专利名称：推力变向无人机的姿态控制系统及控制方法
技术领域：
本发明涉及无人机的姿态控制系统及控制方法，尤其涉及一种推力变向无人机的姿态控制系统及控制方法，属于飞行控制技术领域。
背景技术：
侦察攻击一体化无人机提高了部队的战场空间感知能力、对高风险目标的突防能力、电子战能力和对敌防空系统的压制能力，实现了对敌机动目标精确、快速攻击，是一种适应信息战特点和需求的全新武器系统，使无人机发展的重要趋势之一。推力矢量控制技术是目前比较先进的飞行控制手段，在现代飞行器中得到成功应用。推力矢量技术在有人机上已被验证能够改善飞机的隐身性、机动能力和敏捷性等，因此推力矢量技术的应用已成为无人机察打一体化发展的重要技术之一。所谓推力矢量技术， 是指发动机推力通过喷管或尾喷流的偏转产生的推力分量来替代原飞机的操纵面或增强飞机的操纵功能，对飞机的飞行进行实时控制的技术。与一般的推力矢量技术相比较而言， 变推力轴线技术既不特指喷气发动机，也不特指燃气舵，它可以通过增加额外的辅助装置， 实现对螺旋桨飞机或喷气飞机的推力偏转，从而使飞机获得额外的控制能力。变推力轴线技术近年来刚开始有人研究，仍然处于理论研究阶段，理论研究和数值仿真结果表明它具有与推力矢量技术相似的作用。此处的推力变向技术，是涡喷式无人机的推力矢量技术与螺旋桨无人机的变推力轴线技术的统称。所谓推力变向技术，是指通过控制发动机使其推力产生纵向或横向的偏转，从而对飞机产生附加的推力分量和附加推力力矩，实现对原有气动操纵面的增强或替代的一种技术。关于推力矢量无人机、变推力轴线无人机的非线性数学模型已有公开文献，但是， 这些文献中的无人机飞行控制系统主要实现姿态控制、高度控制和航路控制等飞行模态。 飞行航路控制系统的任务是使无人机能自动地按预定航线飞行，对飞行器航向和偏离参考航路线距离的控制。为了适应无人机察打一体化的发展趋势，对推力变向无人机的姿态控制提出更高的要求。传统无人机飞行控制策略主要基于经典的单变量控制回路频域或根轨迹方法。然而，无人机飞行控制系统是一个典型的多输入多输出系统，传统方法难于协调处理。无人机飞行滚转角速度引起偏航力矩，偏航角速度引起滚转力矩，而侧滑角会引起滚转和偏航力矩，同时滚转和航向操纵也常常是交联的。现代控制理论的优势就在于解决多变量系统的控制问题，与经典设计方法相比，现代控制技术不再是单回路逐个设计，矩阵运算使得所有的控制增益同时计算，也即所有的控制回路同时闭合，并且能够利用更多的系统状态信息。 利用现代控制技术设计飞行控制系统的试验和验证一直在不断地进行，并取得了一些成功的经验。最优控制理论是现代控制理论的重要组成部分，传统最优控制方法主要有极小值原理、动态规划方法、Lyapimov函数方法、矩阵配方法等。传统方法求解最优控制问题都是基于严格的数学原理，推导过程比较复杂，且不适合解决非线性、时滞性、状态相关或控制受约束等系统的最优控制问题。融合估计和最优控制都属于二次型最优化问题，融合控制的思想启发于融合估计，是一种崭新的最优控制方法。利用融合估计的方法来求解最优控制问题，推导过程因为具有物理含义而显得容易理解，并且有利于解决上述特定系统的最优控制问题。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于解决现有无人机姿态控制技术所存在的不足，提供一种基于姿态回路信息融合的推力变向无人机的姿态控制系统及控制方法。本发明采用以下技术方案一种推力变向无人机的姿态控制系统，所述推力变向无人机采用单发动机，发动机安装位置处于飞机纵向对称面上，所述姿态控制系统包括根据给定姿态指令信号解算控制律，得到姿态控制信号并将姿态控制信号输出给执行机构的姿态控制器，所述姿态控制器包括纵向姿态信息融合控制器和横向姿态信息融合控制器；所述纵向姿态信息融合控制器的输入为期望的飞行速度增量Δ<、期望的俯仰角增量Δ θ*、期望的迎角增量Δ α*、期望的俯仰角速度增量Δ 传感器反馈的俯仰角速度增量Aq、传感器反馈的俯仰角增量△ θ、传感器反馈的迎角增量△ α、传感器反馈的飞行速度增量AV、期望的升降舵偏角增量Δ δ/、油门开度增量Δ δ/、发动机推力纵向偏角增量Δ α/;输出为升降舵偏角增量Δ δ。油门开度增量Δ δ τ、发动机推力纵向偏角增量 Δ CIt，其信息融合最优控制律如下，Ulon(k) = [Rlon (k) + B1J (k)Plon-1 (k + l)Blon (k)Tl {BJ (U)P1J (k +1) _1] [Xlon {k+ 1)- Alon (k)Xlon (k)] + Rlon (k)Ulon'(k)}'式中，总为虚拟纵向状态向量&。η的融合估计，Plm1为融合估计足J勺融合信息量，且融合估计Ifcn及其信息量Plm1由下面公式逆向递推计算获得，
权利要求
1. 一种推力变向无人机的姿态控制系统，所述推力变向无人机采用单发动机，发动机安装位置处于飞机纵向对称面上，所述姿态控制系统包括根据给定姿态指令信号解算控制律，得到姿态控制信号并将姿态控制信号输出给执行机构的姿态控制器，其特征在于， 所述姿态控制器包括纵向姿态信息融合控制器和横向姿态信息融合控制器； 所述纵向姿态信息融合控制器的输入为期望的飞行速度增量△<、期望的俯仰角增量Δ θ*、期望的迎角增量Δ α*、期望的俯仰角速度增量Δ 传感器反馈的俯仰角速度增量Δ q、传感器反馈的俯仰角增量△ θ、传感器反馈的迎角增量△ α、传感器反馈的飞行速度增量AV、期望的升降舵偏角增量Δ δ/、油门开度增量Δ δ/、发动机推力纵向偏角增量Δ α/;输出为升降舵偏角增量Δ δ。油门开度增量Δ δ τ、发动机推力纵向偏角增量 Δ CIt，其信息融合最优控制律如下，Ulon (k) = [Rlon (k)+B1J (k)Plo-1 (k + \)Blon ⑷ Γ1 {BlonT (k)Plo-1 (k +1) [K (“ 1) - Aon ⑷ Xlon (k)]+Rlon (k)Ulo (k))‘式中，为虚拟纵向状态向量&。n的融合估计，Plm1为融合估计1^ 的融合信息量，且融合估计及其信息量Plm1由下面公式逆向递推计算获得，1^+)4^+)(4^^10+1)+1(/+)^^(/+)^/(/+^1(/++1)-1(/+)^:(/+)^0^+)^^(/)}<P^iJ^QJJHAJmJJ+A+BJJmTiJfAM P1^1(N)=QJN)， j=k+\k+2,L,N-l式中，Xlm= [Δν, Δ α , Δ θ , Aq]T,Ulon= [Δ δτ, Δ δε, Δ α τ]τ, Alon (k) , Blon (k)为连续时间纵向线性化运动方程经过离散化后的系统矩阵，Rlon(k) , Qlon(k)为最优性能指标权重矩阵，X1J= [AV*, Δα*, Δ θ*, AqT为期望的纵向状态向量，U1J= [Δ δ；, Δ δ；, Δ α τ*]τ为期望的纵向控制向量；所述横向姿态信息融合控制器的输入为期望的侧滑角增量△ β*、期望的滚转角增量 Δ Φ*、期望的滚转角速度增量Δ ρ*、期望的偏航角速度增量Δ K、传感器反馈的滚转角速度增量△ P、传感器反馈的滚转角增量△ Φ、传感器反馈的偏航角速度增量△!·、传感器反馈的侧滑角增量Δ β、期望的副翼偏角增量Δ δ /、期望的方向舵偏角增量Δ δ/、期望的发动机推力横向偏角增量Δ β/，输出为副翼偏角增量Δ δ α、方向舵偏角增量Δ δ -发动机推力横向偏角增量△ β τ，其信息融合最优控制律如下，Ulat (k) = [Rlat (k) + B1J {k)PMl (k + \)Βμ ㈨]-1 [B1J {k)PMl (k +1)氏Jk +1) - Aat{k)Xlat{k)} + Rlat{k)UlaIm‘式中，之,为虚拟横向状态向量Xlat的融合估计，P1:1为融合估计之,的融合信息量，且融合估计Λ 及其信息量Plat-1由下面公式逆向递推计算获得，力肊―^4/(/^^(/++1)-^(7)^:(^+0^+)^:(/+)}<^0)=0,0)+4/0)^0+1)+^(/)^0^/0)^4.(/), P1Am=QJN)， j=k+\,k+2,L,N-\式中，Xlat = [Δ β，Δ φ，Δρ，Ar]T,Ulat = [Δ δ3, Δ δΓ, Δ β τ]τ，Alat (k)，Blat (k)为连续时间横侧向线性化运动方程经过离散化后的系统矩阵，Rlat(k), Qlat(k)为最优性能指标权重矩阵，Xla广[Δ Δ φ*, Δ ρ*, ΔγΤ为期望的横向状态向量，Ulat*= [Δ δ ；, Δ δ Δ β为期望的横向控制向量，其它参数为中间矩阵变量； 所述纵向线性化运动方程如下式所示，式中，
2. 一种推力变向无人机的姿态控制方法，所述推力变向无人机采用单发动机，发动机安装位置处于飞机纵向对称面上，其特征在于，所述推力变向无人机采用权利要求1所述姿态控制系统进行姿态控制，包括以下步骤‘、.-步骤1、姿态控制系统接收给定姿态指令信号、传感器反馈姿态信号以及期望控制ii 号，所述给定姿态指令信号包括，纵向期望姿态信号AJ= [Δν% Δα*, Δ θ% Aq*]T，横向期望姿态信号Aat*= [Δ β*, Δ φ% Δρ% Δr*]T，所述传感器反馈姿态信号包括，纵向实际姿态信号 &。n = [AV, Δ α , Δ θ , Aq]T，横向实际姿态信号)(lat = [ Δ β，Δ φ，Δ ρ，Δ r] Τ，所述期望控制信号包括，纵向期望控制信号U1J= [Δ δ；, Δ δ；, Δ α/]τ，横向期望控制信号 Ulat*= [Δ δ；, Δ δ；, Δ βτ*]τ；步骤2、姿态控制系统根据接收到的给定姿态指令信号解算姿态控制律，得到纵向姿态控制信号 Ulm= [Δ δτ，Δ δε, Δ α τ]τ，横向姿态控制信号 Ulat= [Δ δ a, Δ δ r, Δ βτ]τ；步骤3、姿态控制系统将姿态控制信号发送给执行机构，执行机构操纵无人机的气动舵面、油门开度、推力方向，实现控制无人机飞行姿态和飞行速度的目的。
全文摘要
本发明公开了一种推力变向无人机的姿态控制系统及控制方法。本发明首次建立了推力变向无人机的非线性全量数学模型和线性化纵横向数学模型，并利用融合估计和最优控制的方法，提出了本发明的基于姿态回路信息融合的推力变向无人机的姿态控制系统及控制方法。对于推力变向无人机的设计开发具有极为重要的现实意义。本发明在控制性能方面优于传统单变量控制方法，且计算简单，完全满足实际飞行控制系统的实时性要求。
文档编号G05D1/08GK102163059SQ201110106239
公开日2011年8月24日 申请日期2011年4月27日 优先权日2011年4月27日
发明者江驹, 浦黄忠, 王新华, 王道波, 甄子洋 申请人:南京航空航天大学