本发明涉及飞行器控制技术领域，具体涉及一种基于参数辨识的分离控制方法。
背景技术
现有高超声速飞行器多采用助推+巡航两级飞行方式。助推级目的是将载荷送入预定的转级窗口，为了节约重量和能量，多不采用反推装置，故为成功实现级间分离，必须在推力推尾后期发出分离指令。同时，对于助推过程中仅通过推力矢量实现姿态稳定控制的飞行器，面临推力拖尾后期控制能力不足、不确定大的问题，必须选择静稳定且无控状态下力矩为零的平衡状态，才能实现稳定控制。受到气动模型、质量质心属性和推力模型不确定性影响，该平衡状态无法预先精确预知，只能通过在线辨识的方法获取，因此，如何合理设计辨识和控制策略，成为影响飞行成败的关键因素之一。
目前常用的辨识方法包括最小二乘方法，卡尔曼滤波方法和神经网络方法等。这些方法普遍的缺点是算法复杂，计算资源需求量大，并且在实际应用过程中往往收敛性难以保证，一般适用于缓慢变化的工业过程，对于飞行器控制系统来说，难以真正应用。
技术实现要素：
在下文中给出关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。
本发明的目的在于提出一种基于参数辨识的分离控制方法，该基于参数辨识的分离控制方法，能够解决现有技术通过推力矢量实现姿态稳定控制的飞行器所面临推力拖尾后期控制能力不足、不确定大的技术问题，以及现有辨识方法由于其本身算法复杂、计算资源需求量大、收敛性难以保证的原因难以应用到飞行器稳定控制中的技术问题。
本发明的技术解决方案：
本发明提供一种基于参数辨识的分离控制方法，包括以下步骤：
步骤1、建立纵向被控对象模型；
步骤2、基于所述建立的模型设计控制策略，包括：
a2.1、基于等俯仰角速度指令设计攻角指令剖面，并根据攻角指令剖面生成攻角指令以用于对被控对象进行控制；
a2.2、设计第一状态观测器和第二状态观测器观测被控对象以辨识出被控对象所处的稳定零控平衡态；以及设计所述第一状态观测器还用于对被控对象进行稳定控制；
a2.3、在被控对象进入稳定零控平衡态之后，将攻角指令切换为进入稳定零控平衡态初始时刻所对应的攻角指令处。
进一步地，被控对象模型具体如下式所示：
其中：v为速度，t为推力，ωz为俯仰角速度，α为攻角，θ为轨迹倾角，l为升力，mz为俯仰力矩，jz为转动惯量，m为质量，g为重力加速度度，δz为升降舵偏，
进一步地，攻角指令剖面按下式进行设计：
其中，t0为分离控制器进行控制的起始时刻；α0为t0时刻对应的攻角，αd为攻角指令，αd(t)为攻角指令随时刻变化的剖面；t为时间；t1为进入稳定零控平衡态的初始时刻；ωd表示俯仰角速度指令，设定为常值。
进一步地，设计所述第一状态观测器的带宽小于所述第二状态观测器的带宽。
进一步地，设计所述第一状态观测器和所述第二状态观测器形式均如下式所示：
其中z1为状态观测器的第一状态变量；z2为状态观测器的第二状态变量；
进一步地，设计第二状态观测器的带宽为第一状态观测器的5～10倍。
进一步地，被控对象进入稳定零控平衡态初始时刻采用下述方式获取：
当所述第二状态观测器的观测结果yd2满足：yd2＝0且所述第一状态观测器的观测结果yd1满足：
进一步地，分离控制方法还包括设计反馈控制器对被控对象进行控制，其中，攻角指令和第一观测器的观测结果均为反馈控制器的输入，此外，反馈控制器的输入还包括攻角和俯仰角速度。
进一步地，反馈控制器为pd反馈控制器或pid反馈控制器。
进一步地，反馈控制器为pd反馈控制器，所述的pd反馈控制器的控制量u设计为：
u＝kp(α-αd)+kdωz+yd1，
其中，kp为攻角反馈系数为；kd为俯仰角反馈系数；yd1为第一状态观测器的输出结果；α为攻角；αd为攻角指令。
本发明相比于现有技术具有以下优势：
应用本发明提供的基于参数辨识的分离控制方法，通过设计状态观测器、攻角指令，并给出平衡态的控制策略，可有效实现对飞行器稳定平衡态的辨识，避免了一般辨识方法容易出现算法不收敛和实时性差的问题，避免了通过推力矢量实现姿态稳定控制的飞行器所面临推力拖尾后期控制能力不足、不确定大的技术问题。本发明的可有效对进行稳定控制。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为根据本发明实施例提供分离控制方法控制回路示意图；
图2为根据本发明实施例提供的攻角和控制量随时间变化曲线示意图。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
根据本发明实施例提供一种基于参数辨识的分离控制方法，包括以下步骤：
步骤1、建立纵向被控对象模型；
步骤2、基于所述建立的模型设计控制策略，包括：
a2.1、基于等俯仰角速度指令设计攻角指令剖面，并根据攻角指令剖面生成攻角指令以用于对被控对象进行控制；
a2.2、设计第一状态观测器和第二状态观测器观测被控对象以辨识出被控对象所处的稳定零控平衡态；以及设计所述第一状态观测器还用于对被控对象进行稳定控制；
a2.3、在被控对象进入稳定零控平衡态之后，将攻角指令切换为进入稳定零控平衡态初始时刻所对应的攻角指令处。
应用本发明实施例提供的控制方法，过设计等俯仰角速度指令控制规律，使得攻角变化过程中合力矩为零；然后，通过设计第二状态观测器辨识零控平衡态，通过设计第一状态观测器辨识稳定性和实现稳定控制，接着，将攻角指令切换到辨识出的平衡态对应的攻角指令处，保证在控制能力减弱后飞行器也处于稳定的平衡状态。
具体的，如图1所示，本发明所述分离控制方法的控制回路，包括：反馈控制器，指令生成器和状态观测器组，其中，反馈控制器用于输出控制量以对被控对象进行控制；指令生成器用于根据基于等俯仰角速度指令设计的攻角指令剖面生成攻角指令，并将攻角指令作为反馈控制器的输入；状态观测器组包括第一状态观测器和第二状态观测器，第一状态观测器和第二状态观测器用于对被控对象所述的状态进行观测并将观测结果作为指令生成器的输入，以及第一状态观测器还将其观测结果作为反馈控制器的输入；
在控制过程中，
第一状态观测器和第二状态观测器辨识出被控对象所处的稳定零控平衡态；指令生成器根据第一状态观测器和第二状态观测器输入的稳定的零控平衡态所对应的观测结果确定出稳定零控平衡态到达的初始时刻t1，并且在该时刻之后，指令生成器将生成的攻角指令切换到t1时刻所对应的攻角指令处。
进一步地，作为本发明一种实施例，被控对象模型具体如下式所示：
其中：v为速度，t为推力，ωz为俯仰角速度，α为攻角，θ为轨迹倾角，l为升力，mz为俯仰力矩，jz为转动惯量，m为质量，g为重力加速度度，δz为升降舵偏，
且上述式中，升力和俯仰力矩的计算公式为：
l＝cyqsrcy＝f(ma,h,α,δz)
mz＝mzqsrmz＝f(ma,h,α,δz)
其中，q－动压，sr－参考面积，cy－升力系数，mz－俯仰力矩系数，ma－飞行马赫数，h－飞行高度。
进一步地，在本发明中，由于飞行器面临推力拖尾后期控制能力不足、不确定大的问题，必须选择静稳定且无控状态下力矩为零的平衡状态，才能实现稳定控制，因此本发明采用等俯仰角速度指令设计规律，也即攻角指令剖面要是基于等俯仰角速度指令进行设计的，通过此种设计，可知俯仰角速度指令为一个常数，相应的其对应的俯仰角速度也为一个常数，由被控对象模型可知，俯仰角速度对时间的导数即为0，此时所对应的俯仰力矩为0，也即合力矩为0，而俯仰力矩又由攻角产生的力矩和被控对象的控制量产生的力矩两大部分构成，因此，通过判断控制力矩为零可以间接实现判断攻角产生的力矩为零。换言之，本发明的一项重要之处在于判断被控对象何时处于静稳定状态，控制量何时为0以及在控制量为0时，之后如何对被控对象进行控制。
在本实施例中，所述攻角指令剖面按下式进行设计：
其中，t0为分离控制器进行控制的起始时刻；α0为t0时刻对应的攻角，αd为攻角指令，αd(t)为攻角指令随时刻变化的剖面；t为时间；t1为进入稳定零控平衡态的初始时刻；ωd表示俯仰角速度指令，设定为常值。
通过上述设计的攻角指令剖面，设计在时刻t1之前和之后分别不同的攻角指令，因为t1为进入稳定零控平衡态的初始时刻，在该时刻可知对应的反馈控制器的控制量为0，此时对应的攻角指令即为αd(t1)，此时对应的攻角、控制量产生的力矩可知均为0，在时刻t1后将攻角指令切换到辨识出的平衡态对应的攻角指令αd(t1)处(确保攻角产生力矩为0)，保证了在控制能力减弱后(为0时)飞行器也处于稳定的平衡状态。
在本实施例中，ωd一般与α0的符号相反，数值在3～8度/秒之间。
在本实施例中，在线获取时刻t1，具体获取方法为：当指令生成器判断第二状态观测器的观测结果yd2满足：yd2＝0且第一状态观测器的观测结果yd1满足：
如图1所示，第一状态观测器和第二状态观测器的输入均为被控对象的输入控制量和输出俯仰角速度，本发明设计两观测器的目的在于：通过第二观测器观测出进入零控平衡态时刻，同时辅助第一观测器共同观测出进入稳定零控平衡态时刻，此外，第一观测器还输出结果至反馈控制器以和反馈控制器形成对被控对象的稳定控制，即通过设计第二状态观测器辨识零控平衡态，通过设计第一状态观测器辨识稳定性和实现稳定控制。
进一步地，为了实现准确确定出稳定零控平衡态，设计第一状态观测器的带宽小于第二状态观测器的带宽，通过此种设计方式，将低带宽观测器和高带宽观测器组合设计，其中，低带宽的第一状态观测器能够实现稳定控制，保证了辨识方法的收敛性；高带宽的第二状态观测器虽然不能实现稳定控制，易失稳和发散，但高带宽的第二状态观测器辨识速度比较快。
在本实施例中，第一状态观测器和第二状态观测器均为扩张状态观测器。
在本实施例中，作为优选，第二状态观测器的带宽为第一状态观测器的5～10倍。
在本实施例中，第一状态观测器和第二状态观测器形式均如下式所示：
其中，z1为状态观测器的第一状态变量；z2为状态观测器的第二状态变量；
进一步地，在本发明中，分离控制方法还包括设计反馈控制器对被控对象进行控制，其中，攻角指令和第一观测器的观测结果均为反馈控制器的输入，此外，反馈控制器的输入还包括攻角和俯仰角速度。
在本实施例中，为了实现反馈控制器的控制，可以将反馈控制器设计为控制领域常用控制器，例如pd反馈控制器或pid反馈控制器。
在本实施例中，如图1所示，将反馈控制器设计为pd反馈控制器，pd反馈控制器的输入还包括攻角和俯仰角速度，pd反馈控制器的控制量u设计为：
u＝kp(α-αd)+kdωz+yd1，
其中，kp为攻角反馈系数为；kd为俯仰角反馈系数；yd1为第一状态观测器的输出结果；α为攻角；αd为攻角指令。
此外，在本发明中，对于观测器带宽、kp和kd待定参数，其可根据频域稳定裕度和阶跃响应方法确定，具体确定过程为控制领域公知技术，在此不再详细赘述。
在本实施例中，若根据频域稳定裕度法确定参数，则稳定裕度要求为相角裕度不小于45度幅值裕度不低于6db；若根据阶跃响应方法确定参数，则阶跃响应要求为调整时间不大于0.5s，超调量不大于10％。
对本发明的设计原理进行详细说明：
(1)关于零控平衡态的说明，零控平衡态就是指在无控条件下，系统合力矩为零，也就是处于平衡状态。这一平衡状态又可分为两种，一种是稳定的平衡态(当有外界扰动后，稳定的平衡态可以自己恢复到原状态，比如正放着的碗底的小球，碰一下还回到碗底)，一种是不稳定的平衡态(有外界扰动后，运动将会发散，比如倒扣着的碗顶的小球，碰一下就滑走了)，本发明的目的在于，为了要求实现小控制量条件下飞行器稳定控制，要求飞行器在稳定的零控平衡态(或说平衡攻角)附近飞行。
(2)辨识过程的设计：设计俯仰角速度跟踪一个常值角速度指令信号，在过程中满足合力矩等于零，由于合力矩＝控制力矩+本体力矩(攻角产生力矩)。
辨识的基本原理为：当观测器观测出所需要的控制信号为零时，说明控制力矩为零，此时相应的本体力矩也应该为零，此时的攻角即对应为平衡攻角。同时，在辅助导数信息，可以确定该平衡状态的稳定性，当满足稳定要求时，就实现了对稳定的本体平衡攻角的辨识。
(3)当辨识出本体平衡攻角后，设计攻角指令保持不变，即可实现飞行器在零控平衡态飞行，在该状态下，理论上需要控制量为零。
(4)关键参数带宽，本发明设计两个观测器，一个观测器用于辨识平衡态，另一个用于稳定控制，并辅助判断平衡态的导数信息(即判断稳定性)。由于观测器本身输出有滞后效应，滞后时间和观测器带宽成反比，带宽越大，滞后越小。因为平衡态辨识过程中，攻角一直在增加，滞后越大，辨识出的攻角误差越大。因此，为了能够更精确的辨识出平衡态，辨识观测器的带宽应该大一些。但是也不宜太大，否则会因为噪声导致误判。
稳定控制的观测器带宽则不宜取的太大，这是因为带宽越大，系统在时延条件(比如因为软件设计和采样等原因，控制律里使用的角速度信号不是当前时刻的状态，而是5ms前的状态，这就导致了时延)，和噪声条件(测量传感器必然含有噪声)，相角滞后越大，容易导致失稳。基于此，本发明考虑用两个不同带宽的观测器来分别实现辨识和控制，同时实现两种功能。
(5)结果如图2所示，系统有效辨识出了平衡状态，并且在此后保持平衡态指令过程中，控制量基本为零。应用本发明的技术方案，仅通过两个线性扩张状态观测器，就实现了对稳定平衡态的快速辨识和稳定控制，算法简单，原理清晰，便于工程应用。
作为本发明控制方法的一种具体实施例，如下：
第一步，建立纵向被控对象模型，
根据动力学方程，忽略小量影响，有：
第二步，基于所述建立的模型设计控制策略，包括：
设计指令剖面，
令辨识开始时刻为t0，在t0时刻攻角为α0,攻角指令αd随时刻变化的剖面为：
设计控制器，
如图1所示，设计控制器由指令生成器、扩张状态观测器和pd反馈控制器三个部分组成，其中：
逻辑指生成器按照式(2)生成攻角指令；
扩张状态观测器有两个，观测器形式均如下式
其中z1,z2为观测器的状态变量
pd反馈控制器包含攻角反馈和俯仰角速度反馈项，攻角反馈系数为kp,俯仰角反馈系数为kd，控制量为：
u＝kp(α-αd)+kdωz+yd1，其中yd1表示观测器1的输出。
确定控制器参数，
第三步中的控制器共包含t1、ω01、ω02、kp和kd5个待定参数，其中kp,kd与ω01可根据频域稳定裕度和阶跃响应方法确定，稳定裕度要求为相角裕度不小于45度幅值裕度不低于6db，阶跃响应要求为调整时间不大于0.5s，超调量不大于10％。ω02一般可取值为(5～10)ω01，t1在线获取，其确定规则为：当yd2＝0且
下面以一具体实施例对本发明的控制方法进行详细说明。
第一步，建立纵向控制模型。
第二步，设计指令剖面
记辨识开始时刻t0＝49秒，在t0时刻攻角为α0＝-9.5度,并且已知平衡态在零度附近(比如-1度)，令ωd＝3，攻角指令αd随时刻变化的剖面为：
第三步，设计控制器
如图1所示，设计控制器由逻辑指令生成器、扩张状态观测器和pd反馈控制器三个部分组成，其中：
逻辑指生成器按照式(2)生成攻角指令；
扩张状态观测器有两个，观测器形式均如式(3)
其中，两个观测器的bz取值完全相同，仅ω0不同，为了实现快速辨识，观测器2的带宽ω02应大于观测器1的带宽ω01，设计为ω02＝5ω01；
pd反馈控制器包含攻角反馈和俯仰角速度反馈项，反馈系数为kp,kd，控制量为u＝kp(α-αd)+kdωz+yd1；
第四步，确定控制器参数
为了能够实现对αd的跟踪并保证系统稳定裕度，通过频域分析和时域阶跃响应方法确定参数ω01＝10，kp＝1.2，kd＝0.5，令ω02＝5ω01＝50；
t1根据规则在线获取，其获取规则为：当yd2＝0且
本发明实施例提出的基于参数辨识的分离控制方法，可有效实现对飞行器稳定平衡态的辨识，避免了现有辨识方法容易出现算法不收敛和实时性差的问题。
如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。
应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。
这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。