一种基于并行多ESO的飞行器纵向姿态自抗扰控制方法技术

本发明专利技术提出一种基于并行多扩张状态观测器ESO的飞行器纵向姿态自抗扰控制律ADRC,包括如下步骤：1、设计理想的闭环控制系统；2、将系统动态改写为用跟踪误差表示；3、设计并行ESO；4、根据实时数据评估不同ESO控制效果并根据评估结果选择相应ESO的估计值用做反馈。本发明专利技术针对飞行器纵向姿态控制系统，设计了并行的不同阶次和参数的ESO对系统状态及“总扰动”进行观测，能够处理更大范围的系统不确定性和外部扰动；通过数据驱动的方式评估不同ESO对跟踪误差的影响，而非依赖于先验信息；在线地评估用不同ESO估计值做反馈所带来的跟踪误差，并选择使跟踪误差最小的ESO估计值用做反馈，使得系统的跟踪精度更高。使得系统的跟踪精度更高。使得系统的跟踪精度更高。

【技术实现步骤摘要】
一种基于并行多ESO的飞行器纵向姿态自抗扰控制方法


[0001]本专利技术属于飞行器纵向姿态控制律设计的
，具体内容涉及到多个并行的扩张状态观测器(extendedstateobserver，ESO)的设计以及根据实时数据选择不同ESO的估计值设计自抗扰控制律。

技术介绍

[0002]在过去的几十年中，通过对飞行器纵向姿态控制系统设计观测器，对其状态进行估计并在控制律中实现状态反馈，已经被证明是一种有效的控制方法。但大多数观测器仍有其局限，如依赖于系统模型，只能对状态、单一外扰进行估计而无法处理包含内部未知动态和外部扰动的复杂不确定性，详见参考文献[1]。基于以上问题，我国学者韩京清提出了不依赖于模型、将内部不确定动态和外部扰动视为扩张状态“总扰动”进行估计的扩张状态观测器，并基于此提出了自抗扰控制律(active disturbance rejection control,ADRC),通过对“总扰动”实时估计并补偿，实现对系统的控制，详见参考文献[2]。从结构上ESO可分为线性ESO(LESO)和非线性(LESO)两类，其中LESO又可以按照阶次分为降阶ESO[3]、正常阶ESO和高阶ESO[4]。
[0003]对于不同阶次或者相同阶次不同参数的ESO，其估计能力会有较大差异(如对扰动的响应速度、对量测噪声的敏感程度)，从而导致控制效果的不同[5]。然而，飞行器纵向姿态控制系统中存在着大范围不确定性和剧烈外部扰动，单个ESO受限于其参数和结构，不能确保实时对状态和“总扰动”有很好的估计效果，从而导致无法对姿态角的指令信号达到实时地高精度追踪。
[0004]综上所述，针对飞行器纵向姿态控制系统，开发基于多个并行的不同阶次和参数ESO的自抗扰控制方法可以使得扰动能够提供状态和扰动的多个估计值，进而实现优化选取ESO估计值达到更小跟踪误差的目的。
[0005]参考文献
[0006][1]Chi
‑
TsongChen.Linear system theory and design[M].Holt,Rinchart and Winston,1984.
[0007][2]韩京清.一类不确定对象的扩张状态观测器[J].控制与决策,1995,000(001):85
‑
88.
[0008][3]薛文超.自抗扰控制的理论研究[D].中国科学院研究生院,2012.
[0009][4]邵星灵,王宏伦.线性扩张状态观测器及其高阶形式的性能分析[J].控制与决策,2015,30(5):8.
[0010][5]Shi J,Chen X,Yau S T.High order linear extended state observer and error analysis of active disturbance rejection control[J].Asian Journal of Mathematics,2019,23(4):631
‑
650.

技术实现思路

[0011]本专利技术解决的技术问题是：针对飞行器纵向姿态控制系统，设计了并行的多个阶次和参数可不同ESO，根据实时数据自动选择不同ESO的估计值设计自抗扰控制律，实现了控制律的在线优化，从而对指令信号达到更好的跟踪效果。
[0012]考虑如下的飞行器纵向姿态控制系统：
[0013][0014]其中，t表示飞行器纵向姿态控制系统的运行时间，x1(t)∈R表示t时刻飞行器纵向姿态角的角度，x2(t)∈R表示t时刻飞行器纵向姿态角的角速度，f(x1(t),x2(t),t)∈R表示t时刻由飞行器内部不确定性和外部扰动组成的“总扰动”，b表示控制系统的输入增益,u(t)∈R表示t时刻的控制输入,y(t)∈R表示t时刻系统的输出。
[0015]其特征在于，包含以下四个步骤：
[0016]步骤一：为了使姿态角角度渐进地追踪姿态角指令信号，根据式(1)设计理想的闭环控制系统：
[0017][0018]其中，为t时刻理想闭环系统的姿态角角度和角速度，r(t)∈R为t时刻姿态角的指令信号，分别为指令信号的导数和二阶导，k1,k2∈R为理想闭环系统的参数，由人为设计。
[0019]步骤二：将系统动态改写为用跟踪误差表示：
[0020]定义
[0021][0022]其中，e1(t)为t时刻姿态角跟踪误差，e1(t)∈R；e2(t)为t时刻姿态角跟踪误差的导数，e2(t)∈R；e3(t)为t时刻姿态角跟踪误差动态系统中的“总扰动”，e3(t)∈R.
[0023]为了直观地描述姿态角角度对姿态角指令信号的跟踪性能，将(4)改写为如下形式：
[0024][0025]其中，分别为e1(t),e2(t)的导数。
[0026]步骤三：设计并行的ESO：
[0027]对于式(4)，设计M个如下的ESO：
[0028][0029]其中，分别表示的导数，M为并行ESO的数量，由工程师根据实际情况设置；m
i
为第i个ESO的阶次；为第i个ESO对的估计值，其中值，其中为第i个ESO的参数，满足如下关系：
[0030][0031]其中，ω
i
＞0是第i个ESO的“带宽”，为待调节的参数。
[0032]步骤四：根据实时数据评估不同ESO控制效果并根据评估结果选择响应ESO的估计值用做反馈。
[0033]记记表示t时刻第i个ESO对姿态角角度的估计误差，根据如下公式计算评估指标z
i
(t)：
[0034][0035]其中表示拉普拉斯逆变换，E
i,1
(s)表示的拉普拉斯变换。
[0036]计算完成后，根据以下公式选择ESO编号：
[0037][0038]其中，p为被选中做反馈的ESO的编号，并采取如下自抗扰控制律：
[0039][0040]本专利技术与现有技术相比的优点在于：
[0041]1.设计了并行的不同阶次和参数的ESO对系统状态及“总扰动”进行观测，能够处理更大范围的系统不确定性和外部扰动；
[0042]2.通过数据驱动的方式评估不同ESO对跟踪误差的影响，而非依赖于先验信息；
[0043]3.在线地评估用不同ESO估计值做反馈所带来的跟踪误差，并选择使跟踪误差最小的ESO估计值用做反馈，使得系统的跟踪精度更高。
附图说明
[0044]图1是本专利技术方法的控制框图。
[0045]图2是本专利技术方法的流程图。
[0046]图3是本专利技术方法的仿真实验结果。
[0047]符号说明
[0048]t:飞行器纵向姿态控制系统的运行时间，t∈[0,+∞)；
[0049]x1(t)：t时刻飞行器纵向姿态角角度，x1(t)∈R；
[0050]x2(t)：t时刻飞行器纵向姿态角角速度，x2(t)∈R；
[0051]f(x1(t)本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于并行多ESO的飞行器纵向姿态自抗扰控制方法，考虑如下的飞行器纵向姿态控制系统：其中，t表示飞行器纵向姿态控制系统的运行时间，x1(t)∈R表示t时刻飞行器纵向姿态角的角度，x2(t)∈R表示t时刻飞行器纵向姿态角的角速度，f(x1(t),x2(t),t)∈R表示t时刻由飞行器内部不确定性和外部扰动组成的“总扰动”，b表示控制系统的输入增益,u(t)∈R表示t时刻的控制输入,y(t)∈R表示t时刻系统的输出；其特征在于，包含以下四个步骤：步骤一：为了使姿态角角度渐进地追踪姿态角指令信号，根据式(1)设计理想的闭环控制系统：其中，为t时刻理想闭环系统的姿态角角度和角速度，r(t)∈R为t时刻姿态角的指令信号，分别为指令信号的导数和二阶导，k1,k2∈R为理想闭环系统的参数；步骤二：将系统动态改写为用跟踪误差表示：其中，e1(t)为t时刻姿态角跟踪误差，e1(t)∈R；e2(t)为t时刻姿态角跟踪误差的导数，e2(t)∈R；e3(t)为t时刻姿态角跟踪误差动态系统中的“总扰动”，e3(t)∈R；为了直观地描述姿态角角度对姿态角指令信号的跟踪性能，将(1)改写为如下形式：其中，分别为e1...

【专利技术属性】
技术研发人员：薛文超，汤国杰，赵延龙，
申请(专利权)人：中国科学院数学与系统科学研究院，
类型：发明
国别省市：