飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定的制作方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及航空航天领域，具体设及一种飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设 计与参数整定，尤其适用于快速的设计过程实现，系统对于气动参数不确定性鲁棒性强。
【背景技术】
[0002] 飞行器的俯仰角控制在工程上具有很成熟的控制设计技术，但是设计方法普遍对 于设计人员的经验和技术能力要求比较苛刻，设计周期、难度和成本都比较高，特别是传统 PID控制在高精度跟踪指令方面具有一定不足。因此，规范、简洁、高性能和强鲁棒的俯仰角 控制设计方法具有十分重要的迫切需求。
[0003] 自抗扰控制（ActiveDis1:u;rbanceRejectionControl,ADRC)(韩京清，自抗扰 控制器及其应用，控制与决策，vol. 13,no. 1，PP. 19-23,1998)起因于现代控制中基于模 型的复杂控制算法在工程上难W得到应用，而工程上普遍使用的最简单的PID控制由于 结构所限，难W实现高性能的控制品质。中国科学院系统科学研究所的韩京清研究员最 初改造PID控制的主要思路是通过引进非线性反馈，特别是分数幕非光滑反馈，形成"小 误差，大增益；大误差，小增益"的设计思想，提高反馈效率，并取得了显著的效果。为了消 除积分反馈的不利影响，韩京清研究员巧妙地借鉴了反馈线性化的思想，通过实时估计系 统的动态特性，引进了扩张状态观测器巧xtendedState化server,ES0)的思想（韩京 清，一类不确定对象的扩张状态观测器，控制与决策，vol. 10,no. 1，PP. 85-88,1995)，运 形成了ADRC的关键和精华所在，但依然使用非线性观测器。无需量测外扰而能消除其影 响；根据对象的输入输出信号用扩张状态观测器实时估计扰动作用并给予补偿，从而去抑 制扰动所引起的输出误差："自抗扰控制器"由此得名。运里扰动是指包括内扰和外扰的 总和作用。ADRC的优点是不必精确了解被控对象的动态特性（内扰），也无需量测外扰的 作用，可W同时抑制所有扰动。ADRC易实现非线性、时变、大时滞等控制难度大的对象的 控制，不必另加任何功能环节，简单地就可W实现。该控制器实际上把那些非线性、时变、 时滞所带来的影响都当作干扰来处理。针对原始ADRC使用非线性反馈所带来的稳态高增 益容易在小信号引起抖动同时控制参数过多的问题（一般形式的非线性ADRC的控制参数 达到12个，不太利于工程应用），W及非线性控制器难W进行工程上常用的频域分析W确 定稳定性边界的不足，美国ClevelandStateUniversity的高志强教授化Gao,Scaling 曰ndb曰ndwidth-p曰rameteriz曰tionb曰sedcontrollertuning，inProceedingsofthe AmericanControlConference, 2003 :pp. 4989-4996)将所有控制器和ESO都W线性形式 实现，大幅度地将控制参数降到4个，而且都有比较明确的物理意义，十分便于工程应用。 工程上使用较多的也是线性ADR"LinearADRC，LADRC)，其中ES0在其中发挥了巨大作用。 线性控制使得频域分析便于操作，也就容易确定工程上十分关屯、的稳定边界。LADRC尽管是 线性形式，但是由于采用了ES0,可W把一定时间尺度W内的不确定性和非线性估计出来并 直接进行补偿，运与标准非线性控制方法（非自适应情形）需要对于非线性建模并明晰其 动力学系数特性的方法相比明显简化，不再专口区分线性与非线性。
【发明内容】
[0004] 本发明解决的技术问题是提供一种可W工程应用的简便的飞行器俯仰姿态的线 性自抗扰控制器设计与参数整定，其适用于传统的鲁棒性分析方法，并且具有优异的动态 品质和适应性。
[0005] 为实现W上目的，本发明的技术方案如下：
[0006] 飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定，包括W下步骤：
[0007] (1)、直接针对俯仰非线性动力学方程，建立描述升降舱影响俯仰角的直接与间接 影响关系；
[0008] (2)、针对步骤（1)得到的俯仰通道动力学方程，将所有的间接影响项作为扰动， 设计线性扩张状态观测器，对其进行估计并补偿，并对于补偿后的系统采用简单的PD控制 策略，形成俯仰通道独立的线性自抗扰控制策略；
[0009] (3)、对于步骤（1)得到的非线性方程，采用小扰动假设原理进行线性化，得到动 力学系数；
[0010] (4)、在步骤（3)得到的线性模型结合步骤（2)设计的控制器，根据鲁棒稳定性指 标和动态性能指标图形化整定控制参数。
[0011] 进一步地，步骤（1)针对一般飞行器俯仰通道的非线性动力学方程描述为：
[0012]
[0013] 其中0是弹道倾角，<9是俯仰角，a是攻角，丫是滚转角，分别是滚 转、航向和俯仰角速度，m是飞行器质量，V是飞行器速度，P是发动机推力，L是气动升力， g是重力加速度，Ix，ly，L分别是滚转、航向与俯仰方向转动惯量，是俯仰力矩。
[0014] 进一步地，步骤（2)中，俯仰方向的非线性动力学方程可W转换为：
[0015]
[0016] 其中SZ是升降舱偏，M(?Z)和M(a)分别姿态角速度和攻角产生的俯仰力矩分 量，m&O是操纵力矩系数。
[0017] 将不显含S,的项
作为扩张状 态，使用如下的观测器进行估计：
[0018]
[001引其中i==[/,，"'=[2"。，训'，运里是观测器带宽，而
运样通过合理的 选择《。，就可W得到扩张状态的近似估计为Z2。如果令
[0020] 4=(《'-:2)/Kc
[00川然后令
[0022]
[002引其中A是俯仰角指令，就可W得到线性自抗扰控制律为
[0024]
[0025] 进一步地，步骤（3)中，通过小扰动线性化得到的纵向短周期动力学可W描述为：
[0026]
[0027]其中曰。，。_^=，。。，分别是俯仰力矩对于a、SZ和《Z的偏导数，b。，\_分别是升力系数 对于a和S,的偏导数。
[0028] 进一步地，步骤（4)中，通过将鲁棒性能及稳定裕度和动态品质在控制参数空间 上绘制边界的方式，界定出可选控制参数的范围，并最终整定控制器。
[0029] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0030]1)、俯仰姿态回路设计与调试过程简便，传统的工程经验依然可W沿用；
[0031] 2)、动态品质和跟踪精度比传统的PID控制有很大提高，而且对于不确定性的适 应性强；
[0032] 3)、采用稳定裕度吸引子方法进行参数整定，在参数空间中直接绘制出可选参数 范围，十分直观。
【附图说明】
[0033] 图1为本发明飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定之俯仰角线 性自抗扰控制框图；
[0034] 图2为本发明飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定之基于稳定 裕度测试子的俯仰角线性自抗扰控制整定图；
[0035] 图3为本发明飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定之俯仰角的 定点阶跃响应图；
[0036] 图4为本发明飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定之非线性仿 真中俯仰角响应曲线。
【具体实施方式】
[0037] 如图1至4所示，本发明提供一种飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参 数整定，包括W下步骤：
[0038] (1)、直接针对俯仰非线性动力学方程，建立描述升降舱影响俯仰角的直接与间接 影响关系；
[0039](2)、针对步骤（1)得到的俯仰通道动力学方程，将所有的间接影响项作为扰动， 设计线性扩张状态观测器，对其进行估计并补偿，并对于补偿后的系统采用简单的PD控制 策略