飞行器高速机动的全通道自抗扰控制方法

本发明属于飞行器的控制设计方法领域，涉及飞行器高速机动的控制方法、带有气动参数非线性不确定性与多通道耦合不确定性的解耦控制设计方法。该技术是利用自抗扰控制方法实现飞行器高速机动中的过载控制，并保证航向通道和横向通道稳定的一个有效解决方案。

背景技术：

高速机动是高性能飞行器的必备能力之一，高速机动时的大过载控制常常面临气动参数具有强非线性不确定性及多通道的耦合性。因此，如何实现高速机动时的大过载精确控制，并且在多通道耦合下保证各通道稳定性，具有很大挑战性。已有的方法主要为pid(比例-积分-微分)控制、以及基于模型信息的动态逆方法等，存在如下局限性：

1.动态逆设计需要气动参数模型才能进行，而现有抗扰方法考虑的不确定性主要是系统的外部扰动等；

2.控制设计中不对法向过载变化率进行估计，未采用法向过载的比例-微分反馈控制

因此，当高速机动中气动特性快速变化时难以保证过载控制精度和飞行稳定性。

为了解决上述问题，本发明针对飞行器高速机动的控制问题，提出了基于自抗扰控制的法向大过载控制、航向侧滑角稳定、横向滚转角速率稳定的三通道控制方法，该方法可以实现对各通道非线性不确定性动态、耦合不确定动态及外部扰动的在线估计和补偿，保证飞行器高机动控制中具有良好的动态品质。

技术实现要素：
：

本发明解决的技术问题：提出了基于自抗扰控制的法向大过载控制、航向侧滑角稳定、横向滚转角速率稳定的三通道控制方法，在法向通道利用三阶扩张状态观测器估计过载变化率及总扰动，从而采用在线补偿扰动结合过载的比例-微分反馈算法；在航向通道利用三阶扩张状态观测器估计侧滑角变化率及总扰动，并采用补偿扰动结合侧滑角的比例-微分反馈算法；在横向通道利用二阶扩张状态观测器估计滚转角速率及总扰动，并采用补偿扰动结合滚转角速率比例反馈算法；通过上述算法实现各通道非线性未知动态、耦合不确定性动态及外部扰动的在线估计及补偿，并实现闭环系统的预期动态性能。

本发明的技术解决方案包括如下4个步骤：

第一步建立面向自抗扰控制的高速机动飞行器动力学模型

高速机动控制目标为：控制法向过载nz平稳跟踪指令值同时控制侧滑角β保持为0，滚转角速率p保持为0。为此，高速机动飞行的自抗扰控制设计针对如下飞行动力学模型进行：

其中ω∈r^3×1为飞行器的三维角速率矢量,α∈r为飞行器迎角，β∈r为飞行器侧滑角，v∈r为飞行器速率，h∈r为飞行器高度，δe∈r为飞行器的升降舵偏角，δa∈r为飞行器的副翼舵偏角，δr∈r为飞行器的方向舵偏角，ft∈r为飞行器推力矢量大小，δy∈r为飞行器推力角度1，δz∈r为飞行器推力角度2，nz∈r为飞行器法向过载，p∈r为飞行器的滚转角速率，为飞行器的法向过载导数，ωβ∈r为飞行器的侧滑角导数，为飞行器法向过载通道的控制输入增益矩阵，为飞行器侧滑角通道的控制输入增益矩阵，为飞行器滚转角速率通道的控制输入增益矩阵。

在飞行器模型(1)中，(nz,β,p)为被控输出量，(δe,δa,δr)为飞行器系统的舵偏角输入，(ft,δz,δy)为飞行器系统的推力矢量输入，

和分别为过载通道、侧滑角通道以及滚转角速率通道中不确定的动态及外部扰动的总和效应(下面分别简记为和)。

第二步：设计扩张状态观测器估计总扰动和

设计如下三个并行的扩张状态观测器(eso)同时对总扰动和进行在线估计。

过载通道eso：其中，是nz的估计值，是的估计值，是过载总扰动的估计值。参数取为为可调的扰动估计带宽，

侧滑通道eso：其中，zβ1是β的估计值，zβ2是ωβ的估计值，zβ3是侧滑总扰动的估计值。参数取为ωβ＞0为可调的扰动估计带宽。

滚动通道eso：其中，zp1是p的估计值，zp2是滚动总扰动的估计值。参数取为βp1＝2ωp，ωp＞0为可调的扰动估计带宽。

第三步：设计在线补偿总扰动的高速机动控制虚拟控制量

在利用eso获取对总扰动和的估计后，设计带有扰动补偿和反馈控制的虚拟控制量：

式中为控制律中对系统总扰动补偿的部分，为过载指令，为过载指令的导数，为过载通道比例反馈增益，为过载通道微分反馈增益，kβp为侧滑角通道比例反馈增益，kβd为侧滑角通道微分反馈增益，kpp为偏航角速率通道比例反馈增益。

(5)中的参数取为：其中kβ>0和kpp＞0为反馈律可调参数。

第四步：控制分配方案设计

根据式(5)所得到虚拟控制量来分配所需要的舵偏角输入及推力矢量输入使其协同产生的控制作用尽可能接近飞行控制所需的虚拟控制量。

虚拟控制量与舵偏角输入及推力矢量输入的关系为：

设为的前三列组成的矩阵，为的后两列组成的矩阵，控制分配方案按如下步骤进行。

(i)求解对应的舵偏角

推力矢量控制输入维持前一采样时刻的值，由于在进行高速机动拉升时，升降舵面的控制能力有限，主要依靠推力进行控制。因此，通过下式得到需要的舵偏角输入(δe1,δa1,δr1)为：

其中，ft,tp∈r为t时刻前一采样时刻的推力，δy,tp∈r为t时刻前一采样时刻的推力角度1，δz,tp∈r为t时刻前一采样时刻的推力角度2，为的逆矩阵。

令为舵偏角输入的饱和值。

进一步通过下式得到满足限幅条件的舵偏角输入：

(ii)求解需要的推力矢量输入大小

通过最小二乘求解需要通过推力提供的二维控制向量

其中为的转秩矩阵。

再通过如下方程式

求解所需推力矢量控制输入ft以及(δy，δz)，具体步骤如下：

首先求出需要的推力矢量输入(ft1,δy1,δz1)，具体为：

记为推力矢量两个角度的饱和值。

若且则取推力矢量输入为：

[ft，δy，δz]＝[ft1，δy1，δz1]，(12)

若且则取推力矢量输入为：

若且则取推力矢量输入为：

若且则取推力矢量输入为

其中为dyz的转秩矩阵。

通过上述(8)、(12)-(15)得到进行高速机动控制所需的舵偏角和推力矢量输入。

本发明与现有技术相比的优点在于：

1.本发明不依赖于飞行器气动参数模型以及动态逆计算，除了需要控制增益矩阵的标称值，即的标称值，不需要其它具体模型信息，大大减小了对模型的依赖性。

2.通过设计扩张状态观测器实现了对法向过载变化率的实时在线估计，进而设计了法向过载的比例-微分反馈回路。

3.本发明充分考虑了各通道非线性未知动态、耦合不确定性动态及外部扰动等对飞行的影响，通过设计三个并行工作的扩张状态观测器进行扰动的实时估计与补偿，可以在不确定动态及扰动等存在下实现高速机动飞行的动态响应和控制精度的一致性。

附图说明

图1为本发明提出的飞行器高速机动全通道自抗扰控制框图。

图2为本发明提出的飞行器高速机动全通道自抗扰控制设计流程图。

图3为法向过载、侧滑角和滚转角速率的响应曲线。

图4为飞行器舵面偏角和推力矢量控制输入变化曲线。

图5，图6和图7分别为法向通道，航向通道和横向通道的扩张状态观测器对状态及“总扰动”的估计情况。

符号说明如下：

t：时间；

α∈r：迎角；β∈r：侧滑角；v∈r：飞行器相对于空气的速度；

h∈r：飞行器所在高度；

p∈r：滚转角速率，q∈r：俯仰角速率，r∈r：偏航角速率；

ω＝[p,q,r]^t：角速率矢量；

δe∈r：升降舵偏角；δa∈r：副翼舵偏角；δr∈r：方向舵舵偏角；

ft∈r：推力；δy∈r：推力角度1；δz∈r：推力角度2；

ft,tp∈r：t时刻前一采样时刻的推力；

δy,tp∈r：t时刻前一采样时刻的推力角度1；

δz,tp∈r：t时刻前一采样时刻的推力角度2；

舵偏角饱和值；

推力矢量两个角度的饱和值；

nz∈r：法向过载；

法向过载指令；

过载通道的总扰动；

侧滑角通道的总扰动；

滚转角速率通道的总扰动；

法向过载通道的控制输入增益矩阵；

侧滑角通道的控制输入增益矩阵；

滚转角速率通道的控制输入增益矩阵；

具体实施方式

控制框图见图1，控制器设计流程图见图2。

为了检验本发明方法的实用性，以一个典型推力矢量飞行器高速机动为例进行仿真实验。

仿真条件：

飞行器飞行高度为1500米，飞行速度为300米/秒。法向过载指令为：

具体实施步骤：

1.将eso(2)-(4)初始值设为如下：

并将eso(2)-(4)的带宽设计为：

ωnz＝15；ωβ＝15；ωp＝15，

从而计算eso(2)-(4)的输出

2.将eso(2)-(4)的输出代入(5)式计算带有扰动补偿反馈控制的虚拟控制量，即

其中参数取为

kβ＝1，kpp＝1

3.将第2步得到的(u1,u2,u3)带入(7)得到需要的舵偏角(δe1,δa1,δr1)为：

再进一步通过下式得到满足限幅条件的舵偏角输入：

4.求解需要通过推力提供的二维控制向量

再通过(11)得到需要的推力矢量输入(ft1,δy1,δz1)：

最后通过(12)-(15)获得满足限幅条件的推力矢量输入(ft,δy,δz)。

图3-图7为仿真结果。从图3中可看出，本发明提出的控制律可以在存在外扰、模型不确定的情况下，使法向过载快速稳定地跟踪其指令，并且保证侧滑角及滚转角速率保持在零附近.图5的估计曲线显示本发明所提出的控制方法具有实时估计法向过载变化率及其通道的“总扰动”的能力。相应的，图6和图7显示本发明所提出的控制方法具有估计侧滑角变化率及侧滑通道“总扰动”、滚转角速率通道“总扰动”的良好能力。并且通过反馈使得这些“总扰动”得到了快速补偿。