CN117420846A - 一种针对固定翼飞行器的线性自抗扰控制器参数的整定方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种针对固定翼飞行器的线性自抗扰控制器参数的整定方法，属于飞行力学与控制技术领域，针对固定翼飞行器，将需要整定的控制器参数简化，与控制性能直观对应，以便完成快速有效整定。本发明包括以下步骤：给出典型的二阶LADRC控制器结构以及确定所需整定的参数；通过对基于线性控制分析的相角裕度、对于阶跃信号的调整时间、时标分离原则，逐步选取控制参数；本发明方法对于一般的固定翼飞行器有较好的应用效果，可实现性强。
Description
技术领域
本发明属于飞行力学及控制技术领域，具体涉及一种针对固定翼飞行器的线性自抗扰控制器参数的整定方法。
背景技术
为了降低大型飞机或者型号机的研制成本，无人机被广泛应用于航空技术探索的前期技术验证阶段，在该阶段为了达到快速验证的目的，无人机建模时一般使用简化的气动模型，这就造成了仿真的结果与实际飞行实验可能会有较大差距，飞行试验过程中存在一定的风险。为了保证飞行安全，降低试验过程中由于模型不确定性带来的风险项，提高试验的成功率，控制律的设计需要减小对模型的依赖，具备一定程度的鲁棒性，同时考虑到项目的时间成本，该控制律的设计需要足够的方便和快捷。LADRC(Linear ActiveDisturbance Rejection Control)是高志强教授等人，针对ADRC(Active DisturbanceRejection Control)控制参数多，难整定问题，将ADRC从非线性形式简化为线性形式，大量减少了需要整定的控制器参数，并且给出了一般工程应用中的参数整定方法与步骤，这种参数整定方法主要是基于“带宽”思想，带宽整定法的核心思想是通过扩张装填观测器ESO对于总扰动进行估计，在估计收敛后，内环视为一个简单的积分环节，整个控制回路变成二阶惯性环节，控制器参数等效与控制回路的带宽与阻尼比，因此能通过较为简单的步骤完成参数整定，极大地提高了LADRC的实用性与便利性，使得LADRC的研究与应用成为热点，但是LADRC应用在固定翼类飞行器领域，在控制参数选取方面还是依靠工程经验，且控制器性能不与控制器参数直观对应，不便于工程实现。
发明内容
本发明提供了一种针对固定翼飞行器的线性自抗扰控制器参数的整定方法，针对固定翼飞行器，将需要整定的控制器参数简化，与控制性能直观对应，以便完成快速有效整定。
为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：
一种针对固定翼飞行器的线性自抗扰控制器参数的整定方法，采用二阶LADRC控制器，针对常规固定翼飞行器动力学模型，通过仿真得到符合期望控制器性能的控制器参数ξθc、ωθc和ωθ0；其中ξθc、ωθc和ωθ0分别为：控制回路的阻尼比，控制律带宽和观测器带宽；具体包括以下步骤：
S1:给出典型的二阶LADRC控制器结构以及确定所需整定的参数；
S2:通过对基于线性控制分析的相角裕度、对于阶跃信号的调整时间、时标分离原则，逐步选取控制参数。
以上所述步骤中，S1具体包括以下步骤：
对于常规固定翼的姿态通道控制回路，简化视为二阶对象：
式中xθ1和yθ1为姿态角θ，xθ2为姿态角速度xθ3为除开总扰动项的其它姿态角速度影响项,mδe为舵效，δe为舵偏输入，da为总扰动，将其表现为状态空间形式：
Xθ为[xθ1 xθ2 xθ3],Yθ为[yθ1 0 0]，u为δe；
其中
对公式(3)设计扩张线性状态观测器：
其中为Xθ的观测量，/>为观测器得到的系统输出，Lc为状态观测器增益矩阵Lc＝[βθ1 βθ2 βθ3]T；
βθ1、βθ2和βθ3为状态观测器增益；舵偏指令δec可以由方程(5)状态反馈控制律得出：
其中kθ和kq为控制器增益，θc为姿态控制输入，θ和为飞行器状态，bθ0为对舵效mδe的近似取值；
对于二阶LADRC控制器，除了确定舵效，需要整定的控制参数为kθ、kq和Lc；如方程(6)所示，将观测器特征方程极点统一配置到ωθ0处，视为观测器带宽；如方程(7)所示，取kθ＝ωθc/2ξθc、kq＝2ξθcωθc，ωθc和ξθc视为控制器带宽和阻尼比，因此将整个控制器参数的整定简化为ξθc、ωθc和ωθ0的整定；
|sI-(A-LcC)|＝s(+ωθo (6)
S2具体包括以下步骤：
首先基于时标分离原则，kq的值应取内环舵机带宽ωθa的1/3至1/5,kθ应取kq的1/3至1/5；
得到阻尼比ξθc的取值范围为0.86＜ξθc＜1.11，得到控制器带宽ωθc的取值范围为
在阻尼比ξθc的取值范围内，依据控制系统所需的控制动态响应要求选定ξθc，并进一步确定ωθc的取值范围；在ωθc的取值范围内，选取不同的ωθc和ωθ0得到控制系统对应的代表时域响应性能的调整时间和代表频域性能的相角裕度；通过时域仿真和蒙特卡罗打靶，检验该控制器参数在标准飞行状况下能否满足指令响应要求和鲁棒性要求，如果不满足性能要求，则更换阻尼比，重新进行以上步骤。
有益效果：本发明提供了一种针对固定翼飞行器的线性自抗扰控制器参数的整定方法，解决了现有技术中LADRC应用在固定翼飞行器领域在控制参数选取方面还是依靠工程经验，且控制器性能不与控制器参数直观对应的问题；本发明采用二阶自抗扰控制器，针对固定翼飞行器，基于带宽整定法将需要整定的控制器参数简化，与控制性能直观对应，以便完成快速有效整定，有利于在实际工程中的应用。
附图说明
图1为本发明实施例中参数整定流程图：
图2为本发明实施例中控制器带宽与阻尼比的选取范围示意图；
图3为本发明实施例中不同参数下的线性分析结果示意图；
图4为本发明实施例中不同参数下的时域仿真结果示意图；
图5为本发明实施例中不同参数下的蒙特卡罗打靶结果示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明：
如图1所示，一种针对固定翼飞行器的线性自抗扰控制器参数的整定方法，具体包括以下步骤；
首先需要建立固定翼飞行器的非线性动力学模型，对于常规固定翼的姿态通道控制回路，简化视为二阶对象：
式中yθ1为姿态角，mδe为舵效，δe为舵偏输入，da为总扰动，将其表现为状态空间形式：
其中
对系统(3)设计扩张线性状态观测器：
其中为观测器得到的系统输出，Lc为状态观测器增益矩阵Lc＝[βθ1 βθ2 βθ3]T；
βθ1、βθ2和βθ3为状态观测器增益；舵偏δec可以由方程(5)状态反馈控制律得出：
其中kθ和kq为控制器增益，θc为姿态控制输入，θ和为飞行器状态，bθ0为对舵效mδe的近似取值；
对于二阶LADRC控制器，除了确定舵效，需要整定的控制参数为kθ、kq和Lc；如方程(6)所示，将观测器特征方程极点统一配置到ωθ0处，视为观测器带宽；如方程(7)所示，取kθ＝ωθc/2ξθc、kq＝2ξθcωθc，ωθc和ξθc视为控制器带宽和阻尼比，因此将整个控制器参数的整定简化为ξθc、ωθc和ωθ0的整定；
|sI-(A-LcC)|＝s(+ωθo (6)
然后针对模型的舵机带宽与时标分离原则，绘制出控制器阻尼比ξθc与控制器带宽ωθc的取值范围，基于时标分离原则，kq的值应取内环舵机带宽ωθa的1/3至1/5,kθ应取kq的1/3至1/5；
如图2所示，得到阻尼比ξθc的取值范围为0.86＜ξθc＜1.11，得到控制器带宽ωθc的取值范围为
然后进行线性控制分析，先给定一个控制器阻尼比ξθc，得到针对阶跃响应的相角裕度和调整时间，在阻尼比ξθc的取值范围内，依据控制系统所需的控制动态响应要求选定ξθc，并进一步确定ωθc的取值范围；在ωθc的取值范围内，选取不同的ωθc和ωθ0得到如图3所示的控制系统对应的代表时域响应性能的调整时间和代表频域性能的相角裕度；
工程应用上对控制器的稳定性通常是要求稳定裕度大于6db，相角裕度大于45°，由于一般相角裕度的条件更严苛，因此在符合相角裕度范围内的控制参数中，根据控制系统对于时域性能的需求以及控制结构本身的物理特性要求，确定参数ωθc和ωθ0。
进行时域仿真，检验该控制器参数在标准飞行状况下能否满足指令响应要求，所述时域仿真主要过程为：基于飞行器的动力学方程，这些方程描述了飞行器在空气动力学力和控制输入的作用下的运动行为，动力学方程可以基于牛顿力学原理和刚体动力学理论来推导(方振平,陈万春,张曙光.航空飞行器飞行动力学.北京航空航天大学出版社,1998)；在时域仿真中，通过数值积分方法(如欧拉法或龙格-库塔法)对动力学方程进行数值求解，以模拟飞行器在一段时间内的运动状态变化；仿真过程中，考虑了飞行器的初始状态和外部环境条件(如大气状态、风场等)，以及飞行器的控制输入(如推力、扭矩等)，通过时域仿真，可以得到飞行器在不同飞行任务和操作条件下的运动轨迹、姿态变化、速度和加速度等相关信息，特别是姿态响应对于姿态指令的跟踪，可以用来检验该控制器参数在标准飞行状况下能否满足指令响应要求，如图4所示；姿态响应能迅速跟上姿态指令，且超调量很小，符合控制系统的一般需求；
进根据实际飞行实验场景进行蒙特卡罗打靶，校验控制器参数是否满足控制器的鲁棒性要求，所述蒙特卡罗打靶为一种用于评估飞行器性能和系统可靠性的仿真方法(Shakarian A.Application of Monte-Carlo Techniques to the 757/767AutolandDispersion Analysis by Simulation)，结合了飞行器的动力学模型和蒙特卡罗方法，通过大量的随机模拟实验来分析飞行器在各种不确定性因素下的性能表现，在这种仿真方法中，首先建立飞行器的六自由度动力学模型，该模型描述了飞行器在不同运动自由度上的动力学行为，这包括飞行器的平移运动(沿X、Y和Z轴的运动)和旋转运动(绕X、Y和Z轴的转动)，该动力学模型通常基于牛顿力学和刚体动力学原理进行建模；接下来，通过蒙特卡罗方法，在仿真过程中引入多个随机变量和不确定性因素，如风速、风向、控制输入误差、传感器噪声等，每次进行仿真时，使用随机数生成器生成这些随机变量的值，并将其作为输入应用于飞行器的动力学模型，通过进行大量的重复仿真实验，每次实验中随机变量的值都不同，可以得到一系列飞行器的运动轨迹和性能指标，这些指标可以包括飞行器的位置偏差、速度偏差、姿态偏差、飞行持续时间等，通过对这些指标的统计分析，可以评估飞行器在各种不确定性因素下的性能表现，并得出相应的概率分布或可靠性指标，评估飞行器的设计方案、控制策略和系统可靠性。校验控制器参数是否满足控制器的鲁棒性要求，如图5所示，即使系统参数发生变化、外部环境条件变化或传感器误差增加，控制系统仍能有效地控制飞行器，使其达到预期的飞行状态。
如果不满足性能要求，则更换阻尼比，重新进行以上步骤。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (9)
1.一种针对固定翼飞行器的线性自抗扰控制器参数的整定方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1:给出典型的二阶LADRC控制器结构以及确定所需整定的参数；
S2:通过对基于线性控制分析的相角裕度、对于阶跃信号的调整时间、时标分离原则，逐步选取控制参数。
2.根据权利要求1所述的针对固定翼飞行器的线性自抗扰控制器参数的整定方法，其特征在于，S1具体包括以下步骤：
对于常规固定翼的姿态通道控制回路，简化视为二阶对象：
式中yθ1为姿态角，mδe为舵效，δe为舵偏输入，da为总扰动，将其表现为状态空间形式：
其中
对系统(3)设计扩张线性状态观测器：
其中为观测器得到的系统输出，Lc为状态观测器增益矩阵Lc＝[βθ1 βθ2 βθ3]T；
βθ1、βθ2和βθ3为状态观测器增益；舵偏δec可以由方程(5)状态反馈控制律得出：
其中kθ和kq为控制器增益，θc为姿态控制输入，θ和为飞行器状态，bθ0为对舵效mδe的近似取值；对于二阶LADRC控制器，除了确定舵效，需要整定的控制参数为kθ、kq和Lc。
3.根据权利要求2所述的针对固定翼飞行器的线性自抗扰控制器参数的整定方法，其特征在于，将观测器特征方程极点统一配置到ωθ0处，视为观测器带宽；
|sI-(A-LcC)|＝(s+ωθo) (6)
取kθ＝ωθc/2ξθc、kq＝2ξθcωθc，ωθc和ξθc视为控制器带宽和阻尼比，
将整个控制器参数的整定简化为ξθc、ωθc和ωθ0的整定。
4.根据权利要求2或3所述的针对固定翼飞行器的线性自抗扰控制器参数的整定方法，其特征在于，S2中首先基于时标分离原则，kq的值取内环舵机带宽ωθa的1/3至1/5,kθ应取kq的1/3至1/5。
5.根据权利要求4所述的针对固定翼飞行器的线性自抗扰控制器参数的整定方法，其特征在于，根据式(8)得到阻尼比ξθc的取值范围为0.86＜ξθc＜1.11，得到控制器带宽ωθc的取值范围为
6.根据权利要求5所述的针对固定翼飞行器的线性自抗扰控制器参数的整定方法，其特征在于，在阻尼比ξθc的取值范围内，依据控制系统所需的控制动态响应要求选定ξθc，并进一步确定ωθc的取值范围；在ωθc的取值范围内，选取不同的ωθc和ωθ0。
7.根据权利要求6所述的针对固定翼飞行器的线性自抗扰控制器参数的整定方法，其特征在于，通过时域仿真和蒙特卡罗打靶，检验该控制器参数在标准飞行状况下能否满足指令响应要求和鲁棒性要求，如果不满足性能要求，则更换阻尼比，重新确定控制器带宽ωθc和观测器带宽ωθ0。
8.根据权利要求7所述的针对固定翼飞行器的线性自抗扰控制器参数的整定方法，其特征在于，根据控制器带宽ωθc和观测器带宽ωθ0得到控制系统对应的代表时域响应性能的调整时间和代表频域性能的相角裕度。
9.根据权利要求8所述的针对固定翼飞行器的线性自抗扰控制器参数的整定方法，其特征在于，相角裕度大于45°。
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