考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统及方法与流程

本发明涉及旋转稳定控制技术领域，具体涉及一种考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统及方法。

背景技术：

在飞行器旋转稳定控制领域，舵机失效是诸多设备扰动之中最为严重的一种，由于大多数飞行器是依靠舵机对机体进行控制，一旦出现舵机失效，轻则会影响机体稳定，重则会引起机体失控，造成无法预料的严重后果。

气动扰动是影响飞行器旋转稳定的诸多因素之中较为常见的一种，尤其是飞行器在做大攻角机动时，气动力呈现明显的非线性特性，一旦出现旋转失效，仍然会影响机体稳定，甚至引起机体失控。考虑舵机失效及气动扰动是当前飞行器旋转稳定控制系统设计过程中无法回避的问题。

由于上述原因，本发明人对现有的飞行器旋转稳定控制系统做了深入的研究，设计出一种能够解决上述问题的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转稳定控制系统及方法。

技术实现要素：

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转稳定控制系统及方法，该系统中添加有用于观测舵机失效及气动扰动的自适应二阶观测部分和二阶滑模旋转稳定控制部分，使得该旋转稳定控制模块能够在飞行器出现舵机失效或气动扰动情况下控制飞行器，实现飞行器旋转通道稳定。通过自适应二阶观测器对舵机失效及气动扰动进行观测，并通过状态方程中引入考虑舵机失效及气动扰动来给出更为合理的控制指令，进而通过控制指令抵消舵机失效及气动扰动对飞行器旋转稳定的不良影响，通过在控制律中引入二阶滑模面，来保证旋转角及旋转角速度准确收敛至期望值，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提一种考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统及方法，系统能够观测舵机失效及气动扰动对飞行器旋转通道稳定性的影响，在考虑舵机失效及气动扰动对飞行器旋转通道稳定性影响的情况下提供用于控制飞行器的舵机控制律，从而使得飞行器旋转通道稳定；其中，所述控制系统通过下式(一)解算舵机控制律，

本发明所具有的有益效果包括：

(1)在根据本发明提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统及方法中，在考虑舵机失效及气动扰动的基础上进行旋转控制，并保证飞行器旋转通道的稳定；

(2)在根据本发明提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统及方法中，引入了自适应二阶观测器对舵机失效及气动扰动进行观测，获得准确扰动估计值；

(3)在根据本发明提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转稳定控制系统及方法中，引入了变量滑模面，来保证旋转角及旋转角速度准确收敛至期望值

(4)在根据本发明提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转稳定控制系统及方法中，能够在有限时间实现对飞行器旋转稳定控制，达到快速控制的目的，具有极高的工程实践价值。

附图说明

图1示出本发明实验例1中，利用考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法在不同攻角的气动系数下获得的旋转角变化曲线；

图2示出本发明实验例1中，利用考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法在不同攻角的气动系数下获得的旋转角速度变化曲线；

图3示出本发明实验例1中，利用考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法在不同攻角的气动系数下获得的舵偏角变化曲线；

图4示出本发明实验例2中，利用考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法在不同攻角的气动系数下获得的旋转角变化曲线；

图5示出本发明实验例2中，利用考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法在不同攻角的气动系数下获得的旋转角速度变化曲线；

图6示出本发明实验例2中，利用考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法在不同攻角的气动系数下获得的舵偏角变化曲线；

图7示出本发明实验例3中，飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，没有出现舵机失效、效率变为原来的70％时的旋转角变化曲线和stwo控制下效率变为原来的70％时的旋转角变化曲线；

图8示出本发明实验例3中，飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，没有出现舵机失效、效率变为原来的70％时的旋转角速度变化曲线和stwo控制下效率变为原来的70％时的旋转角速度变化曲线；

图9示出本发明实验例3中，飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，没有出现舵机失效、效率变为原来的70％时的舵偏角变化曲线和stwo控制下效率变为原来的70％时的舵偏角变化曲线；

图10示出本发明实验例3中，在考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，在舵机效率变为原来的70％和无舵机失效时的自适应系数变化曲线；

图11示出本发明实验例3中，飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，没有出现舵机失效、舵机卡死时的旋转角变化曲线和stwo控制下舵机卡死时的旋转角变化曲线；

图12示出本发明实验例3中，飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，没有出现舵机失效、舵机卡死时的旋转角速度变化曲线和stwo控制下舵机卡死时的旋转角速度变化曲线；

图13示出本发明实验例3中，飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，没有出现舵机失效、舵机卡死时的舵偏角变化曲线和stwo控制下舵机卡死时的舵偏角变化曲线；

图14示出本发明实验例3中，在考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，在有舵机卡死和无舵机失效时的自适应系数变化曲线。

具体实施方式

下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

气动扰动是飞行器在做大攻角机动时气动系数存在明显的非线性特性，极易引起旋转通道失稳，进而影响飞行器性能；所述舵机失效是指舵机在运行过程中效率明显降低或者卡死的情况。

根据本发明提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统，该系统能够观测舵机失效及气动扰动对飞行器旋转通道稳定性的影响，在考虑舵机失效及气动扰动对飞行器旋转通道稳定性影响的情况下提供用于控制飞行器的舵机控制律，从而使得飞行器旋转通道稳定。该舵机控制律是在考虑了舵机失效及气动扰动的情况下解算出来的，自然能够抵消舵机失效及气动扰动代理的不良影响，从而实现旋转通道稳定。

本申请中所述大攻角是指攻角值在10度以上；

本申请中所述气动扰动是指在大攻角状态下，气动系数的变化趋势呈现非线性特性。

在一个优选的实施方式中，所述舵机控制律通过下式(一)获得：

其中，δ表示舵机控制律，u表示等效控制量，也可以用u(t)表示，s表示多变量滑模面，ξ为微分算子，表示其中的高阶量，表示微分算子的导数，二者之间通过龙格库塔算法求解，为本领域中已知的常识性计算方法，而高阶微分算子为求解控制律的控制参数，无实际意义，b1、b2和τ都表示控制系数，表示系统补偿；φ表示旋转角，表示旋转角速度。

所述控制系统通过下式(二)的状态方程实时解算旋转角误差的导数及旋转角速度误差的导数，

其中，x1表示旋转角误差，x2表示旋转角速度误差，是旋转角误差的导数，即为旋转角速度误差，表示旋转角速度误差的导数，即为旋转角加速度误差，ωrr表示舵机带宽，kδ表示舵机传动比，δ表示舵机控制律，表示系统扰动观测值；x1＝φ-φd，φd表示期望旋转角，表示期望旋转角速度。

进一步地，ωrr和kδ都是飞行器上的已知系数，其具体取值预先存储在飞行器中；

φd为预存在飞行器中的期望旋转角信息，为预存在飞行器中的期望旋转角速度信息。

在通过式(二)解算得到旋转角误差的导数和旋转角速度误差的导数以后，再利用四阶龙格库塔解法解算出下一个时刻的飞行器的旋转角φ和旋转角速度并将之代入到式(一)中用以解算出下一个时刻的舵机控制律δ；从而实现循环解算，实时输出舵机控制律δ；其中，优选地，每隔0.001s解算出一次舵机控制律δ；另外，在解算第一个舵机控制律δ时，由于系统尚未完全启动工作，未能通过四阶隆德库塔解算获得旋转角和旋转角速度，将系统赋予的初始旋转角和旋转角速度代入到式(一)中解算舵机控制律δ。所述初始旋转角和旋转角速度可以依据实际需求进行选择设置。

在一个优选的实施方式中，系统扰动的观测值通过下式(三)获得，

其中，旋转角速度观测值，该值由飞行器上的陀螺等观测器件获得，表示旋转角速度观测值的导数，表示通过解算获得的旋转角速度；表示系统扰动观测值的导数；a1(t)和a2(t)表示自适应控制参数，k为设计参数。

该式(三)是循环迭代算式，在初始状态时，飞行器没有舵机失效及气动扰动，此时为零，与相等，能够求得该时刻对应的和再通过四阶龙格库塔解法即可解算出下一时刻的和其中，和都可以代入到式(二)中用于求解旋转角误差的导数及旋转角速度误差的导数；所述和还要代入到式(三)中用于求解再下一时刻的和从而实现循环解算，持续输出和优选地，每隔0.001s解算出一次和所述式(二)和式(三)的迭代频率同步。

本申请中通过在解算旋转过载的状态方程中引入使得状态方程的输出量成为在考虑舵机失效及气动扰动的基础上的输出量，能够通过计算抵消掉该扰动，输出更为合理的舵机控制律。

所述考虑舵机失效包括舵机效率降低和舵机卡死两类情况，本申请中的系统扰动观测值可以包含两种舵机失效情形，所述舵机卡死是指舵机在一段时间内，仅做简单的正弦运动的情况。

在一个优选的实施方式中，所述自适应控制参数a1(t)和a2(t)通过下式(四)获得，

优选地，其中，l(t)表示自适应参数，c1和c2都表示自适应设计系数，是灌装在飞行器中的固定值，在计算过程中都是已知量。

所述自适应参数l(t)通过下式(五)获得，

l(t)＝l·sgn(||s||-ε)(五)

其中，l和ε都表示自适应参数设计系数，是灌装在飞行器中的固定值，在计算过程中都是已知量。

在一个优选的实施方式中，所述多变量滑模面s通过下式(六)获得，

其中，x1表示旋转角误差，x2表示旋转角速度误差，d1，d2和d3都为设计参数，是灌装在飞行器中的固定值，在计算过程中都是已知量。

该滑模面可以保证旋转角及旋转角速度收敛至期望数值。滑模变结构控制的原理，是根据系统所期望的动态特性来设计系统的切换超平面，通过滑动模态控制器使系统状态从超平面之外向切换超平面收束。系统一旦到达切换超平面，控制作用将保证系统沿切换超平面到达系统原点，这一沿切换超平面向原点滑动的过程称为滑模控制。由于系统的特性和参数只取决于设计的切换超平面而与外界干扰没有关系，所以滑模变结构控制具有很强的鲁棒性。而该超平面即为滑模面，选择旋转角误差为控制量，则可以保证旋转角误差延滑模面达到系统原点，收敛至0，此时旋转角收敛至期望旋转角。另外该滑模控制选择二阶滑模控制，可以保证控制量及其一阶导数收敛至0，而当旋转角误差收敛至0，其导数亦收敛至0，由于旋转角误差中的期望旋转角为常值，旋转角误差变化率即为旋转角速度，当旋转角误差速率收敛至0时，旋转角速度亦收敛至0。

为多变量滑模面s对时间的导数，可通过下式(七)获得：

所述系统补偿通过下式(八)获得，

本发明中，通过在控制律中引入滑模面，使得旋转稳定控制模块能够在飞行器大攻角机动出现气动扰动的情况下控制飞行器，并且实现旋转通道的稳定。

本发明还提供一种考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法，该方法能够观测舵机失效及气动扰动对飞行器旋转通道稳定性的影响，在考虑舵机失效及气动扰动对飞行器旋转通道稳定性影响的情况下提供用于控制飞行器的舵机控制律，从而使得飞行器旋转通道稳定；

优选地，所述该方法中包括如下步骤：

步骤1：通过下式(一)解算舵机控制律

在获得所述舵机控制律以后，将所述舵机控制律δ传递给舵机系统，由舵机系统根据所述舵机控制率获得舵机控制指令，舵机根据舵机控制指令打舵，从而调整控制飞行器旋转；

所述舵机系统为飞行器中的通用系统，用于作为执行机构打舵工作，调整飞行器的姿态。

步骤2，将步骤1中得到的舵机控制律代入到式(二)中解算旋转角误差的导数及旋转角速度误差的导数；

其中，u表示等效控制量，也可以用u(t)表示，s表示多变量滑模面，ξ为微分算子，表示其中的高阶量，表示微分算子的导数；b1、b2和τ都表示控制系数，表示系统补偿；φ表示旋转角，表示旋转角速度；x1表示旋转角误差，x2表示旋转角速度误差，是旋转角误差的导数，即为旋转角速度误差，表示旋转角速度误差的导数，即为旋转角加速度误差，ωrr表示舵机带宽，kδ表示舵机传动比，δ表示舵机控制律，表示系统扰动观测值；x1＝φ-φd，φd表示期望旋转角，表示期望旋转角速度。

优选地，该方法还包括步骤3，通过四阶龙格库塔法根据转角误差的导数和旋转角速度误差的导数解算出下一时刻的旋转角φ和旋转角速度

再把所述下一时刻的旋转角φ和旋转角速度作为初始值重复步骤1、步骤2，解算下一时刻的舵机控制律δ、旋转角误差的导数和旋转角速度误差的导数。

优选地，系统扰动的观测值通过下式(三)获得，

其中，表示旋转角速度观测值，表示旋转角速度观测值的导数，表示系统扰动观测值的导数；a1(t)和a2(t)表示自适应控制参数，k为设计参数。

该式(三)是循环迭代算式，在初始状态时，飞行器没有舵机失效及气动扰动，此时为零，与相等，能够求得该时刻对应的和再通过四阶龙格库塔解法即可解算出下一时刻的和其中，和都可以代入到式(二)中用于求解旋转角误差的导数及旋转角速度误差的导数；所述和还要代入到式(三)中用于求解再下一时刻的和从而实现循环解算，持续输出和优选地，每隔0.001s解算出一次和

优选地，所述自适应控制参数a1(t)和a2(t)通过下式(四)获得，

其中，l(t)表示自适应参数，c1和c2都表示自适应设计系数。

所述自适应参数l(t)通过下式(五)获得，

l(t)＝l·sgn(||x||-s)

其中，l和ε都表示自适应参数设计系数，s表示多变量滑模面。

优选地，所述多变量滑模面s通过下式(六)获得，

其中，x1表示旋转角误差，x2表示旋转角速度误差，d1，d2和d3都为设计参数，是灌装在飞行器中的固定值，在计算过程中都是已知量。

实验例

通过计算机进行飞行器的模拟仿真实验，分别选择本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法和现有技术中已有的旋转稳定控制器(stwo)对飞行器进行控制；

本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法通过下式(一)解算舵机控制律，再通过舵机控制律控制飞行器的旋转通道；

通过下式获得旋转角误差的导数及旋转角速度误差的导数；

其中，系统扰动观测值通过下式(三)获得：

a1(t)取值为40，a2(t)取值为40，k取值为2.1；

在仿真实验中的控制系数及设计参数如下表所示：

实验例1

该实验例1的仿真过程中设定的飞行器的模拟条件为：飞行器转速为0，存在旋转角偏差：

φ(0)＝22.5°，φd＝0°，

图1、图2和图3给出了本发明提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法针对非旋转飞行器在不同攻角的气动系数下旋转角变化曲线、旋转角速度变化曲线及舵偏角变化曲线。图中α表示攻角。

从图1、图2和图3可看出，本发明提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法可以在气动扰动存在的情况下控制飞行器使其实现旋转稳定控制。

实验例2

该实验例2的仿真过程中设定的飞行器的模拟条件为：飞行器匀速旋转，存在旋转角速度偏差：

φ(t)＝0°，φd＝5πt(rad)，

图4、图5和图6给出了本发明提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法针对匀速旋转飞行器不同攻角的气动系数下旋转角变化曲线、旋转角速度变化曲线及舵偏角变化曲线。图中α表示攻角。

从图4、图5和图6可看出，本发明提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法可以在气动扰动存在的情况下控制飞行器使其实现旋转稳定控制。

实验例3

该实验例3的仿真过程中设定的飞行器的模拟条件为，飞行器的攻角为16°，飞行器没有出现舵机失效，或者飞行器在大攻角时出现舵机失效，所述舵机失效是指舵机效率变为原来的70％或者舵机卡死：

φ(0)＝22.5°，φd＝0°，

图7给出了三条旋转角变化曲线，分别是：

(1)飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，没有出现舵机失效时的旋转角变化曲线，图中用“未失效情况下旋转角”表示；

(2)飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，出现舵机失效(舵机效率变为原来的70％)时的旋转角变化曲线，图中用“失效情况下旋转角”表示；

(3)飞行器在旋转稳定控制器(stwo)控制下，出现舵机失效(舵机效率变为原来的70％)时的旋转角变化曲线，图中用“stwo旋转角”表示；

图8给出三条旋转角速度变化曲线，分别是：

(1)飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，没有出现舵机失效时的旋转角速度变化曲线，图中用“未失效情况下旋转角速度”表示；

(2)飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，出现舵机失效(舵机效率变为原来的70％)时的旋转角速度变化曲线，图中用“失效情况下旋转角速度”表示；

(3)飞行器在旋转稳定控制器(stwo)控制下，出现舵机失效(舵机效率变为原来的70％)时的旋转角速度变化曲线，图中用“stwo旋转角速度”表示；

图9给出三条舵偏角变化曲线，分别是：

(1)飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，没有出现舵机失效时的舵偏角变化曲线，图中用“未失效情况下舵偏角”表示；

(2)飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，出现舵机失效(舵机效率变为原来的70％)时的舵偏角变化曲线，图中用“失效情况下舵偏角”表示；

(3)飞行器在旋转稳定控制器(stwo)控制下，出现舵机失效(舵机效率变为原来的70％)时的舵偏角变化曲线，图中用“stwo舵偏角”表示；

从图7、图8和图9中可以看出，本发明提供的旋转稳定控制系统可以在气动扰动存在，且出现舵机效率降低的情况下控制飞行器使其实现旋转稳定控制，并且更准确地控制旋转角、旋转角速度及舵偏角收敛至期望数值。

图10为在本发明提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，在舵机效率变为原来的70％和无舵机失效时的自适应系数变化曲线，结果显示其自适应系数均有界且收敛，证明本发明提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法可以实现该飞行器的旋转稳定；

图11给出了三条旋转角变化曲线，分别是：

(1)飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，没有出现舵机失效时的旋转角变化曲线，图中用“未失效情况下旋转角”表示；

(2)飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，出现舵机失效(舵机卡死)时的旋转角变化曲线，图中用“失效情况下旋转角”表示；本实验例中舵机卡死的时间为0.5s；

(3)飞行器在旋转稳定控制器(stwo)控制下，出现舵机失效(舵机卡死)时的旋转角变化曲线，图中用“stwo旋转角”表示；

图12给出三条旋转角速度变化曲线，分别是：

(1)飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，没有出现舵机失效时的旋转角速度变化曲线，图中用“未失效情况下旋转角速度”表示；

(2)飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，出现舵机失效(舵机卡死)时的旋转角速度变化曲线，图中用“失效情况下旋转角速度”表示；

(3)飞行器在旋转稳定控制器(stwo)控制下，出现舵机失效(舵机卡死)时的旋转角速度变化曲线，图中用“stwo旋转角速度”表示；

图13给出三条舵偏角变化曲线，分别是：

(1)飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，没有出现舵机失效时的舵偏角变化曲线，图中用“未失效情况下舵偏角”表示；

(2)飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，出现舵机失效(舵机卡死)时的舵偏角变化曲线，图中用“失效情况下舵偏角”表示；

(3)飞行器在旋转稳定控制器(stwo)控制下，出现舵机失效(舵机卡死)时的舵偏角变化曲线，图中用“stwo舵偏角”表示；

从图11、图12和图13中可以看出，本发明提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法可以在气动扰动存在，且出现舵机卡死的情况下控制飞行器使其实现旋转稳定控制，并且控制地旋转角、旋转角速度及舵偏角，使其准确收敛至期望数值。

图14为在本发明提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，在舵机卡死和无舵机失效时的自适应系数变化曲线，结果显示其自适应系数均有界且收敛，证明本发明提供的旋转稳定控制系统可以实现该飞行器的旋转稳定。

以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。