，形成俯仰通道独立的线性自抗扰控制策略；
[0040](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；
[0041](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。
[0042] 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：
[0043]
[0044] 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。
[0045] 俯仰方向的非线性动力学方程可W转换为：
[0046]
[0047] 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，是操纵力矩系数。
[0048] 将不显含S,的项
作为扩张状 态，可W将前述方程[0043]描述为如下的状态方程形式：
[0049]
[0050] 其中W认为是低频干扰分量，而
[0051]
[0052] 采用如下的状态观测器对于[0051]的两个状态进行估计：
[0053]
[0054] 其中^=[/,，/2]7'=口"。，训'超里《。是观测器带宽，运样通过合理的选择《。，就可^ 得到扩张状态的近似估计为Z2。
[005引如果令A=(马---2)/Kc
[005引则近似有
[0057] 身=马
[0058] 是一个二阶积分器，如果采用
[0059]
[0060] 就可W实现满意的跟踪控制，运里*9,.是俯仰角指令。运样，得到最后的综合控制规 律为
[0061]
[0062]上述控制规律里包含4个可调控制参数，分别是观测器带宽《。，对象开环增益估 计值K。，比例系数kp和微分系数kd。根据经验，一般固定在5~1化ad/s之间，可W适 应各种飞行器控制情形。至此，还剩下2个参数：kp和kd需要整定。运里采用稳定度测试子 白勺图形化方'法（C-H.Chan邑andK-W.Han，Gainmar邑insandphasemar邑insforcontrol systemswithadjustableparameters，JournalofGuidance，vol. 13，no. 3，pp. 404-408， 1990)。控制参数整定主要考虑鲁棒性和动态性能，运里采用稳定裕度进行描述。
[0063] 通过小扰动线性化得到的纵向短周期动力学可W描述为：
[0064]
[00财其中a。，心。。:分别是俯仰力矩对于a、SZ和《Z的偏导数，b。A分别是升力系数 对于a和S,的偏导数。通过推导，得到如下传递函数
[0068] 通过对于[0049]的推导，可W得到
[0069]
[0070] 将其代入[005引，可W得到等效控制器为
[0073] 运里Kp=kp/K。和Kd=kd/K。。通过进一步推导，可W得到俯仰角闭环传递函数为
[0074]
[0075] 运里的G=GfGp，运里的Gr是舱机传递函数。
[0076]引入稳定裕度测试子Ae'0，闭环方程变为：
[0083]分别写成kp和kd的线性函数形式为：
[0094] 其中A=Bi?C2-B2?。。当《从0变化到时，可W扫出特定的稳定裕度曲线。 分别取A= 1，0 = 0°，A= 3, 0 = 0°，A= 1/3, 0 = 0° 和A= 1，0 = 45° 四条曲 线，就可W绘制出具有对应闭环鲁棒性的控制参数选取区域。对于4个可行控制参数选取 区域求取交集，就可W得到满足鲁棒性要求的控制参数选取范围。
[0095] 对于动态品质，考虑单位反馈情形的回路传递函数：
[0096]
[0097] 令引入测试子之后的特征方程为：
[0098] F(j?) = 1+e.'。1〇?) =0
[0099] 也就是：
[0110] 其中：
[0111] A = Bi ? C2-B2 ? Cl
[0112] 同理，可W扫出特定的稳定裕度曲线。特别的，当A= 1，0 =67.5°，可W绘制 出一条动态性能曲线，该曲线在[0092]中的部分即为推荐控制参数部分。
【主权项】
1. 飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定，其特征在于：包括以下步 骤： (1) 、直接针对俯仰非线性动力学方程，建立描述升降舵影响俯仰角的直接与间接影响 关系； (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ro控制策 略，形成俯仰通道独立的线性自抗扰控制策略； (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； (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。2. 根据权利要求1所述的飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定，其特 征在于：所述步骤（1)为针对一般飞行器俯仰通道的非线性方程描述为：其中Θ是弹道倾角，是俯仰角，α是攻角，γ是滚转角，ωχ，coy，ωζ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，I y，Iz分别是滚转、航向与俯仰方向转动惯量，Mz是俯仰力矩。3. 根据权利要求1所述的飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定，其特 征在于：步骤（2)中，俯仰方向的非线性动力学方程可以转换为：其中Sz是升降舵偏，Μ(ω z)和Μ(α)分别姿态角速度和攻角产生的俯仰力矩分量， ，〇是操纵力矩系数； 将不显含S 2的项作为扩张状态， 使用如下的观测器进行估计：，这里Wci是观测器带宽，而 这样通过合理的选择 9 Wci，就可以得到扩张状态的近似估计为Z2;如果令 δ:={δ：-ζ2)Ι Kc 然后令其中4是俯仰角指令，就可以得到线性自抗扰控制律为4. 根据权利要求1所述的飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定，其特 征在于：步骤（3)中，通过小扰动线性化得到的纵向短周期动力学可以描述为：其中分别是俯仰力矩对于α、δ^Ρ ω z的偏导数，分别是升力系数对于α 和Sz的偏导数。5. 根据权利要求1所述的飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定，其特 征在于：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。
【专利摘要】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(1)、直接针对俯仰非线性动力学方程，建立描述升降舵影响俯仰角的直接与间接影响关系；(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；(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；(4)、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。该方法在确保控制器具有稳定的鲁棒性和良好的动态品质的基础上，具有十分简明的形式；同时基于稳定裕度测试子的图形参数整定方法具有直观地特点，避免了参数调试的盲目性。
【IPC分类】G05D1/08
【公开号】CN105182984
【申请号】CN201510416028
【发明人】孙明玮, 王源
【申请人】孙明玮, 王源
【公开日】2015年12月23日
【申请日】2015年7月16日