一种考虑约束的无人直升机主动抗扰容错控制方法技术

本发明专利技术提供了一种考虑约束的无人直升机主动抗扰容错控制方法，首先，建立包含执行器故障的无人直升机姿态回路受扰非线性动力学模型。其次，基于扩张状态观测器技术，对外界干扰进行有效估计。而后，结合干扰估计信息和一种动态增益约束处理控制算法设计姿态回路复合抗干扰控制器，获得所需力和力矩。最后，基于所需力和力矩解算得到直升机周期变距和尾桨距。本发明专利技术充分考虑无人直升机姿态角变化率的限幅要求，并且基于主动抗干扰控制思想对干扰进行前馈补偿，在满足约束的情况下，实现了无人直升机姿态角指令的高精度跟踪，有效地降低了多源干扰、系统故障的影响。系统故障的影响。系统故障的影响。

【技术实现步骤摘要】
一种考虑约束的无人直升机主动抗扰容错控制方法


[0001]本专利技术属于飞行控制
，具体涉及一种考虑约束的无人直升机主动抗扰容错控制方法。

技术介绍

[0002]无人直升机属于无人驾驶的旋翼类飞行器，因其成本低、灵活性高、可以垂直起降的优点而受到广泛关注，在军民领域都获得广泛应用。直升机的三轴加速度主要由主旋翼的升力通过姿态角变化而分解到各轴的分力控制，因此稳定的姿态控制是全回路控制设计的前提。直升机姿态系统具有强非线性、强耦合性的特点，加之其飞行中易受到外部阵风干扰、内部参数摄动以及未建模动态等多源干扰的影响和执行机构故障的威胁，这些特性对控制系统设计带来巨大挑战。快速变化的姿态角会导致飞行稳定度降低甚至威胁飞行安全，因此姿态角变化率约束问题受到了学术界和工业领域的广泛关注。
[0003]针对多源干扰的影响，现有方法通常依靠算法的鲁棒性来间接抑制多源干扰或者采用基于观测器的主动抗干扰控制方法实现干扰的快速补偿。但是尚未有方法在考虑干扰影响的同时，对姿态角速率约束进行处理。

技术实现思路

[0004]专利技术目的：专利技术针对受姿态角变化率约束、执行器故障以及多源干扰影响的无人直升机姿态系统，基于扩张状态观测器技术和动态增益约束处理方法，提供了一种具有约束处理能力的无人直升机主动抗扰容错控制方法，保证了无人直升机在满足约的情况下的姿态角指令高精度跟踪。通过对集总干扰进行估计和补偿，有效地抑制了多源干扰和故障的影响，提高了姿态角的跟踪精度。
[0005]本专利技术具体提供一种考虑约束的无人直升机主动抗扰容错控制方法，包括以下步骤：
[0006]步骤1，建立包含执行器故障的无人直升机姿态回路受扰非线性动力学模型；
[0007]步骤2，基于扩张状态观测器技术，设计干扰观测器以实现对集总干扰的估计；
[0008]步骤3，结合干扰估计信息和动态增益约束处理控制方法设计姿态回路复合抗干扰控制器；
[0009]步骤4，基于所需力矩反解得到直升机真实控制量周期变距和尾桨距。
[0010]步骤1包含以下步骤：
[0011]步骤1
‑
1，建立受多源干扰影响的姿态回路动力学模型；
[0012]步骤1
‑
2，建立包含故障影响的执行机构模型。
[0013]步骤1
‑
1中，所述受多源干扰影响的姿态回路动力学模型如下所示：
[0014][0015]其中Θ＝[φ,θ,ψ]T
为直升机姿态角，φ,θ,ψ分别为滚转角、俯仰角、偏航角，为直升机姿态角关于时间求一阶导数的列向量，分别为滚转角关于时间的一阶导数、俯仰角关于时间的一阶导数、偏航角关于时间的一阶导数；Ω＝[p,q,r]T
为绕机体轴旋转的角速度，p,q,r分别为滚转角、俯仰角、偏航角速率；J＝diag(I
x
,I
y
,I
z
)为转动惯量矩阵，I
x
,I
y
,I
z
分别为绕机身三轴的转动惯量；Γ＝[L,M,N]T
为三轴力矩，L,M,N分别为滚转矩、俯仰矩以及偏航矩，D
A
为姿态回路受到的多源干扰，是一个三行一列的向量；T(Θ)为转换矩阵，具体表达式为：
[0016][0017]其中sinφ＝sφ,cosφ＝cφ,tanθ＝tθ,sinθ＝sθ,cosθ＝cθ。
[0018]步骤1
‑
2包括：
[0019]滚转矩L，俯仰矩M与周期矩的关系如下：
[0020][0021]其中L
a
,L
b
,M
a
,M
b
,A
lon
,A
lat
,B
lon
,B
lat
为系统参数，ε,τ为时间常数，分别为纵向周期距的故障系数和横向周期距的故障系数，δ
lon
,δ
lat
分别为纵向周期距和横向周期距；
[0022]引入如下定义的中间参数A0、A1、Φ、
[0023][0024]则方程(2)重写为：
[0025][0026]其中，L
n
,M
n
分别为周期距无故障时标称滚转矩、俯仰矩，L
f
,M
f
分别为周期距故障引起的滚转矩、俯仰矩，如下所示：
[0027][0028]偏航矩与尾桨距、总距的关系如下：
[0029][0030]其中N
r
,N
col
,N
ped
为系统参数，δ
col
为主旋翼桨距，为主旋翼桨距故障系数，δ
ped
为尾桨距，为尾桨距故障系数，N
n
为不考虑故障的偏航矩标称值，N
f
为尾桨故障引起的偏航矩，如下所示：
[0031]N
n
＝N
r
r+N
col
δ
col
+N
ped
δ
ped
,
[0032]步骤2包括：定义姿态角跟踪误差：
[0033][0034]式中e
Θ
为姿态角跟踪误差列向量，Θ为姿态角向量，Θ
d
＝[φ
d
,θ
d
,ψ
r
]T
为三行一列的姿态角指令向量，φ
d
,θ
d
,ψ
r
分别为滚转角指令、俯仰角指令和偏航角指令；
[0035]根据方程(2)得到姿态系统跟踪误差动态：
[0036][0037]其中为对e
Θ
各元素关于时间求二阶导数的列向量，Γ
n
为周期变距、总距和尾桨距无故障时绕机体轴的转矩标称值，L
n
,M
n
,N
n
分别为滚转矩标称值、俯仰矩标称值和偏航矩标称值：
[0038]Γ
n
＝[L
n M
n N
n
]T
[0039]为T(Θ)矩阵每个元素关于t求导后的矩阵，具体如下：
[0040][0041]其中，Γ
f
为总距、尾桨距和周期变距故障引起的转矩变化量，具体L
f
,M
f
,N
f
分别为滚转矩变化量、俯仰矩变化量和偏航矩变化量；为对姿态角指令向量关于时间求二阶导数的列向量，D
LA
是三行一列的向量，为集总干扰，包含干扰、故障以及姿态角指令二阶导数的信息：
[0042]Γ
f
＝[L
f M
f N
f
]T
,
[0043]对公式(5)，设计干本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种考虑约束的无人直升机主动抗扰容错控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1，建立包含执行器故障的无人直升机姿态回路受扰非线性动力学模型；步骤2，基于扩张状态观测器技术，设计干扰观测器以实现对集总干扰的估计；步骤3，结合干扰估计信息和动态增益约束处理控制方法设计姿态回路复合抗干扰控制器；步骤4，基于所需力矩反解得到直升机真实控制量周期变距和尾桨距。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤1包含以下步骤：步骤1
‑
1，建立受多源干扰影响的姿态回路动力学模型；步骤1
‑
2，建立包含故障影响的执行机构模型。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，步骤1
‑
1中，所述受多源干扰影响的姿态回路动力学模型如下所示：其中Θ＝[φ,θ,ψ]
T
为直升机姿态角，φ,θ,ψ分别为滚转角、俯仰角、偏航角，为直升机姿态角关于时间求一阶导数的列向量，分别为滚转角关于时间的一阶导数、俯仰角关于时间的一阶导数、偏航角关于时间的一阶导数；Ω＝[p,q,r]
T
为绕机体轴旋转的角速度，p,q,r分别为滚转角、俯仰角、偏航角速率；J＝diag(I
x
,I
y
,I
z
)为转动惯量矩阵，I
x
,I
y
,I
z
分别为绕机身三轴的转动惯量；Γ＝[L,M,N]
T
为三轴力矩，L,M,N分别为滚转矩、俯仰矩以及偏航矩，D
A
为姿态回路受到的多源干扰，是一个三行一列的向量；T(Θ)为转换矩阵，具体表达式为：其中sinφ＝sφ,cosφ＝cφ,tanθ＝tθ,sinθ＝sθ,cosθ＝cθ。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，步骤1
‑
2包括：滚转矩L，俯仰矩M与周期矩的关系如下：其中L
a
,L
b
,M
a
,M
b
,A
lon
,A
lat
,B
lon
,B
lat
为系统参数，ε,τ为时间常数，分别为纵向周期距的故障系数和横向周期距的故障系数，δ
lon
,δ
lat
分别为纵向周期距和横向周期距；引入如下定义的中间参数A0、A1、Φ、、Φ、则方程(2)重写为：
其中，L
n
,M
n
分别为周期距无故障时标称滚转矩、俯仰矩，L
f
,M
f
分别为周期距故障引起的滚转矩、俯仰矩，如下所示：偏航矩与尾桨距、总距的关系如下：其中N
r
,N
col
,N
ped
为系统参数，δ
col
为主旋翼桨距，为主旋翼桨距故障系数，δ
ped
为尾桨距，为尾桨距故障系数，N
n
为不考虑故障的偏航矩标称值，N
f
为尾桨故障引起的偏航矩，如下所示：N
n
＝N
r
r+N
col
δ
col
+N
ped
δ
ped
,5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，步骤2包括：定义姿态角跟踪误差：式中e
Θ
为姿态角跟踪误差列向量，Θ为姿态角向量，Θ
d
＝[φ
d
,θ
d
,ψ
r
]
T
为三行一列的姿态角指令向量，φ
d
,θ
d
,ψ
r
分别为滚转角指令、俯仰角指令和偏航角指令；根据方程(2)得到姿态系统跟踪误差动态：其中为对e
Θ
各元素关于时间求二阶导数的列向...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵振华，赵天行，姜斌，曹东，祖家奎，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：