[發明專利]一種基于非線性反饋和微分跟蹤的飛行器姿態控制方法

有效

• 申請號: 201710564003.1
• 申請日: 2017-07-12
• 公開（公告）號: CN107491080B
• 公開（公告）日: 2020-04-03
• 發明（設計）人: 王佩;張科;呂梅柏;徐有新;王靖宇;姜海旭;邢超;李偉
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 西北工業大學專利中心 61204
• 代理人: 王鮮凱

1.一種基于非線性反饋和微分跟蹤的飛行器姿態控制方法，其特征在于步驟如下：

步驟1：鑒于運載火箭的對稱特性，建立具有普適性的火箭俯仰通道運動模型，由剛體運動、彈性運動和姿態測量三部分組成：

剛體運動方程為：

彈性振動方程為：

慣組測量方程為：

式中，Δθ為彈道傾角的偏差；Δα為箭體攻角的偏差；為俯仰通道的發動機擺角輸入；為俯仰通道的發動機擺角加速度輸入；α_w為風攻角；為火箭受到的干擾力；為火箭受到的干擾力矩；為俯仰角的偏差；q_i為第i階彈性振動模態在俯仰平面的廣義坐標；ω_i為第i階彈性振動模態的固有頻率；ζ_i為第i階彈性振動模態的固有阻尼；為第i階彈性振動廣義力；參數c_k(k＝1,…,1i…)、b_k(k＝1,…，1i,…)、D_k(k＝1i,2i，…)為俯仰通道動力學系數，由氣動力、力矩和結構參數構成；和分別為慣組平臺和速率陀螺測量到的輸出信號；W_zi為第i階彈性振動的振型斜率；

步驟2：整理運載火箭俯仰角偏差微分方程為

式中，b₃＝b′₃₀+b₃₀，b₃₀為已知的擺角系數，b′₃₀為由各種原因引起的擺角系數不確定部分；

看作未知項

根據運載火箭姿態動力學模型階數，設計3階數的積分鏈式微分器對姿態角偏差測量信號進行跟蹤，積分鏈式微分器的表達式為：

式中，r為跟蹤速度因子，v為姿態角偏差測量信號，分別為積分鏈式微分器對姿態角偏差測量信號v的跟蹤估計值、速度估計值和加速度估計值；

步驟3：通過從提取的姿態角偏差加速度信號中去掉運載火箭動力學模型中的已建模部分，對系統存在的內外不確定項進行估計，得到未知項：

式中，為積分鏈式微分器對姿態角偏差測量信號的加速度估計值，f₀(x,u)為運載火箭動力學模型中的已建模部分；

利用最速控制綜合函數fhan(x₁,x₂,r,h)和誤差反饋信號實現姿態控制，得到非線性反饋控制器

y＝fhan(x₁,x₂,r,h):

式中，K_p、K_d分別為比例反饋系數、微分反饋系數，r_fhan為控制量增益，h_fhan為快速因子，e為系統誤差信號，為系統誤差的微分信號，為當前姿態角偏差控制指令，為積分鏈式微分器輸出的姿態角偏差跟蹤信號；

步驟4：利用微分器對系統不確定項的估計值積分鏈式微分器輸出的被控量的跟蹤信號結合非線性反饋控制器u_nonlinear的公式，由標稱系統模型中的控制項參數，獲得抗干擾姿態控制器輸出u_control為：

步驟5：將控制器參數整定問題轉化為目標函數優化問題，將5個控制器參數看作優化變量X＝{K_p、K_d、r_fhan、h_fhan、r}，選擇誤差性能指標作為衡量一組控制參數優劣的目標適應度值，構成優化目標函數J(X)，設定參數整定范圍，利用螢火蟲算法求解目標函數值最小問題，實現對控制參數的整定：

minimize J(X)

X＝[K_p、K_d、r_fhan、h_fhan、r]

所述目標函數為

步驟6：以步驟5優化后的控制器參數帶入步驟4的抗干擾姿態控制器進行姿態控制。