基于姿态解耦的宽域飞行自抗扰控制方法技术

本发明专利技术涉及一种基于姿态解耦的宽域飞行自抗扰控制方法，用于解决现有宽域飞行切换控制方法实用性差的技术问题。考虑存在不确定性和风干扰的宽域飞行姿态模型，利用通道解耦和模态划分得到二阶姿态切换系统，直接设计多模态非线性切换控制器；使用扩张状态观测器估计包含系统不确定性、内部干扰、解耦函数和外界时变干扰的集总扰动；基于扩张状态观测器设计自抗扰切换控制器，保证多模态控制器对不确定性和外界时变扰动的有效估计；本发明专利技术结合宽域飞行多模态过程特点，通过设计宽域飞行自抗扰切换控制有效提升了控制器鲁棒性，实现多模态的有效切换，保证了飞行安全性，适用于工程应用。用。用。

【技术实现步骤摘要】
基于姿态解耦的宽域飞行自抗扰控制方法


[0001]本专利技术涉及一种飞行器控制方法，特别是涉及一种基于姿态解耦的宽域飞行自抗扰控制方法。

技术介绍

[0002]随着航空航天技术的快速发展，尤其是吸气式组合发动机技术的不断成熟，飞行器可以从地面水平起飞进行穿梭于稠密大气、临近空间的跨域飞行。飞行器在宽域飞行过程中可达高超声速，应用前景十分广泛，在商业上可以实现洲际载客航空、跨洋快速运输和太空旅行，军事上可实现全球快速打击。
[0003]宽域飞行过程中飞行器速域历经亚声速、超声速和高超声速，空域历经对流层、平流层和中间层，飞行环境复杂多变，发动机发生动力模态转换，整体存在多模态特性，需要设计切换控制器以应对不同模态下飞行器需求和模态的顺利转换。飞行系统自身存在强不确定性且宽域飞行过程易受到风干扰影响，严重威胁飞行安全，因此需要在切换控制中考虑不确定性和外界扰动影响。现有控制方法多把不确定性和扰动当作集总不确定，采用神经网络等智能系统或扰动观测器进行估计补偿，这些控制方法较为复杂，对计算资源和迭代速度要求较高，在工程上可行性不强。因此研究面向可靠性增强的切换控制方法对于大包络稳定飞行研究具有重要的工程意义和技术需求。

技术实现思路

[0004]要解决的技术问题
[0005]为了克服现有宽域飞行切换系统控制方法实用性差的不足，本专利技术提供一种基于姿态解耦的宽域飞行自抗扰控制方法。
[0006]技术方案
[0007]一种基于姿态解耦的宽域飞行自抗扰控制方法，其特征在于步骤如下：
[0008]步骤1：考虑一类带有外部扰动的宽域爬升飞行器姿态模型
[0009][0010]其中，三通道姿态角Θ＝[θ，ψ，φ]T
和姿态角速度w＝[ω
x
，ω
y
，ω
z
]T
是状态变量，θ，ψ，φ，ω
x
，ω
y
和ω
z
分别是俯仰角、偏航角、滚转角、滚转角速度、偏航角速度和俯仰角速度；F
θ
和F
ω
是未知平滑函数，J是转动惯量函数；U
M
＝[M
x
，M
y
，M
z
]T
是气动力矩向量，M
x
，M
y
和M
z
分别是滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩；d
ω
＝[d
x
，d
y
，d
z
]T
是外部时变扰动向量；
[0011]通过对气动力矩系数进行线性化处理，把(1)中第二个方程转化为
[0012][0013]其中，f
i
，i＝x，y，z是未知平滑函数，g
i
是已知平滑函数，δ
i
是三通道舵偏，m
i
是系
统内部扰动；
[0014]把(1)中第一个方程进行以下转化
[0015][0016]其中，h
i
，i＝x，y，z是通道耦合函数；
[0017]进一步把(3)求导，并把(2)带入可得
[0018][0019]定义状态为ζ＝[ζ
z
，ζ
y
，ζ
x
]T
＝[θ，ψ，φ]T
，i＝z，y，x，依据动力模态转换将飞行器姿态模型描述为如下非线性切换系统
[0020][0021]其中，u
i，σ(t)
＝[δ
z，σ(t)
，δ
y，σ(t)
，δ
x，σ(t)
]T
是控制输入，y是系统输出；函数σ(t)：[0，∞)
→
M＝{1，2，...，m}是切换信号，m等于划分的模态个数，且σ(t)＝l时表示第l个子系统是激活的；
[0022]步骤2：当σ(t)＝l时，姿态控制器设计过程如下
[0023]定义跟踪指令y
d
＝[y
dz
，y
dy
，y
dx
]T
＝[θ
d
，ψ
d
，φ
d
]T
，令i＝z，y，x。则跟踪误差为
[0024]e
i
＝ζ
i
‑
y
di
ꢀꢀꢀ
(6)
[0025]状态ζ
i
的二阶导数可写为
[0026][0027]其中，为集总扰动；
[0028]针对复合扰动，设计降阶的扩张状态观测器为
[0029][0030]其中，z
i1
为姿态角速度的估计值，z
i2
为集总扰动D
i，l
的估计值，ω0为观测器带宽；
[0031]控制器设计为
[0032][0033]其中，k
pi，l
和k
di，l
是正的设计参数；
[0034]由于控制增益函数g
i，l
存在误差，可采用一个控制设计参数K
i，l
来代替，故最终控制器为
[0035][0036]步骤3：根据步骤2中得到的控制量u
i，l
，返回到系统姿态模型(5)，对系统输出y进
行跟踪控制。
[0037]有益效果
[0038]本专利技术提出的一种基于姿态解耦的宽域飞行自抗扰控制方法。该方法考虑飞行器宽域爬升过程存在的不确定性和风干扰，通过通道解耦将飞行器姿态运动模型转化为三个姿态通道的二阶非线性切换系统，基于扩张状态观测器设计了自抗扰切换控制器，完成对不确定性和外界干扰的集总估计，提升了控制器鲁棒性，且自抗扰控制与PID控制具有天然继承优势，便于工程实现。本专利技术的有益效果是：
[0039](1)通过通道解耦得到三个姿态通道的二阶非线性系统，可以直接针对解耦后的系统分通道进行设计控制器，简化了设计步骤，便于工程实现；
[0040](2)针对大包络飞行多模态特性，基于动力模态转换进行了模态划分和切换信号设计，基于切换信号设计了多模态切换控制器，有助于实现宽域飞行；
[0041](3)基于扩张状态观测器对系统集总扰动进行估计补偿，利用估计结果设计三个姿态通道控制器，提高了控制器鲁棒性，便于工程应用。
附图说明
[0042]附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本专利技术的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。
[0043]图1为本专利技术实施流程图。
具体实施方式
[0044]为了使本专利技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图和实施例，对本专利技术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专利技术，并不用于限定本专利技术。此外，下面描述的本专利技术各个实施方式中所涉及本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于姿态解耦的宽域飞行自抗扰控制方法，其特征在于步骤如下：步骤1：考虑一类带有外部扰动的宽域爬升飞行器姿态模型其中，三通道姿态角Θ＝[θ,ψ,φ]
T
和姿态角速度w＝[ω
x
,ω
y
,ω
z
]
T
是状态变量，θ，ψ，φ，ω
x
，ω
y
和ω
z
分别是俯仰角、偏航角、滚转角、滚转角速度、偏航角速度和俯仰角速度；F
θ
和F
ω
是未知平滑函数，J是转动惯量函数；U
M
＝[M
x
,M
y
,M
z
]
T
是气动力矩向量，M
x
，M
y
和M
z
分别是滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩；d
ω
＝[d
x
,d
y
,d
z
]
T
是外部时变扰动向量；通过对气动力矩系数进行线性化处理，把(1)中第二个方程转化为其中，f
i
,i＝x,y,z是未知平滑函数，g
i
是已知平滑函数，δ
i
是三通道舵偏，m
i
是系统内部扰动；把(1)中第一个方程进行以下转化其中，h
i
,i＝x,y,z是通道耦合函数；进一步把(3)求导，并把(2)带入可得定义状态为ζ＝[ζ
z
,ζ
y
,ζ
x
]
T
＝[θ,ψ,φ]
T
，i＝z,y,x，依据动力模态转换将飞行器姿态模型描述为如下非线性切换系统其中，u
i,σ(t)
＝[δ
z,σ(t)
,δ
y...

【专利技术属性】
技术研发人员：许斌，程怡新，李玮奇，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：