[發明專利]一種彈性飛行器的自抗擾姿態控制方法

有效

• 申請號: 201811406240.6
• 申請日: 2018-11-23
• 公開（公告）號: CN109508025B
• 公開（公告）日: 2020-10-27
• 發明（設計）人: 黃一;鐘聲;陳森;薛文超
• 申請（專利權）人: 中國科學院數學與系統科學研究院
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 北京慧泉知識產權代理有限公司 11232
• 代理人: 王順榮;唐愛華

一種彈性飛行器的自抗擾姿態控制方法，包括步驟：1、設計彈性濾波器；2、設計含混合位移及速度量測和彈性模型的擴張狀態觀測器ESO；3、姿態運動總擾動補償和彈性模態抑制的自抗擾控制ADRC律。當第一階彈性模態頻率和控制系統帶寬接近時，設計一種彈性濾波器，過濾掉除了第一階彈性模態之外的其它彈性模態，減小系統穩定裕度的損失，增加系統的相位裕度。利用混合位移及混合速度量測和彈性模型的擴張狀態觀測器，獲得剛體信號、第一階彈性模態信號和姿態運動總擾動的估計值；控制律中剛體運動狀態估計信號的PD反饋和剛體運動總擾動的補償部分，實現在參數拉偏、多模態彈性耦合和風等其它干擾力和干擾力矩下姿態運動的動態響應和控制精度的一致性。

技術領域

本發明屬于彈性飛行器姿態控制的設計領域，具體內容涉及到針對帶有模型不確定性、飛行器彈性耦合和外擾的飛行器姿態控制問題。

背景技術

為了使飛行器有更好的性能，如今飛行器的設計越來越傾向于機體更輕更長，這使得在設計控制律時，原本可以忽略不計的彈性模態要納入考慮范疇，原因如下：

1.由于機體輕且長，使得各階彈性模態的頻率降低，甚至第一階彈性模態的頻率更接近控制系統帶寬；

2.由于彈性模態的影響，系統量測不再是剛體模態而是剛體模態和彈性模態的疊加，如果直接利用系統輸出做反饋，會激發彈性模態甚者會使系統不穩定；

3.彈性模態和剛體模態的耦合加強，此時，如果對彈性模態的振動不進行很好的控制會影響剛體姿態的控制精度，反之，剛體姿態的動態響應也會影響彈性模態的收斂。

因此，如何合理有效地設計控制律抑制彈性振動帶來的影響是彈性飛行器控制設計的一個關鍵問題。除此之外，外界擾動力和擾動力矩，例如風干擾，以及模型存在不確定性同樣也給控制帶來難度。

針對彈性飛行器的控制設計，現有研究中的控制設計方法，主要可分為兩類，一類是假設系統量測為剛體姿態，把彈性模態視為擾動處理；另一類是設計濾波器，如陷波器，對量測進行濾波以過濾掉量測中的彈性成分，再利用姿態濾波值進行反饋。這兩類方法都存在局限性。第一類方法的前提假設在實際中難以成立，因為在彈性振動情況下，量測信號包括等效剛體的運動和彈性變形帶來的彈體的附加運動，如果把量測信號視為剛體模態設計控制律，容易使系統不穩定。而利用陷波器的控制方法，當彈性模態頻率接近控制系統帶寬時，魯棒性差，在參數拉偏時，極易不穩定。除此之外，上述兩類方法都沒有考慮對彈性振動進行抑制。因此現有的針對彈性飛行器的控制設計方法，當彈性模態頻率接近控制系統帶寬時，難以有效地對彈性飛行器進行姿態控制。

發明內容

本發明解決的技術問題是：在外擾和模型不確定存在的情況下，針對剛體模態和彈性模態耦合的開環不穩定飛行器的姿態控制問題，設計一種新型的自抗擾控制方法，能夠快速地抑制彈性振動，及時補償外擾及氣動參數變化引起的總擾動影響，使飛行器姿態動態響應盡可能快而平穩，最終達到控制目標。

參考文獻《控制系統(上)》(徐延萬主編，控制系統(上)，中國宇航出版社，1989)2.3節的姿態運動方程，考慮如下綜合剛體運動、彈性振動和風干擾等干擾因素的彈性飛行器俯仰擾動運動方程：

量測方程：

控制目標是在控制輸入滿足物理約束的條件下，使得快速穩定地收斂到零的同時抑制彈性模態的振動。

由于量測方程(2)中帶有彈性信號，如果直接用量測量做反饋，會激發出系統的彈性振動，甚至會使系統不穩定，因此，需要對量測做進一步處理來提取剛體模態和彈性信號。同時，因為運動方程(1)存在外擾和模型的不確定，如果在設計控制律時不考慮這些干擾因素，往往難以實現控制目標。本發明基于自抗擾控制的設計思想，提出一種針對彈性飛行器姿態控制的新型自抗擾控制方法。

本發明的技術解決方案包括如下三個步驟：