[發(fā)明專利]一種基于自適應(yīng)反演的飛行器俯仰角跟蹤方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202010220534.0
• 申請(qǐng)日: 2020-03-25
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN111290423B
• 公開(kāi)（公告）日: 2023-04-07
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 李靜;梁國(guó)強(qiáng);王哲
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)人民解放軍海軍工程大學(xué)
• 主分類號(hào): G05D1/08
• 分類號(hào): G05D1/08
• 代理公司: 北京麥匯智云知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理有限公司 11754
• 代理人: 廖斌

本發(fā)明是關(guān)于一種基于自適應(yīng)反演的飛行器俯仰角跟蹤方法，屬于飛行器姿態(tài)控制技術(shù)領(lǐng)域。首先采用速率陀螺儀與姿態(tài)陀螺儀，分別測(cè)量飛行器的俯仰角速率與俯仰角；然后根據(jù)俯仰角誤差信號(hào)采用自適應(yīng)算法估計(jì)俯仰角相關(guān)未知參數(shù)；此后采用反演控制方法構(gòu)造飛行器俯仰角速率的期望值，并設(shè)計(jì)近似微分估計(jì)器，計(jì)算飛行器俯仰角速率的期望值的近似微分信號(hào)；再采用自適應(yīng)方法估算俯仰角速率相關(guān)未知參數(shù)，最后采用自適應(yīng)反演方法，設(shè)計(jì)俯仰通道的控制律，實(shí)現(xiàn)對(duì)給定俯仰角指令的跟蹤，完成俯仰通道的控制任務(wù)。該方法的優(yōu)點(diǎn)在于對(duì)飛行器模型的參數(shù)精度要求不高，能夠采用自適應(yīng)方法對(duì)模型參數(shù)進(jìn)行自動(dòng)適應(yīng)，從而使得該方法具有很好的魯棒性。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛行器姿態(tài)控制技術(shù)領(lǐng)域，具體而言，涉及一種采用自適應(yīng)技術(shù)與反演技術(shù)相結(jié)合的飛行器俯仰角自動(dòng)跟蹤與穩(wěn)定控制方法。

背景技術(shù)

飛行器模型主要是通道地面的風(fēng)洞吹風(fēng)數(shù)據(jù)而獲得，盡管經(jīng)過(guò)了多年的發(fā)展，風(fēng)洞技術(shù)得到了很大的改善，但由于大部分是采用縮比模型進(jìn)行風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，因此其不可避免的存在模型不精確與氣動(dòng)參數(shù)不準(zhǔn)確的問(wèn)題。尤其是飛行器在空中實(shí)際飛行時(shí)，高速氣流帶來(lái)的非線性、不確定性問(wèn)題更為顯著，因此模型參數(shù)不可避免地存在時(shí)變與不確定、不準(zhǔn)確的問(wèn)題。而傳統(tǒng)的飛行器主流采用姿態(tài)穩(wěn)定的方法，其核心是采用PID控制算法。而PID控制是依靠PID算法的穩(wěn)定裕度來(lái)覆蓋模型的不確定問(wèn)題，一旦PID算法選定，飛行器在空中飛行時(shí)出現(xiàn)氣動(dòng)環(huán)境變化時(shí)，PID控制算法并沒(méi)有自動(dòng)適應(yīng)能力。基于以上背景技術(shù)，本發(fā)明提出了一種采用自適應(yīng)與反演相結(jié)合的方法，來(lái)對(duì)飛行器模型中的不確定或時(shí)變的參數(shù)進(jìn)行自適應(yīng)設(shè)計(jì)，從而使得整個(gè)控制算法具有一定的自動(dòng)適應(yīng)環(huán)境因素變化的能力，從而也對(duì)飛行器模型參數(shù)變化具有很好的魯棒性。因而本發(fā)明具有很高的理論創(chuàng)新價(jià)值與工程應(yīng)用價(jià)值。

需要說(shuō)明的是，在上述背景技術(shù)部分發(fā)明的信息僅用于加強(qiáng)對(duì)本發(fā)明的背景的理解，因此可以包括不構(gòu)成對(duì)本領(lǐng)域普通技術(shù)人員已知的現(xiàn)有技術(shù)的信息。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的在于提供一種基于自適應(yīng)反演的飛行器俯仰角跟蹤方法，進(jìn)而至少在一定程度上克服由于相關(guān)技術(shù)的限制和缺陷而導(dǎo)致的對(duì)飛行器模型參數(shù)變化與飛行環(huán)境變化自動(dòng)適應(yīng)能力不足的問(wèn)題。

根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，提供一種基于自適應(yīng)反演的飛行器俯仰角跟蹤方法，包括以下步驟：

步驟S10，在飛行器上安裝姿態(tài)陀螺儀，測(cè)量飛行器俯仰角；再安裝速率陀螺儀，測(cè)量飛行器的俯仰角速率；

步驟S20，根據(jù)飛行器的俯仰通道控制任務(wù)，設(shè)置俯仰角指令信號(hào)，再與飛行器俯仰角信號(hào)進(jìn)行比較得到俯仰角誤差信號(hào)；

步驟S30，根據(jù)所述的俯仰角誤差信號(hào)，根據(jù)自適應(yīng)算法，設(shè)計(jì)俯仰角相關(guān)未知參數(shù)的自適應(yīng)估計(jì)量；

步驟S40，根據(jù)所述的未知參數(shù)的自適應(yīng)估計(jì)量，采用反演控制方法，設(shè)計(jì)飛行器俯仰角速率的期望值；

步驟S50，根據(jù)所述的飛行器俯仰角速率的期望值，設(shè)計(jì)近似微分估計(jì)器，計(jì)算飛行器俯仰角速率的期望值的近似微分信號(hào)；

步驟S60，根據(jù)所述的俯仰角速率信號(hào)與飛行器俯仰角速率信號(hào)的期望值，進(jìn)行比較得到俯仰角速率誤差信號(hào)，采用自適應(yīng)方法，計(jì)算俯仰角速率相關(guān)未知參數(shù)的估計(jì)量；

步驟S70，根據(jù)所述的俯仰角速率誤差信號(hào)、俯仰角誤差信號(hào)與俯仰角速率相關(guān)未知參數(shù)的估計(jì)量，采用反演自適應(yīng)方法，設(shè)計(jì)估計(jì)量，設(shè)計(jì)俯仰通道的控制律。

在本發(fā)明的一種示例實(shí)施例中，根據(jù)所述的俯仰角誤差信號(hào)，根據(jù)自適應(yīng)算法，設(shè)計(jì)俯仰角相關(guān)未知參數(shù)的自適應(yīng)估計(jì)量包括：

e₁＝θ^d-θ；