一种弹性飞行器的自抗扰姿态控制方法与流程

本发明属于弹性飞行器姿态控制的设计领域，具体内容涉及到针对带有模型不确定性、飞行器弹性耦合和外扰的飞行器姿态控制问题。

背景技术：

为了使飞行器有更好的性能，如今飞行器的设计越来越倾向于机体更轻更长，这使得在设计控制律时，原本可以忽略不计的弹性模态要纳入考虑范畴，原因如下：

1.由于机体轻且长，使得各阶弹性模态的频率降低，甚至第一阶弹性模态的频率更接近控制系统带宽；

2.由于弹性模态的影响，系统量测不再是刚体模态而是刚体模态和弹性模态的叠加，如果直接利用系统输出做反馈，会激发弹性模态甚者会使系统不稳定；

3.弹性模态和刚体模态的耦合加强，此时，如果对弹性模态的振动不进行很好的控制会影响刚体姿态的控制精度，反之，刚体姿态的动态响应也会影响弹性模态的收敛。

因此，如何合理有效地设计控制律抑制弹性振动带来的影响是弹性飞行器控制设计的一个关键问题。除此之外，外界扰动力和扰动力矩，例如风干扰，以及模型存在不确定性同样也给控制带来难度。

针对弹性飞行器的控制设计，现有研究中的控制设计方法，主要可分为两类，一类是假设系统量测为刚体姿态，把弹性模态视为扰动处理；另一类是设计滤波器，如陷波器，对量测进行滤波以过滤掉量测中的弹性成分，再利用姿态滤波值进行反馈。这两类方法都存在局限性。第一类方法的前提假设在实际中难以成立，因为在弹性振动情况下，量测信号包括等效刚体的运动和弹性变形带来的弹体的附加运动，如果把量测信号视为刚体模态设计控制律，容易使系统不稳定。而利用陷波器的控制方法，当弹性模态频率接近控制系统带宽时，鲁棒性差，在参数拉偏时，极易不稳定。除此之外，上述两类方法都没有考虑对弹性振动进行抑制。因此现有的针对弹性飞行器的控制设计方法，当弹性模态频率接近控制系统带宽时，难以有效地对弹性飞行器进行姿态控制。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：在外扰和模型不确定存在的情况下，针对刚体模态和弹性模态耦合的开环不稳定飞行器的姿态控制问题，设计一种新型的自抗扰控制方法，能够快速地抑制弹性振动，及时补偿外扰及气动参数变化引起的总扰动影响，使飞行器姿态动态响应尽可能快而平稳，最终达到控制目标。

参考文献《控制系统(上)》(徐延万主编，控制系统(上)，中国宇航出版社，1989)2.3节的姿态运动方程，考虑如下综合刚体运动、弹性振动和风干扰等干扰因素的弹性飞行器俯仰扰动运动方程：

量测方程：

控制目标是在控制输入满足物理约束的条件下，使得快速稳定地收敛到零的同时抑制弹性模态的振动。

由于量测方程(2)中带有弹性信号，如果直接用量测量做反馈，会激发出系统的弹性振动，甚至会使系统不稳定，因此，需要对量测做进一步处理来提取刚体模态和弹性信号。同时，因为运动方程(1)存在外扰和模型的不确定，如果在设计控制律时不考虑这些干扰因素，往往难以实现控制目标。本发明基于自抗扰控制的设计思想，提出一种针对弹性飞行器姿态控制的新型自抗扰控制方法。

本发明的技术解决方案包括如下三个步骤：

步骤(一)：设计弹性滤波器

设计弹性滤波器的目的是为了对量测量中除第一阶弹性模态外的各阶弹性信号进行处理，因为第一阶弹性模态的频率和控制系统带宽较近，如果过滤掉第一阶弹性模态会损失系统的稳定裕度，所以，本发明中的弹性滤波器只过滤掉除第一阶弹性模态外的其它弹性模态(即第二阶弹性模态到第n阶弹性模态)，得到和的估计值y1l,y2l；

步骤(二)：设计含混合位移及速度量测和弹性模型的扩张状态观测器(eso)

下面考虑包含刚体运动和第一阶弹性模态的运动方程：

其中，

式(3)中，刚体运动是开环不稳定的，因此控制设计主要需要考虑两个方面，一是刚体模态的比例-微分(pd)反馈，使刚体动态响应尽可能快而平稳；二是补偿扰动，姿态运动的扰动主要体现在刚体运动方程(3)中的f1(·)和w,f1(·)主要是由舵偏角加速度及弹性动态的耦合对飞行姿态运动的影响，w是风和结构干扰及其它(例如推力线偏斜、质心横移和伺服机构的虚假摆动等)干扰力和干扰力矩对姿态运动的总和影响。又因为气动力矩参数(b1,b2)也存在强不确定性，令为姿态运动的总扰动，则这个总扰动为进行姿态控制时需要估计并补偿的扰动量。而第一阶弹性模态特性是自稳定的，但会对刚体运动产生扰动，因此控制设计还需要考虑加入的反馈来使弹性运动快速稳定。

通过上面的分析，如何从量测中提取信号和和总扰总扰动f是设计控制律的核心问题。根据自抗扰控制的思想，令z＝(z1,z2,z3,z4,z5)^t,设计如下含混合位移及速度量测和第一阶弹性模型的eso：

其中，z为eso得到的估计值，为z的导数，z1为对刚体模态运动状态(位移)的估计信号，z2为第一阶弹性模态位移的估计信号，z3为对刚体模态运动状态(速度)的估计信号，z4为第一阶弹性模态速度的估计信号，z5为对总扰动f的估计，yl＝(yl1,yl2)^t为弹性滤波器的输出值，为状态转移矩阵，为量测系数矩阵，为控制输入对估计值的影响系数，具体表示如下：

其中，l为eso的设计参数，通过设计参数l使得其中，指矩阵特征根的实部。eso利用了第一阶弹性模型是指矩阵中含有第一阶弹性模态的固有频率和阻尼系数信息。

步骤(三)姿态运动总扰动补偿和弹性模态抑制的自抗扰控制(adrc)律

本发明中控制输入设计如下：

其中，kp,kd,kq为反馈系数。控制输入中对刚体模态运动状态估计信号z1,z3的pd反馈和姿态运动总扰动的补偿可以实现存在模型参数扰动、多模态弹性耦合和风等其它(例如推力线偏斜、质心横移和伺服机构的虚假摆动等)干扰力和干扰力矩下姿态运动的动态响应和控制精度的一致性；控制输入中对第一阶弹性模态速度估计信号z4的反馈可以实现对第一阶弹性模态的快速抑制。

本发明与现有技术相比优点在于：

1.针对弹性飞行器的量测中含有弹性成分的问题，当第一阶弹性模态频率和控制系统带宽较接近时，设计一种弹性滤波器，过滤掉除了第一阶弹性模态之外的其它弹性模态，以减小系统稳定裕度的损失，增加系统的相位裕度；

2.本发明提出一种利用混合位移及混合速度量测和弹性模型的扩张状态观测器，来获得刚体信号、第一阶弹性模态信号和姿态运动总扰动的估计值；

3.本发明在传统自抗扰控制律的设计中，加入了第一阶弹性模态速度信号的估计值反馈，从而使第一阶弹性模态可以快速衰减。控制律中刚体运动状态估计信号的pd反馈和刚体运动总扰动的补偿部分，可以实现在参数拉偏、多模态弹性耦合和风等其它(例如推力线偏斜、质心横移和伺服机构的虚假摆动等)干扰力和干扰力矩下姿态运动的动态响应和控制精度的一致性。

附图说明

图1是本发明的一种弹性飞行器的自抗扰姿态控制设计流程图。

图2是本发明的一种弹性飞行器的自抗扰姿态控制方法框图。

图3是弹性飞行器的俯仰角偏差响应曲线。

图4是弹性飞行器的第一阶弹性模态的响应曲线。

图5是弹性飞行器的第二阶弹性模态的响应曲线。

图6是eso对刚体姿态和第一阶弹性模态的估计值和真实值的对比曲线。

图7是eso对姿态运动总扰动的估计值和真实值的对比曲线。

图8是控制律不加弹性速度估计值反馈的第一阶弹性模态的响应曲线。

符号说明

俯仰角偏差；

俯仰角速度偏差；

俯仰角加速度偏差；

qi：第i阶弹性模态的广义坐标；

第i阶弹性模态的广义速度；

第i阶弹性模态的广义加速度；

i：任意大于等于1小于等于n的整数；

b1,b2：气动力矩参数；

b3：俯仰角通道的控制增益系数；

b″3：发动机摆动偏角加速度对俯仰角的影响系数；

b1i,b2i：第i阶弹性模态对俯仰角的影响系数；

ωi：第i阶弹性模态的固有频率；

ξi：第i阶弹性模态的阻尼系数；

d1i,d2i：与俯仰角速度和俯仰角成比例的等效刚性弹体的广义气动力对i阶弹性模态的作用系数；

d3i,d″3i：发动机摆动偏角和角加速度对i阶弹性模态的影响系数；

wi'：测量元件处对应于第i阶弹性模态的弹体断面旋转角；

控制输入；

控制输入的加速度；

y1,y2：系统量测；

αw：风攻角；

俯仰通道扰动力矩；

qiy：第i阶弹性模态通道中干扰力对应的广义力；

n：一个大于0的整数，代表需要考虑的弹性模态的个数；

n：整数1,…,n；

y1w,y2w：含有刚体模态和第一阶弹性模态的混合量测；

y1l,y2l：对y1w,y2w的估计；

q1：第一阶弹性模态的广义坐标；

第一阶弹性模态的广义速度；

ω1：第一阶弹性模态的固有频率；

ξ1：第一阶弹性模态的阻尼系数；

w′1：测量元件处对应于第一阶弹性模态的弹体断面旋转角；

q2：第二阶弹性模态的广义坐标；

第二阶弹性模态的广义速度；

ω2：第二阶弹性模态的固有频率；

ξ2：第二阶弹性模态的阻尼系数；

re(λ{e})：矩阵e的特征根实部。

具体实施方式

本发明针对存在刚体模态和弹性模态耦合的开环不稳定飞行器的姿态控制，发明了基于包含混合位移及速度量测和弹性模型eso的新型自抗扰控制方法，本发明解决了弹性飞行器姿态控制设计领域中的如下技术问题：

1.针对弹性飞行器的量测中含有弹性成分且第一阶弹性模态的频率离控制系统带宽较近的问题，设计一种弹性滤波器，只过滤掉除了第一阶弹性模态之外的其它弹性模态(在实施例中为第二阶弹性模态)，以减小系统稳定裕度的损失，增加系统的相位裕度；

2.针对姿态运动受多模态弹性耦合、模型参数不确定和外扰影响的问题，设计带混合位移及速度量测和第一阶弹性模型的eso，来获得刚体信号、第一阶弹性模态信号和姿态运动总扰动的估计值，进而设计刚体运动状态估计信号的pd反馈和刚体运动总扰动的补偿；

3.针对第一阶弹性模态自然衰减速度较慢的问题，在传统自抗扰控制律的设计中，加入了对第一阶弹性模态速度信号估计值的反馈，从而使第一阶弹性模态可以快速衰减。

为了检验本发明方法的实用性，在运动方程(1)式中，我们选取刚体模态加两个弹性模态q1,q2进行仿真实验，其中，ω1＝5hz,ω2＝10hz,ξ1＝ξ2＝0.01.以下为本发明方法的具体实施步骤。

请参见图1和图2所示，本发明一种弹性飞行器的自抗扰姿态控制方法，

具体实施步骤一：

由于第一阶弹性模态的频率ω1离控制系统带宽较近，而第二阶弹性模态的频率ω2离控制系统带宽较远，设计如下陷波滤波器来过滤量测量中的第二阶弹性模态信息，得到混合有角运动信息和第一阶弹性模态信息的信号y1w,y2w，具体如下：

具体实施步骤二：

带混合位移及速度量测和第一阶弹性模型的eso设计如式(5)，其中，eso参数l的选取使得系统模型参数为b3＝14,d31＝300,w1'＝0.1.

具体实施步骤三：

新型自抗扰控制律的设计如式(6)，其中，反馈系数kp,kd,kq的取值为：

图3为俯仰角偏差的响应曲线，图4为第一阶弹性模态的响应曲线，图5为第二阶弹性模态的响应曲线，图6为eso对刚体姿态和第一阶弹性模态的估计值和真实值的对比曲线，图7为eso对姿态运动总扰动的估计值和真实值的对比曲线，图8为控制律没有弹性速度估计值反馈的第一阶弹性模态的响应曲线。

从图3中可看出，本发明提出的控制律可以在存在外扰、模型不确定和多模态弹性耦合的情况下，使弹性飞信器的俯仰角偏差快速稳定地收敛到零。本发明为抑制弹性振动，创新性地在反馈律中加入了弹性速度估计值反馈，由图4可知，第一阶弹性模态在2秒时就停止了振动，而比较图8，当反馈律中没有弹性速度估计值的反馈时，第10秒时第一阶弹性模态还在振动。从图5可看出，第二阶弹性模态是自衰减的，在8秒之后停止振动。从图6、图7可看出，本发明设计的带混合位移及速度量测和第一阶弹性模型的eso很快就可以较精准地对刚体姿态及第一阶弹性模态和姿态运动总扰动进行估计。