[發明專利]一種干擾自主免疫的無人機姿態控制系統及實現方法

有效

• 申請號: 202010036653.0
• 申請日: 2020-01-14
• 公開（公告）號: CN111158386B
• 公開（公告）日: 2021-02-02
• 發明（設計）人: 郭雷;李文碩;喬建忠;余翔
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 北京科迪生專利代理有限責任公司 11251
• 代理人: 安麗

1.一種干擾自主免疫的無人機姿態控制系統，其特征在于：所述控制系統具有復合結構，內環為標稱姿態控制器，外環為干擾觀測器；所述內環的標稱姿態控制器基于無人機姿態控制系統的標稱模型設計，保證無人機姿態控制系統在無干擾情形下的精確性和穩定性；所述外環的干擾觀測器基于無人機姿態控制系統的多源干擾模型設計，利用多源干擾的動態特性信息，對無人機所受到的外部干擾和建模誤差進行實時估計與補償，保證干擾影響下無人機姿態控制系統的精確性和魯棒性；

具體實現過程如下：

第一步，建立無人機姿態控制系統多源干擾模型；

第二步，基于無人機姿態控制系統多源干擾模型，設計內環標稱姿態控制器，得到內環標稱控制量，保證無人機在標稱情形下的姿態跟蹤性能；

第三步，基于無人機姿態控制系統多源干擾模型和系統的魯棒性能指標，設計外環干擾觀測器，對無人機姿態控制系統所受的外部干擾和建模誤差進行實時估計與補償，得到干擾估計值；并通過選取外環干擾觀測器參數，保證閉環系統的魯棒性能；

第四步，將外環干擾觀測器得到干擾估計值與內環標稱姿態控制器輸出的標稱控制量復合，得到復合抗干擾姿態控制律；

所述第一步，建立無人機姿態控制系統多源干擾模型如下：

其中，狀態向量α和分別代表無人機的俯仰角速率、迎角和俯仰角；y＝x為量測輸出；控制輸入u＝δ_e為無人機升降舵偏角；系統矩陣為俯仰角速率所產生的俯仰角加速度，M_α為迎角所產生的俯仰角加速度，Z_α為迎角所產生的迎角變化率；輸入矩陣輸出矩陣d表示無人機所受的外部陣風干擾，其動力學模型為：

其中，為干擾子系統的狀態變量；為干擾子系統的狀態矩陣，ω為干擾頻率，單位為Hz；V＝[1 0]為干擾子系統的輸出矩陣；

所述第二步，基于無人機姿態控制系統多源干擾模型，設計內環標稱姿態控制器，設計的內環標稱姿態控制器如下：

u^*＝R^-1B^TPe (3)

其中，u^*為內環輸出的標稱姿態控制量，e＝x-x_r為俯仰通道姿態跟蹤誤差，x_r為俯仰通道的期望姿態軌跡；Q和R為正定的權重矩陣，分別體現姿態跟蹤誤差和控制能耗在目標函數；

J＝∫(e^TQe+u^TRu)dt (4)

中的權重；P為如下代數Riccati方程：

A^TP+PA-PBR^-1B^TP+Q＝0 (5)

的解；

所述第三步中，外環干擾觀測器為：

其中，為干擾估計值，L為待設計的干擾觀測器增益矩陣；均為已知的系數矩陣；A、B、C為無人機姿態控制系統多源干擾模型(1)中的系數矩陣，系數陣W和V為外部陣風干擾動力學模型中的系數矩陣。

2.根據權利要求1所述的系統，其特征在于：所述第三步中，并通過選取外環干擾觀測器參數過程為：

外環干擾觀測器參數為待設計的干擾觀測器增益矩陣L，首先定義參考輸出加權傳遞函數W_u(s)和W_p(s)，其中，W_p(s)反映了干擾觀測器的期望頻域特性，W_u(s)則反映了期望的閉環系統補靈敏度特性，W_u(s)和W_p(s)的具體選取視無人機具體飛行任務而定；

選定W_u(s)和W_p(s)后，分別定義e_u＝W_p(s)e_d和e_u＝W_u(s)u，其中為干擾估計誤差，為實際作用于無人機的復合抗干擾控制律；然后，寫出干擾觀測器P_DO(s)的狀態空間實現如下：

其中，各系數矩陣均由式(6)定義；

將含有無人機標稱姿態動力學模型P_n(s)、標稱姿態控制器C(s)、干擾觀測器P_DO(s)、輸出加權傳遞函數W_u(s)和W_p(s)的閉環系統定義為增廣系統P_L(s)，其輸入為外部陣風干擾d，輸出為e_u和e_d，狀態空間模型表示為：

然后，根據跟蹤性能和魯棒性需求，定義干擾抑制比其中，||·||₂表示信號的L2-范數；最后，通過求解||F_L(P_L(s),L)||_∞＜γ得到待設計的干擾觀測器增益矩陣L，其中，

F_L(P_L(s),L)＝P_L11(s)+P_L12(s)K(I-P_L22(s)K)^-1P_L21(s)，

P_L11(s)＝C_L1(sI-A_L)^-1B_L1+D_L11，P_L12(s)＝C_L1(sI-A_L)^-1B_L2+D_L12，

P_L21(s)＝C_L2(sI-A_L)^-1B_L1+D_L21，P_L22(s)＝C_L2(sI-A_L)^-1B_L2+D_L22

以上涉及的各系數矩陣均由式(7)定義；

將求得的L代入外環干擾觀測器表達式(6)，得到干擾估計值再與由式(3)算出的標稱控制量u^*復合，即得到實際作用于無人機的復合姿態控制律