[發明專利]一種基于自抗擾控制的干擾抑制方法

在審

• 申請號: 201810935665.X
• 申請日: 2018-08-16
• 公開（公告）號: CN109213192A
• 公開（公告）日: 2019-01-15
• 發明（設計）人: 陳光山;奚勇;馮昊;夏斌;朱雯雯;沈紅祥;馬學銘
• 申請（專利權）人: 上海航天控制技術研究所
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10
• 代理公司: 上海航天局專利中心 31107
• 代理人: 圣冬冬

本發明的一種基于自抗擾控制的干擾抑制方法，包括如下步驟：步驟一：利用自抗擾控制理論，對擾動量進行在線觀測，觀測器輸出Z；步驟二：根據步驟一中輸出的觀測結果，結合飛行控制理論的相關知識，分析不同狀態(速度和動壓)下飛行器所表現出的氣動特性，對控制參數b進行擬合，獲得參數b關于飛行速度和動壓的數學表達式；步驟三：根據步驟一和步驟二所獲得結果，對觀測結果Z和控制參數b進行數值處理，計算擾動情形下的干擾補償量；步驟四：在飛行控制計算機中對上述內容進行離散化。本發明在飛行控制計算機中進行離散化實現，驗證該干擾抑制方法的控制品質，計算機仿真結果表明上述方法復雜工況條件下獲得了良好的控制效果。

技術領域

本發明涉及無人飛行器飛行控制領域，具體涉及復雜工況下飛行器對外部干擾的抑制問題，提出一種基于自抗擾控制的干擾抑制方法，提高控制系統的抗干擾能力。

背景技術

全過程飛行中，空域跨度大，飛行工況復雜，如易受大氣擾動、級間分離等因素的影響，對飛行器的氣動特性和控制品質造成嚴重的影響。以級間分離為例，級間分離瞬間會產生較大的分離沖擊力和力矩，使得前后體之間產生大量級的分離氣動干擾，使得飛行器質心與壓心之間的相對位置發生變化，攻角和側滑角瞬間出現較大的波動，極易引起氣動耦合，對飛行器的靜、動穩定性造成較大的影響。

因此，復雜工況下確保飛行控制系統仍擁有良好的抗干擾能力顯得尤為重要。

發明內容

為提高飛行器復雜工況下的飛行品質，從飛行控制的角度出發，尋求一種干擾抑制方法，以提高全空域內飛行器的抗干擾能力。

為了達到上述目的，本發明通過以下技術方案實現：一種基于自抗擾控制的干擾抑制方法，包括如下步驟：

步驟一：利用自抗擾控制理論，對擾動量進行在線觀測，觀測器輸出Z；

步驟二：根據步驟一中輸出的觀測結果，結合飛行控制理論的相關知識，分析不同狀態(速度和動壓)下飛行器所表現出的氣動特性，對控制參數b進行擬合，獲得參數b關于飛行速度和動壓的數學表達式；

步驟三：根據步驟一和步驟二所獲得結果，對觀測結果Z和控制參數b進行數值處理，計算擾動情形下的干擾補償量；

步驟四：在飛行控制計算機中對上述內容進行離散化。

本發明的優點包括：將自抗擾控制理論成功地應用到復雜工況下飛行器飛行控制中，從控制角度出發，對干擾進行在線觀測，結合氣動特性擬合控制參數，對觀測結果進行數值處理，計算結果作為干擾補償量，最后在飛行控制計算機中進行離散化實現，驗證該干擾抑制方法的控制品質，計算機仿真結果表明上述方法復雜工況條件下獲得了良好的控制效果。

附圖說明

圖1是本發明實施例的典型二階自抗擾控制器結構示意圖。

具體實施方式

根據自抗擾控制理論的相關知識，建立自抗擾控制器，以典型二階系統為例進行闡述，典型二階系統自抗擾控制器結構如附圖1所示，虛線部分為干擾補償輸出。

步驟一：依據飛行控制理論的相關知識，結合飛行器氣動干擾特性，選擇合適的觀測量進行狀態觀測，獲得觀測器的輸出Z；

步驟二：分析飛行器全空域內的氣動特性，如操縱特性、阻尼特性等，從而決定補償的強弱程度，選擇不同飛行速度和動壓下的狀態點，分析氣動特性的變化規律，對參數b進行擬合，擬合規律如下式所示。

b＝(K₀+K₁×V_m)/Q

其中K₀～K₁為常量，V_m為飛行過程中速度量，Q為飛行過程中實時動壓。

步驟三：計算干擾補償后的控制量u