[發(fā)明專利]一種基于離散控制模型的擾流片自適應控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201210453425.9
• 申請日: 2012-11-13
• 公開（公告）號: CN102929150A
• 公開（公告）日: 2013-02-13
• 發(fā)明（設計）人: 楊爾衛(wèi);陽衡;余安;吳大慶
• 申請（專利權）人: 湖南航天機電設備與特種材料研究所
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 長沙正奇專利事務所有限責任公司 43113
• 代理人: 郭立中

技術領域

本發(fā)明涉及航空航天技術領域,特別是一種基于離散控制模型的擾流片自適應控制方法。

背景技術

目前飛行器姿態(tài)控制技術有經典PID控制技術和自適應控制技術，經典PID控制技術主要適用于當飛行器控制模型相對固定且能精確可取的情況，并且由于飛行器機體加工和裝配誤差無法消除，飛行器控制理論模型與飛行器實際動力學模型必然存在差異，所以實際PID控制參數需要通過大量試驗才能確定，并且外界擾動極易引起控制系統(tǒng)不穩(wěn)定。

發(fā)明內容

本發(fā)明所要解決的技術問題是，針對現(xiàn)有技術不足，提供一種基于離散控制模型的擾流片自適應控制方法，通過對擾流片的準確控制來平衡自旋力矩，從而保證飛行姿態(tài)的穩(wěn)定。

為解決上述技術問題，本發(fā)明所采用的技術方案是：一種基于離散控制模型的擾流片自適應控制方法，其特征在于，該方法具體步驟如下：

1）根據外部輸入偏航控制指令實時解算最新的飛行器目標偏航角度θ₁；

2）檢測當前狀態(tài)下的飛行器當前偏航角度θ₂和角速度；

3）求取姿態(tài)偏差值e，e=θ₁-θ₂；

4）利用姿態(tài)偏差值e，自適應控制器結算姿態(tài)控制量u；

5）根據擾流片離散控制參考模型解算偏航角度參考值X_m；同時檢測擾流片角度和螺旋槳轉速，通過PWM信號控制擾流板舵機，檢測控制狀態(tài)下的偏航角度實測值X_s；

6）若X_m-X_s≤2°，則進入7）；否則返回5）；

7）實時比較當前飛行器偏航角度實測值與偏航角度參考值的差值，并根據該差值控制擾流板舵機，調節(jié)擾流板角度β；

8）結束。

所述步驟4）中，控制量u由自適應控制率解算得到，其中自適應控制率u(t)的計算公式如下：

u(t)=f(t)x_s(t)+g(t)r(t)，

其中，f(t)，g(t)為自適應率，

f(t)=∫0tλae(τ)xs(τ)dτ+f*.]]>

g(t)=∫0tλbe(τ)r(τ)dτ+g*]]>

其中，λ_a為自調節(jié)反饋裝置的調節(jié)系數；λ_b為自適應前饋裝置的調節(jié)系數；f^*為自適應反饋裝置的初始值；g^*為自適應前饋裝置的初始值；x_s(τ)為自適應反饋裝置的狀態(tài)輸入變量；r(τ)為自適應前饋裝置的控制輸入。

所述步驟5）中，擾流片離散控制參考模型如下：