一种弹性体飞行器的鲁棒解耦控制方法技术

本发明专利技术提出一种弹性体飞行器的鲁棒解耦控制方法，用于解决弹性体飞行器模型具有不确定参数和外部扰动时解耦控制难以实现的技术问题。该方法首先基于输入成型技术设计前馈系统，对原指令信号进行预处理作为后续反馈解耦系统的输入，用于消除飞行器弹性模态的残余振动效果；其次，考虑具有参数不确定和外部扰动的飞行器模型，实现原飞行器系统解耦问题到对应误差系统鲁棒稳定性问题的转化；最后，基于鲁棒H∞理论和极点区域配置方法设计状态反馈控制器，实现飞行器的鲁棒输入输出近似解耦和对弹性动态的改善，并且所得闭环系统具有期望的动态特性。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于飞行器控制
，实现弹性体飞行器的输入输出稳态解耦和对弹 性模态动态响应的改善。
技术介绍
输入输出解耦是指每一个输入单独的控制某个输出而不影响其他的输出通道，每 个输出通道也仅受到一个输入控制。对于飞行控制系统，实现输入输出解耦不仅能减轻飞 行员的操作负担，而且能大大提高飞行器的机动性能。现有技术中，基于求取传递函数逆的 传统解耦控制方法对于追求大飞行包线的现代飞行器而言不再适用，并且其系统内部的状 态可能是不稳定的。此外，非线性动态逆作为一种直观的解耦控制方法在处理非线性系统 上得到了广泛的应用，该方法通过对消的方法设计期望的动态，但是不具备鲁棒性。因此， 必须配合设计外环控制器保证闭环系统的鲁棒性，如J.Georgie,J.Valasek,"Evaluation oflongitudinaldesireddynamicsfordynamicinversioncontrolledgeneric reentryvehicles"，J.Guid.ControlDyn. 26(5) :811_ 819, 2003。该方法能够实现系统 的稳态解耦，但是在系统到达稳态之前，外部扰动会严重地破坏其解耦性能，并且该方法无 法在理论上给出严格的鲁棒稳定性证明。 另一方面，为了追求更高的飞行速度及更大的飞行载荷，飞行器往往采用细长的 机身构型和较小的结构重量，从而导致飞行器在飞行过程中发生弹性形变与振动。现有技 术中，将弹性模态定义为系统状态变量，系统的维数将会随着所考虑的弹性模态个数急剧 增加；或者将弹性效应视为不确定性，使得基于精确对消的解耦控制方法不再适用。可见， 飞行器的弹性效应必然会给解耦控制器的设计带来一定的困难。因此，本专利技术考虑具有参数不确定与外部扰动的弹性体飞行器，充分利用其弹性 模态的特征信息（自然频率和阻尼系数），提出了一种鲁棒解耦控制方法，实现飞行器输入 输出的近似解耦以及对机身弹性动态的改善。
技术实现思路
为解决现有基于精确对消原理的解耦控制方法的鲁棒性问题，以及改善机身的弹 性动态性能。本专利技术提出了，通过以下步骤实现： 步骤1，将输入成型器设计为前馈系统，对指令信号V。和《。进行预处理作为后续 反馈解f禹系统的输入f目号，即^|二4 舖和6其中Lmulti= 为 卷积符号，n表示有n个弹性模态。 步骤2,基于飞行器动力学模型： X= /(x) +g(x)u n=^fiexn+Cfiex 通过将飞行器系统的状态变量X和输入u分解为标称值与误差之和的形式，经过 变量代换得到对应误差系统：其中，JT=.，Sf .AM%可见，= 虿〇，.其中，取V和《 为系统输出，私和为系统输入，即误差系统的鲁棒稳定性能保证原被控系统是输入输出 稳态解親的。 步骤3,平衡点(元ft) =(0 0)处线性化误差系统，引入外部扰动d，取被控输出z具有 如下形式： 基于鲁棒H"理论以及H"控制中闭环极点区域配置方法，通过求解对应的不等式 得到状态反馈控制器ft，满足如下性能：1)闭环系统是内稳定的；2)扰动到被控输出闭环传 递函数的11"范数小于指定的y值；3)极点配置到期望的区域内。可见，闭环系统具有期 望的动态过程，且当外部扰动为零时，系统是完全解耦的；受到外部扰动时，系统能实现近 似解耦，并且近似解耦度可以通过适当减小!1"性能指标y来改善。 本专利技术与现有技术相比的优点在于： (1)运用鲁棒11"理论实现了系统存在参数不确定和外部扰动时的输入输出稳态 解耦，解决了基于精确对消原理解耦方法的鲁棒性问题； (2)存在外部扰动时，系统实现输入输出近似解耦，且该近似解耦度可以通过调整 H"性能指标y值来改善； (3)充分利用其弹性模态的特征信息，设计前馈系统实现了对弹性模态残余振动 的抑制，并且不会影响后续闭环鲁棒解耦系统的性能。【附图说明】 图1是本专利技术的流程图 图2是本专利技术一种弹性体飞行器的控制结构图【具体实施方式】参照图1，本专利技术【具体实施方式】如下： 步骤1中，将输入成型器设计为前馈系统，如图2所示。根据公式（1)计算输入成 型器中M个脉冲序列1^对应的作用时间tu和幅值I^(1：) 其中：I为阻尼因子，为自然频率。进而，将得到 的脉冲序列Q与指令信号V。和《。分别进行卷积得到新的成型信号馬=松和 % =coQ * ，作为后续反馈系统的指令信号。步骤2中，考虑如式（2)所示的弹性体飞行器的动力学模型：其中，u，v，w和《x，《y，〇^分别为飞行器线速度和角速度，Fx，Fy，FjPMx，My，Mz 分别为由气动力和推力得到的力和力矩，Ixx，Iyy，Izz，Ixz为转动惯量，m为飞行器质量，g为 重力加速度，n i为第i个弹性模态，I jP w 别为对应于第i个弹性模态的阻尼因子和 自然频率。并且，化IVj有如下的表达形式： 〇)x (〇eO\ \cos/I-1\3sinA),a)v ~ (OcrCr^-]cos/ -T?^sinX),巧zcosl…7、；sin夕）Tn=cos也cosQ，T13=-sinQ，T21=cos也sinQsin-sin也cosT23=cosQsin，T31=cos也sinQcos+sin也sin，T33=cosQcos 可见，_"码与地球自转角速度《E，姿态角〇，Q，边）和飞行器所在炜度入 有关。1^1"，1。，1。，11^，％为不确定参数，但其上下界已知。定义系统刚体状态为1 1 = ，系统弹性状态为？7T =Dh，?)i，J72，H?y，系统控制输入为 uT= 。得到被控系统（3)为： x=f{x) +g(x)u fl-Aftext}+：Cffea- (3)其中，系统矩阵f(x)，g(x)和AfW Cflex的具体描述为：其中，53=[巧％恥T= [T13 T23 当前第1页1 2 本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种弹性体飞行器的鲁棒解耦控制方法，其特征在于包含如下步骤：(a)基于输入成型器设计前馈系统，将指令信号与成型器脉冲进行卷积，得到新的成型信号作为后续反馈解耦系统的输入，用于消除飞行器弹性模态的残余振动；(b)考虑具有参数不确定和外部扰动的飞行器模型，通过将输入和状态变量分解为标称值与误差之和的形式，实现飞行器的解耦控制问题到误差系统鲁棒稳定性问题的转化，其中标称值由(a)中指令信号与成型脉冲卷积得到；(c)应用鲁棒H∞理论和极点区域配置方法设计反馈控制器满足期望的H∞指标和动态性能，实现飞行器的输入输出近似解耦，并且近似解耦度可以通过调整H∞性能指标γ值来改善。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：贾英民，苏小峰，王晓云，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11