[發明專利]一種具有輸入飽和的近空間飛行器魯棒控制方法

有效

• 申請號: 201310327296.3
• 申請日: 2013-07-30
• 公開（公告）號: CN103425135A
• 公開（公告）日: 2013-12-04
• 發明（設計）人: 陳謀;周硯龍;吳慶憲;姜長生
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05B13/02
• 代理公司: 南京經緯專利商標代理有限公司 32200
• 代理人: 許方

1.一種具有輸入飽和的近空間飛行器魯棒控制方法，根據奇異攝動原理和時標分離原則將飛行器的姿態回路分解為慢回路和快回路，該方法基于由慢回路控制系統、快回路控制系統和飛行器組成的閉環控制系統來實現，其特征在于，包括以下步驟：

(1)分別將慢回路控制系統和快回路控制系統變換成仿射非線性系統方程形式；

(2)分別根據慢回路、快回路的仿射非線性系統方程來設計慢回路和快回路的控制器；其中，對于慢回路控制器采用動態滑模來設計，同時利用自適應法對慢回路系統中的復合干擾進行處理；對于快回路控制器采用普通滑模來設計，利用非線性干擾觀測器對快回路中的復合干擾進行逼近，同時基于徑向基神經網絡構造一種補償器對所設計的控制器進行飽和補償；

(3)利用步驟(2)中獲得的慢回路控制器和快回路控制器對飛行器進行魯棒控制。

2.根據權利要求1所述的具有輸入飽和的近空間飛行器魯棒控制方法，其特征在于，所述步驟(1)的慢、快回路系統的仿射非線性方程為：

A、慢回路的仿射非線性系統方程為：

式中，Ω=[α,β,μ]^T為當前姿態角信號，α、β和μ分別表示迎角、側滑角和滾轉角，表示對Ω求導；f_s(Ω)=[f_s1,f_s2,f_s3]^T，ω_c為慢回路控制器的控制律；D_s表示慢回路復合干擾；

fs1=1MVcosβ(-q‾SCL,α+Mgcosγcosμ-Txsinα),Tx=Tcos(δy)cos(δz),]]>

fs2=1MV(q‾SCY,ββ+Mgcosγsinμ-Txsinβcosα),]]>

fs3=1MVq‾SCY,ββtanγcosμ+1MVq‾SCL,α(tanγsinμ+tanβ)-gVcosγcosμtanβ+TxMV[sinα(tanγsinμ+tanβ)-cosαtanγcosμsinβ];]]>

M表示飛行器質量；V表示飛行器飛行速度；表示動壓；S表示機翼參考面積；γ表示傾斜角；T表示發動機推力；g表示重力加速度；δ_y表示推力矢量舵面沿側向的偏轉角；δ_z表示推力矢量舵面沿縱向的偏轉角；C_L,α表示由迎角α引起的升力系數；C_Y,β表示由側滑角β引起的側力系數；

gs(Ω)=-tanβ1-sinαtanβsinα0-cosαcosαsecβ0sinαsecβ;]]>

B、快回路的仿射非線性系統方程為：

式中，ω=[p,q,r]^T為當前姿態角速率信號，p、q和r分別表示滾轉角速率、俯仰角速率和偏航角速率，表示對ω求導，f_f(ω)=[f_f1,f_f2,f_f3]^T，

ff1=1IxIyIz-Ixy2Iz-Ixz2Iy(laeroIyIz+maeroIxyIz+naeroIxzIy]]>

+(Ixy2Iz-IyIz2+Iy2Iz-Ixz2Iy)qr+(IyIzIxz-IxzIy2+IxIyIxz)pq,]]>

+(IyIzIxy+IxIzIxy-Iz2Ixy)pr-IxyIxzIy(q2-p2)-IxzIxyIz(p2-r2))]]>

ff2=1IxIy2Iz-IzIyIxy2-Iy2Ixz2(-laeroIxyIyIz+maero(IxIyIz-2IzIxy2-IyIxz2)]]>

-IxyIyIxznaero-Ixy(IyIzIxz+IxIyIxz-Iy2Ixz)pq,]]>

-(Ixy+Ixy(IxyIz2-IxIzIxy-IyIzIxy))qr+(IyIxy2Ixz+Ixz-Ixy2Iz)(p2-r2)]]>

+(Iz-Ix-Ixy(IxyIz2-IxIzIxy-IyIzIxy))pr)]]>

ff3=1IxIyIz-Ixy2Iz-Ixz2Iy(laeroIyIxy+maeroIxyIxz+(IxIy-Ixy2)naero]]>

+(IyIxz2+Ix2Iy-IxIxy2-IxIy2-IyIxy2)pq,]]>

+(Iy2Ixz-IyIzIxz+Ixy2Ixz-IxIyIxz+IxzIxy2)qr+IxyIxz2(p2-r2)]]>

+(IzIxyIxz-IxIxyIxz-IyIxyIxz)pr+(IxIyIxy-Ixy3)(p2-q2))]]>

laero=q‾Sb(Cl,ββ+Cl,ppb2V+Cl,rrb2V),maero=q‾Sc(Cm,α+Cm,qqc2V),]]>

naero=q‾Sb(Cn,ββ+Cn,ppb2V+Cn,rrb2V);]]>

I_x、I_y和I_z分別表示繞x、y和z軸的轉動慣量；I_xy、I_xz和I_yz表示慣性積；b表示翼展長度；c表示平均氣動弦長；C_l,β表示由側滑角β引起的滾轉力矩系數，C_l,p表示由滾轉角速率p引起的滾轉力矩增量系數；C_l,r表示由偏航角速率r引起的滾轉力矩增量系數；C_m,α表示由迎角α引起的俯仰力矩系數；C_m,q表示由俯仰角速率q引起的俯仰力矩增量系數；C_n,β表示由側滑角β引起的偏航力矩系數；C_n,p表示由滾轉角速率p引起的偏航力矩增量系數；C_n,r表示由偏航角速率r引起的偏航力矩增量系數；

g_f(ω)=g_f1g_fδ(ω)，

gf1=IyIzIxIyIz-Ixy2Iz-Ixz2IyIzIxyIxIyIz-Ixy2Iz-Ixz2IyIyIxzIxIyIz-Ixy2Iz-Ixz2Iy-IxyIyIzIxIy2Iz-IzIyIxy2-Iy2Ixz2IxIyIz-2IzIxy2-IyIxz2IxIy2Iz-IzIyIxy2-Iy2Ixz2-IxyIyIxzIxIy2Iz-IzIyIxy2-Iy2Ixz2IyIxyIxIyIz-Ixy2Iz-Ixz2IyIxyIxzIxIyIz-Ixy2Iz-Ixz2IyIxIy-Ixy2IxIyIz-Ixy2Iz-Ixz2Iy,]]>

gfδ(ω)=q‾bSCl,δaq‾bSCl,δeq‾bSCl,δr00q‾ScCm,δaq‾ScCm,δeq‾ScCm,δr0πTXT180q‾SbCn,δaq‾SbCn,δeq‾SbCn,δr-πTXT1800;]]>

表示由副翼舵δ_a引起的滾轉力矩增量系數；表示由升降舵δ_e引起的滾轉力矩增量系數；表示由方向舵δ_r引起的滾轉力矩增量系數；表示由副翼舵δ_a引起的俯仰力矩增量系數；表示由升降舵δ_e引起的俯仰力矩增量系數；表示由方向舵δ_r引起的俯仰力矩增量系數；表示由副翼舵δ_a引起的偏航力矩增量系數；表示由升降舵δ_e引起的偏航力矩增量系數；表示由方向舵δ_r引起的偏航力矩增量系數；X_T表示發動機噴管距離質心的距離；

D_f為快回路復合干擾，該復合干擾利用非線性干擾觀測器進行逼近估計，v=[v₁,v₂,v₃,v₄,v₅]^T為快回路控制器的控制律即執行器輸入向量，δ(v)=[δ_a,δ_e,δ_r,δ_y,δ_z]^T為受執行器飽和特性影響的輸出向量，具體滿足以下關系：

δa=δaM,v1>δaMv1,-δaM≤v1≤δaM-δaM,v1<-δaM,]]>δe=δeM,v2>δeMv2,-δeM≤v2≤δeM-δeM,v2<-δeM,]]>

δr=δrM,v3>δrMv3,-δrM≤v3≤δrM-δrM,v3<-δrM,]]>

δy=δyM,v4>δyMv4,-δyM≤v4≤δyM-δyM,v4<-δyM,]]>δz=δzM,v5>δzMv5,-δzM≤v5≤δzM-δzM,v5<-δzM,]]>

式中，v₁、v₂、v₃、v₄和v₅均為向量v的元素，δ_a、δ_e、δ_r、δ_y和δ_z分別表示副翼舵偏轉角、升降舵偏轉角、方向舵偏轉角、推力矢量舵沿側向和縱向的偏轉角；δ_aM、δ_eM、δ_rM、δ_yM和δ_zM分別為副翼舵轉角、升降舵轉角、方向舵轉角、推力矢量舵沿側向偏轉角和推力矢量舵沿縱向偏轉角的飽和受限值。