u＝[δ_a,δ_r]^T表示控制输入；δ_a表示副翼，δ_r表示方向舵；C＝[0,0,0,1]表示输出矩阵；扰动η为与控制相关的干扰；干扰γ为时变干扰；A和B分别为状态矩阵和输出矩阵，所述状态矩阵A和输出矩阵B的展开形式为：

上式中m表示质量，g表示重力加速度，θ₀表示初始俯仰角，V表示速度；

其中，V₀和α₀表示初始时刻的速度和迎角；Q,S和b分别表示动压、翼面面积和展长；I_x,I_z和I_xz表示飞机的转动惯量；和/>表示偏航角速度对偏航和滚转的力矩系数；/>和表示滚转角速度对偏航和滚转的力矩系数；/>和/>表示方向舵对滚转和偏航的操纵导数；/>表示方向舵对侧力的操纵导数；C_lβ和C_nβ表示滚转和偏航静稳定导数；C_yβ表示侧滑角对侧力的操纵导数；/>表示方向舵对侧力的操纵导数。

所述S2中，动态性能矩阵为：

根据飞机期望动态选择飞机横侧向的特征根，进而采用零极点配置的方法计算反馈增益阵K，进而计算具有期望性能的特征矩阵A_m，具体为：

Am＝A-BK (4)；

所述S3中，滚转角状态预测器为：

其中，为状态观测器的状态，由于输入干扰和时变干扰未知，则用自适应律估计值/>和/>来代替。

所述S4中，基于投影算子的自适应律为：

选取为Lyapunov候选函数；

其中P＝P^T＞0是方程的解；Q为对角线大于零的对角矩阵；保证滚转角控制系统在Lyapunov意义下的稳定性，

基于投影算子的自适应律设计结果为：

其中，上标T表示转置运算符；Proj(*)为投影算子符；为状态误差，Γ为自适应增益P表示Lyapunov方程的解；B为系统的控制矩阵。

所述S5中，所述控制律由两部分构成，分别是线性控制律u_lin(t)和自适应控制律u_ada(t)，

所述线性控制律u_lin(t)用于保证系统达到期望动态，为：

ulin(t)＝-Kx(t) (7)；

所述自适应控制律u_ada(t)用于消除滚转角控制系统的扰动，为：

其中，s为Laplace运算符，φ_cmd(t)为滚转角指令信号；C(s)为低通滤波器，用于消除自适应估计扰动的高频部分，避免系统因高增益而产生高频振荡。

所S6的具体步骤为：

根据所选极点位置，计算反馈增益阵K；

调整带低通滤波器的模型参考控制器中的自适应增益Γ，以及C(s)低通滤波器中的带宽。

通过对比验证所提出的抗振荡的模型参考自适应的滚转角控制方法的鲁棒性和有效性：

设定飞机初始高度为2000m，以60m/s的速度做平飞运动，在干扰影响下，将所设计的抗振荡的模型参考自适应滚转角控制器与常规模型参考自适应和常规PID控制器的性能进行对比。

控制器中，低通滤波器选为：自适应增益Γ＝10000，仿真对比结果如图2-7所示。

从对比结果来看，所设计的抗振荡的模型参考自适应的滚转角控制器能够快速、准确地跟踪上指令信号。该控制器比常规PID控制器有着更强的鲁棒性，在干扰影响下依旧能达到期望的动态性能。相比基于模型参考的滚转角控制器，该控制器在在保证滚转角响应快速性的同时，避免了舵面因高增益产生的高频振荡，整体上来看，所提出的抗振荡的模型参考自适应的滚转角控制方法能够达到预期动态，对提升飞机飞行性能有很大的帮助。

以上所述实施例仅表达了本发明的实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求。

Claims (4)

1.一种抗振荡的模型参考自适应的飞行器滚转角控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、建立飞行器横侧向小扰动线性化方程；

S2、根据飞行性能设计动态性能矩阵；

S3、建立滚转角状态预测器；

S4、设计基于投影算子的自适应律；

S5、设计带有低通滤波器的控制律；

S6、调整控制律，选择合适的控制参数；

所述S1中，飞行器横侧向小扰动线性化方程为：

扰动影响下，飞机横侧向方程表示为：

φ＝Cx (1)；

其中，x＝[β,p,r,φ]^T表示由侧滑角、滚转角速度、偏航角速度和滚转角组成的横航向状态；u＝[δ_a,δ_r]^T表示控制输入，δ_a表示副翼，δ_r表示方向舵；C＝[0,0,0,1]表示输出矩阵；扰动η为与控制相关的干扰；干扰γ为时变干扰；A和B分别为状态矩阵和输出矩阵，所述状态矩阵A和输出矩阵B的展开形式为：

上式中m表示质量；g表示重力加速度；θ₀表示初始俯仰角，V表示速度；

其中，V₀和α₀表示初始时刻的速度和迎角；Q,S和b分别表示动压、翼面面积和展长；I_x、I_z和I_xz表示飞机的转动惯量；和/>表示偏航角速度对偏航和滚转的力矩系数；/>和/>表示滚转角速度对偏航和滚转的力矩系数；/>和/>表示方向舵对滚转和偏航的操纵导数；表示方向舵对侧力的操纵导数；C_lβ和C_nβ表示滚转和偏航静稳定导数；C_yβ表示侧滑角对侧力的操纵导数；/>表示方向舵对侧力的操纵导数；

所述S2中，动态性能矩阵为：

根据飞机期望动态选择飞机横侧向的特征根，进而采用零极点配置的方法计算反馈增益阵K，进而计算具有期望性能的特征矩阵A_m，具体为：

Am＝A-BK (4)；

所述S3中，滚转角状态预测器为：

其中，为状态观测器的状态，由于输入干扰和时变干扰未知，则用自适应律估计值/>和/>来代替。

2.根据权利要求1所述的一种抗振荡的模型参考自适应的飞行器滚转角控制方法，其特征在于，所述S4中，基于投影算子的自适应律为：

选取为Lyapunov候选函数；

其中P＝P^T＞0是方程的解；Q为对角线大于零的对角矩阵；保证滚转角控制系统在Lyapunov意义下的稳定性，

基于投影算子的自适应律设计结果为：

其中，上标T表示转置运算符；Proj(*)为投影算子符；为状态误差，Γ为自适应增益P表示Lyapunov方程的解，B为系统的控制矩阵。

3.根据权利要求2所述的一种抗振荡的模型参考自适应的飞行器滚转角控制方法，其特征在于，所述S5中，所述控制律由两部分构成，分别是线性控制律u_lin(t)和自适应控制律u_ada(t)，

所述线性控制律u_lin(t)用于保证系统达到期望动态，为：

ulin(t)＝-Kx(t) (7)；

所述自适应控制律u_ada(t)用于消除滚转角控制系统的扰动，为：

其中，s为Laplace运算符，φ_cmd(t)为滚转角指令信号；C(s)为低通滤波器，用于消除自适应估计扰动的高频部分，避免系统因高增益而产生高频振荡。

4.根据权利要求3所述的一种抗振荡的模型参考自适应的飞行器滚转角控制方法，其特征在于，所S6的具体步骤为：

根据所选极点位置，计算反馈增益阵K；

调整带低通滤波器的模型参考控制器中的自适应增益Γ，以及C(s)低通滤波器中的带宽。