一种无人直升机鲁棒自适应补偿控制方法技术

本发明专利技术公开了一种无人直升机鲁棒自适应补偿控制方法。同时考虑外部干扰和执行器故障，构建无人直升机6自由度非线性系统模型；分别建立系统位置环和姿态环鲁棒容错控制器：首先对仅考虑外部干扰的动态方程设计标称控制器，并采用自适应方法抑制外部干扰对系统的影响；然后在设计的标称控制器的基础上，考虑执行器故障，加入补偿项以减弱执行器故障对系统的影响。本发明专利技术设计的控制方案能解决同时考虑外部干扰和执行器故障的无人直升机鲁棒容错跟踪控制问题。

A Robust Adaptive Compensation Control Method for Unmanned Helicopter

【技术实现步骤摘要】
一种无人直升机鲁棒自适应补偿控制方法
本专利技术属于飞行器鲁棒容错
，特别涉及了一种无人直升机鲁棒自适应补偿控制方法。
技术介绍
无人驾驶直升机是指由无线电地面遥控飞行或自主控制飞行的可垂直起降不载人飞行器，在构造形式上属于旋翼飞行器，在功能上属于垂直起降飞行器。近十几年来，随着复合材料、动力系统、传感器、尤其是飞行控制等技术的研究进展，无人直升机得到了迅速的发展，正日益成为人们关注的焦点。无人直升机具有独特的飞行性能及使用价值。与有人直升机相比，无人直升机由于无人员伤亡、体积小、造价低、战场生存力强等特点，在许多方面具有无法比拟的优越性。与固定翼无人机相比，无人直升机可垂直起降、空中悬停，朝任意方向飞行，其起飞着陆场地小，不必配备象固定翼无人机那样复杂、大体积的发射回收系统。在军用方面，无人直升机既能执行各种非杀伤性任务，又能执行各种软硬杀伤性任务，包括侦察、监视、目标截获、诱饵、攻击、通信中继等。在民用方面，无人直升机在大气监测、交通监控、资源勘探、电力线路检测、森林防火等方面具有广泛的应用前景。无人直升机的研制涉及的领域十分广泛，包括惯性导航、信号融合、无线通讯、自动控制、数学建模、图像处理、视觉导航等一系列高精尖技术。其中，由于无人机独特的功能定位，其并不追求逼近极限的超机动飞行、超视距格斗等指标，因而在战斗机中最重要的航空发动机技术和气动外形设计反而是边缘因素，只要根据无人直升机任务需求适当选型即可。而无人驾驶技术，即自主飞行控制才是无人直升机的技术核心。目前，研究无人直升机的飞行控制，要解决其在飞行过程中必可避免会遇到的两个常见问题：1)无人直升机抗干扰问题。无人直升机开环动态是一个静不稳定的系统，简单地说，若各控制面保持配平角度不变，并不能保证直升机维持稳定，必须不间断地调整各控制面才能保持稳定，这与固定翼无人机有着显著区别。此外，无人直升机在飞行过程中不可避免会遇到气流、阵风、发动机振动等干扰，加上空气环境的不确定性，这些因素都会影响直升机的稳定操控。因此，提高系统的鲁棒性就显得尤为重要。2)无人直升机的容错控制问题。无人直升机在飞行过程中不仅会遇到外部风扰、发动机振动等扰动，而且由于人类的不可干预性与环境的不确定性，其故障发生的机率较固定翼飞行器明显增大，如果故障不能在有限的控制周期内被有效检测或者处理，无人直升机就会因其静不稳定的特点失去控制，导致重大损失。因此，为提高无人直升机系统的可靠性、可维护性，对其进行容错控制的研究就成为迫切任务，具有重要意义。基于此，同时考虑外部干扰和执行器故障的无人直升机控制问题，对提高系统的安全可靠性至关重要。
技术实现思路
为了解决上述
技术介绍
提出的技术问题，本专利技术提出了一种无人直升机鲁棒自适应补偿控制方法。为了实现上述技术目的，本专利技术的技术方案为：一种无人直升机鲁棒自适应补偿控制方法，包括以下步骤：(1)同时考虑外部干扰和执行器故障，构建无人直升机6自由度非线性系统模型；(2)建立系统位置环鲁棒容错控制器：首先对仅考虑外部干扰的位置环动态方程设计标称控制器，并采用自适应方法抑制外部干扰对系统的影响；然后在设计的标称控制器的基础上，考虑执行器故障，加入补偿项以减弱执行器故障对系统的影响；(3)建立系统姿态环鲁棒容错控制器：首先对仅考虑外部干扰的姿态环动态方程设计标称控制器，并采用自适应方法抑制外部干扰对系统的影响；然后在设计的标称控制器的基础上，考虑执行器故障，加入补偿项以减弱执行器故障对系统的影响。进一步地，在步骤(1)中，无人直升机6自由度非线性系统模型如下：上式中，α＝[x,y,z]T和β＝[u,v,w]T是惯性坐标系下直升机的位置向量和速度向量，γ＝[φ,θ,ψ]T是姿态角向量，χ＝[p,q,r]T是机体坐标系下姿态角速率向量，其中x,y,z分别表示直升机的位置在三维空间各个方向上的分量，u,v,w分别表示直升机的速度在三维空间各个方向上的分量，φ,θ,ψ分别表示直升机滚转角，俯仰角和偏航角，p,q,r分别表示直升机的滚转角速率，俯仰角速率和偏航角速率；D1＝d1/m，va＝G1Tmr，vb＝G2TΣ，ba＝diag{b2,b3,b4}，I＝diag{1,1,1}，其中m是直升机的质量，g是重力加速度，II＝diag{Ix,Iy,Iz}是转动惯量矩阵，R是机体坐标系到地面坐标系的转换矩阵，H是姿态变换矩阵，d1和d2是外部未知干扰，Tmr是直升机主旋翼产生的拉力，TΣ＝[Σx,Σy,Σz]T为直升机所受到的合外力和合外力距，Σx,Σy,Σz是总力矩在三维空间各个方向上的分量；实际控制输入υf＝Bυ，其中B＝diag{b1,b2,b3,b4}，bi是未知的有效控制效率系数，满足0＜τ≤bi≤1，i＝1,2,3,4，τ是已知的故障下界，υ＝[Tmr,Σx,Σy,Σz]T是期望的控制输入。进一步地，在步骤(2)中，仅考虑外部干扰的位置环动态方程如下：定义跟踪误差e1和e2：e1＝αd-αe2＝βd-β其中αd是期望的跟踪轨迹，βd是虚拟控制律；则位置环的标称控制器vN1如下：上式中，是σ1的估计值，η2是待设计的正定矩阵，sign(·)是符号函数；考虑执行器故障，在上述标称控制器vN1中加入补偿项vC1，得到位置环鲁棒容错控制器va：va＝vN1+vC1其中，μ2是待设计的正常数。进一步地，在步骤(2)中，在位置环的标称控制器vN1中，采用一个连续的项γ1(e2)来代替sign(e2)：其中，μ1是待设计的正常数。进一步地，的自适应参数更新率如下：上式中，是待设计的常数。进一步地，在步骤(3)中，仅考虑外部干扰的姿态环动态方程如下：定义跟踪误差e3和e4：e3＝γd-γe4＝χd-χ其中γd是期望的姿态跟踪轨迹，χd是虚拟控制律；则姿态环的标称控制器vN2如下：上式中，是σ2的估计值，η4是待设计的正定矩阵；考虑执行器故障，在上述标称控制器vN2中加入补偿项vC2，得到姿态环鲁棒容错控制器vb：vb＝vN2+vC2其中，μ6是待设计的正常数。进一步地，在步骤(3)中，在姿态环的标称控制器vN1中，采用一个连续的项γ2(e4)来代替sign(e4)：其中，μ5是待设计的正常数。进一步地，在步骤(3)中，的自适应参数更新率如下：其中，是待设计的常数。采用上述技术方案带来的有益效果：本专利技术结合反步法对仅考虑外部干扰的无人直升机设计标称控制器保证其稳定，同时采用自适应方法来抑制干扰对系统的影响；再引入执行器故障，通过设计补偿项的方法减小故障的负面效应。经验证，所设计的控制方案能解决同时考虑外部干扰和执行器故障的无人直升机鲁棒容错跟踪控制问题。附图说明图1是本专利技术的控制流程图。具体实施方式以下将结合附图，对本专利技术的技术方案进行详细说明。1.系统模型对于如下的无人直升机6自由度非线性动态模型：式中，α＝[x,y,z]T和β＝[u,v,w]T是惯性坐标系下直升机的位置向量和速度向量，γ＝[φ,θ,ψ]T是姿态角，χ＝[p,q,r]T是机体坐标系下姿态角速率，x,y,z分别表示直升机的位置在三维空间各个方向上的分量，u,v,w分别表示直升机的速度在三维空间各个方向上的分量，φ,θ,ψ分别表示直升机滚转角，俯仰角和偏航角，p,q,r分别表示直升机的滚转本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种无人直升机鲁棒自适应补偿控制方法，其特征在于，包括以下步骤：(1)同时考虑外部干扰和执行器故障，构建无人直升机6自由度非线性系统模型；(2)建立系统位置环鲁棒容错控制器：首先对仅考虑外部干扰的位置环动态方程设计标称控制器，并采用自适应方法抑制外部干扰对系统的影响；然后在设计的标称控制器的基础上，考虑执行器故障，加入补偿项以减弱执行器故障对系统的影响；(3)建立系统姿态环鲁棒容错控制器：首先对仅考虑外部干扰的姿态环动态方程设计标称控制器，并采用自适应方法抑制外部干扰对系统的影响；然后在设计的标称控制器的基础上，考虑执行器故障，加入补偿项以减弱执行器故障对系统的影响。

【技术特征摘要】
1.一种无人直升机鲁棒自适应补偿控制方法，其特征在于，包括以下步骤：(1)同时考虑外部干扰和执行器故障，构建无人直升机6自由度非线性系统模型；(2)建立系统位置环鲁棒容错控制器：首先对仅考虑外部干扰的位置环动态方程设计标称控制器，并采用自适应方法抑制外部干扰对系统的影响；然后在设计的标称控制器的基础上，考虑执行器故障，加入补偿项以减弱执行器故障对系统的影响；(3)建立系统姿态环鲁棒容错控制器：首先对仅考虑外部干扰的姿态环动态方程设计标称控制器，并采用自适应方法抑制外部干扰对系统的影响；然后在设计的标称控制器的基础上，考虑执行器故障，加入补偿项以减弱执行器故障对系统的影响。2.根据权利要求1所述无人直升机鲁棒自适应补偿控制方法，其特征在于，在步骤(1)中，无人直升机6自由度非线性系统模型如下：上式中，α＝[x,y,z]T和β＝[u,v,w]T是惯性坐标系下直升机的位置向量和速度向量，γ＝[φ,θ,ψ]T是姿态角向量，χ＝[p,q,r]T是机体坐标系下姿态角速率向量，其中x,y,z分别表示直升机的位置在三维空间各个方向上的分量，u,v,w分别表示直升机的速度在三维空间各个方向上的分量，φ,θ,ψ分别表示直升机滚转角，俯仰角和偏航角，p,q,r分别表示直升机的滚转角速率，俯仰角速率和偏航角速率；D1＝d1/m，va＝G1Tmr，vb＝G2TΣ，ba＝diag{b2,b3,b4}，I＝diag{1,1,1}，其中m是直升机的质量，g是重力加速度，II＝diag{Ix,Iy,Iz}是转动惯量矩阵，R是机体坐标系到地面坐标系的转换矩阵，H是姿态变换矩阵，d1和d2是外部未知干扰，Tmr是直升机主旋翼产生的拉力，TΣ＝[Σx,Σy,Σz]T为直升机所受到的合外力和合外力距，Σx,Σy,Σz是总力矩在三维空间各个方向上的分量；实际控制输入υf＝Bυ，其中B＝diag{b1,b2,b3,b4}，bi是未知的有效控制效率系数，满足0＜τ≤bi≤1，...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈谋，阎坤，吴庆宪，姜斌，盛守照，邵书义，甑子洋，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32