一种姿控系统限幅值设计方法、存储介质及服务器与流程

本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及飞行器控制技术，具体为一种姿控系统限幅值设计方法、存储介质及服务器。

背景技术：

实际工程中，飞行器伺服机构的偏转范围受到约束，飞行控制系统是一个非线性系统，其稳定性与飞行状态、伺服偏转角度的限幅、控制律中对各反馈项的限幅处理等相关。

不考虑控制量的饱和问题时，可以同时兼顾控制系统的鲁棒性和性能，择优选择比例项和微分项的控制增益；但在飞行器受到较大的外扰或动力学模型存在较大不确定性时，为了提高控制系统的鲁棒性，改善控制系统的稳定性，尽可能地避免发生控制饱和，根据工程经验，通常将伺服机构最大偏角的60%~70%作为控制律中微分项的限幅值，而将伺服机构最大偏角的30%~40%作为控制律中比例项的限幅值。通常根据工程经验或打靶仿真结果来反复调节确定控制律中各项反馈量的幅值约束，缺乏一定的理论依据，且迭代设计过程较为耗时。

技术实现要素：

本发明的目的在于解决飞行器姿控系统在控制受限情况下控制律中比例项与微分项的限幅值设计问题。

本发明的一个方面提供了一种姿控系统限幅值设计方法，包括以下步骤：

建立飞行器单个姿态控制通道绕质心小扰动动力学模型；

基于pd控制结构，设计所述飞行器姿态控制通道的控制律和控制参数；

基于所述控制律，建立反馈项和控制量受限的姿控系统嵌套饱和受限模型，其中，所述反馈项包括微分反馈项和比例反馈项；

将控制律中反馈项的限幅值设计问题，转化为输入受到嵌套饱和约束的控制系统吸引域优化问题；

通过求解所述输入受嵌套饱和约束的控制系统的最优吸引域，求解所述反馈项的限幅值。

进一步的，采用稳定裕度测试子算法设计所述控制律中的控制参数。

进一步的，建立反馈项和控制量受限的姿控系统嵌套饱和受限模型的方法包括以下步骤：

构造限幅值为1的饱和函数；

用最大限幅值与饱和函数乘积表示所述控制量，其中嵌套同样用最大限幅值与饱和函数乘积表示的所述反馈项；

将所述控制量代入所述飞行器单个姿控通道绕质心小扰动动力学模型，得到反馈项和控制量受限的姿控系统嵌套饱和受限模型。

进一步的，所述限幅值为1的饱和函数表示为：

。

可见，本发明提供的姿控系统限幅值设计方法，针对飞行器姿态控制系统在控制受限情况下的稳定控制问题，利用控制受限系统的优化控制理论，给出了一种控制量嵌套限幅的设计方法，即建立姿态系统的控制受限模型，将控制律中比例项与微分项的限幅值设计问题，转换为输入受到嵌套饱和约束的控制系统的吸引域优化问题，从而通过求解具有lmi约束的优化问题，给出了考虑控制受限情况下的比例控制项与微分控制项的限幅值设计方法。

相比现有技术，本发明给出的限幅值设计方法，采用了优化控制律中比例项和微分项的限幅值，改善控制系统在存在较大不确定性和强干扰下的稳定性，提高控制受限时控制系统的鲁棒性；避免了根据工程经验或打靶仿真结果调节反馈量的幅值约束时，缺乏理论依据且要耗时迭代的弊端，显著提高了求解效率。

应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本发明所欲主张的范围。

附图说明

下面的附图是本发明的说明书的一部分，其绘示了本发明的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本发明的原理。

图1为根据示例性实施例的姿控系统限幅值设计方法流程图。

具体实施方式

下面将参照附图详细说明本发明的示例性实施方式，各种实施例不应认为是对本发明的限制，而应理解为是对本发明的某些方面、特性和实施方案的更详细的描述，在不背离本发明的范围或精神的情况下，本领域技术人员可对本发明说明书的具体实施方式做多种改进和变化。

附图1中给出了根据示例性实施例的姿控系统限幅值设计方法流程图。如图1所示，该方法包括以下步骤：

s101：建立飞行器单个姿态控制通道绕质心小扰动动力学模型；

s102：基于pd控制结构，设计所述飞行器姿态控制通道的控制律和控制参数；

s103：基于所述控制律，建立反馈项和控制量受限的姿控系统嵌套饱和受限模型，其中，所述反馈项包括微分反馈项和比例反馈项；

s104：将控制律中反馈项的限幅值设计问题，转化为输入受到嵌套饱和约束的控制系统吸引域优化问题；

s105：通过求解所述输入受嵌套饱和约束的控制系统的最优吸引域，求解所述反馈项的限幅值。

优选的，步骤s102中采用稳定裕度测试子算法设计所述控制律中的控制参数。

优选的，步骤s103中建立反馈项和控制量受限的姿控系统嵌套饱和受限模型的方法具体包括以下步骤：

构造限幅值为1的饱和函数；

用最大限幅值与饱和函数乘积表示所述控制量，其中嵌套同样用最大限幅值与饱和函数乘积表示的所述反馈项；

将所述控制量代入所述飞行器单个姿控通道绕质心小扰动动力学模型，得到反馈项和控制量受限的姿控系统嵌套饱和受限模型。

优选的，所述限幅值为1的饱和函数表示为：

。

下面进一步通过应用示例对本公开所述方法进行说明。

示例一

以某飞行器俯仰通道姿态控制律设计为实例。限幅项的限幅值设计方法包括如下步骤：

1、建立某飞行器纵向绕质心运动小偏差动力学模型，如下：

其中，，，，

，，表示增量，表示攻角，

表示俯仰角速度，表示俯仰通道控制量，表示推力，

表示升力对攻角的导数，表示升力对的导数，

表示飞行器质量，表示重力加速度，表示弹道倾角，

表示飞行器绕箭体系z轴的转动惯量，表示飞行器速度，

表示俯仰力矩对攻角的导数，表示俯仰力矩对俯仰角速度的导数，

表示俯仰力矩对的导数。

2、采用pd控制结构，设计俯仰通道控制律如下：

采用稳定裕度测试子算法，确定控制参数和。

3、根据伺服机构最大偏转角度，对俯仰通道控制量进行约束，微分项的约束为，为设计参数。考虑对控制量的约束，将控制量表示为：

其中，。

令，，俯仰通道小偏差动力学模型可表示为如下嵌套饱和受限模型：

其中，，，，，。

4、将控制律中微分反馈项的限幅值设计问题，转化为输入受到嵌套饱和约束的控制系统的吸引域优化问题。

其中，为给定的正定矩阵，正定矩阵、、为优化变量。

5、求解上述优化问题，得到优化变量，从而获得微分项的限幅值，进而得到控制律：

示例二

以某飞行器俯仰通道姿态控制律设计为实例。限幅项的限幅值设计方法包括如下步骤：

1、建立某飞行器纵向绕质心运动小偏差动力学模型，如下：

其中，，，，

，，表示增量，表示攻角，

表示俯仰角速度，表示俯仰通道控制量，表示推力，

表示升力对攻角的导数，表示升力对的导数，

表示飞行器质量，表示重力加速度，表示弹道倾角，

表示飞行器绕箭体系z轴的转动惯量，表示飞行器速度，

表示俯仰力矩对攻角的导数，表示俯仰力矩对俯仰角速度的导数，

表示俯仰力矩对的导数。

2、采用pd控制结构，设计俯仰通道控制律如下：

采用稳定裕度测试子算法，确定控制参数和。

3、根据伺服机构最大偏转角度，对俯仰通道控制量进行约束，比例项的约束为，为设计参数。考虑对控制量的约束，将控制量表示为：

其中，。

令，，俯仰通道小偏差动力学模型可表示为如下嵌套饱和受限模型：

其中，，，，，。

4、将控制律中比例反馈项的限幅值设计问题，转化为输入受到嵌套饱和约束的控制系统的吸引域优化问题。

其中，为给定的正定矩阵，正定矩阵、、、为优化变量。

5、求解上述优化问题，得到优化变量，从而获得比例项的限幅值，进而得到控制律：

上述的本申请实施例可在各种硬件、软件编码或两者组合中进行实施。例如，本申请的实施例也可表示在数据信号处理器（digitalsignalprocessor，dsp）中执行上述方法的程序代码。本申请也可涉及计算机处理器、数字信号处理器、微处理器或现场可编程门阵列（fieldprogrammablegatearray，fpga）执行的多种功能。可根据本申请配置上述处理器执行特定任务，其通过执行定义了本申请揭示的特定方法的机器可读软件代码或固件代码来完成。可将软件代码或固件代码发展表示不同的程序语言与不同的格式或形式。也可表示不同的目标平台编译软件代码。然而，根据本申请执行任务的软件代码与其他类型配置代码的不同代码样式、类型与语言不脱离本申请的精神与范围。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，在不脱离本发明的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本发明保护的范围。