[發明專利]一種針對固定翼無人機棲落的自抗擾控制方法

在審

• 申請號: 202110335376.8
• 申請日: 2021-03-29
• 公開（公告）號: CN113093769A
• 公開（公告）日: 2021-07-09
• 發明（設計）人: 許斌;宋燕隨
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: G05D1/06
• 分類號: G05D1/06
• 代理公司: 西北工業大學專利中心 61204
• 代理人: 劉新瓊

1.一種針對固定翼無人機棲落的自抗擾控制方法，其特征在于步驟如下：

步驟1：考慮固定翼無人機棲落機動縱向運動學模型：

該縱向棲落模型包含七個狀態變量和兩個控制輸入其中V表示速度、γ表示航跡角、α表示攻角、q表示俯仰角速率、x表示水平飛行距離、h表示垂直飛行高度、s表示飛行軌跡長度、T表示螺旋槳拉力、δ_e表示升降舵偏轉量；m表示無人機質量，g表示重力加速度，I_y表示俯仰軸轉動慣量；D,L,M分別表示升力、阻力、俯仰力矩；

步驟2：生成棲落最優參考軌跡

引入增廣狀態向量，記為而新的控制輸入信號則定義為原控制信號的導數，即速率信號，記為

設計最優棲落軌跡的初始條件為水平飛行時的配平狀態，記為

式中，V₀,γ₀,α₀,q₀,x₀,h₀,s₀為式(1)～(7)所描述系統在水平飛狀態下的變量值，T₀,δ_e0為相應的控制輸入變量值；

設計二次型最優化目標損失函數J，并使棲落過程中J取得最小值；

式中，R，Q_f均為具有合適維度的增益對角方陣，t_f表示棲落終端時刻；此約束函數中包含一個與輸入相關的積分指標，和一個與狀態變量終值相關的指標，通過調整增益對角方陣的參數可實現不同的優化目標；

用上界、下界條件來描述來定義擴張狀態及控制輸入變量的約束范圍；

增廣狀態變量的約束上界表示為：

增廣狀態變量的約束下界表示為：

控制輸入的上界約束表示為：

控制輸入的下界約束表示為：

擴張狀態及控制輸入變量的上界、下界約束范圍需根據實際的飛行情況進行合理的設置；進一步借助非線性最優控制的求解方法可以求得最優參考軌跡；

所得最優參考軌跡記為

最優參考控制輸入記為

步驟3：設計閉環控制通道

考慮設計期望的飛行速度V_d與期望的航跡角γ_d，并引入當前飛行位置x,y與參考位置x_r,y_r之間的誤差，從而避免無人機軌跡跟蹤過程因積分累計誤差而發生偏離；設計期望跟蹤指令為

式中，V,γ表示當前飛行速度和航跡角，V_r,γ_r為參考飛行速度和航跡角，k₁,k₂為可調比例系數；

采用拉力T控制飛機在機體縱軸的速度分量v_bx，用升降舵δ_e控制飛機俯仰角θ，v_bx和θ的計算公式為

θ＝α+γ (18)

v_bx＝V cos(α) (19)

相應的期望速度v_bxd和期望俯仰角θ_d計算公式為

θ_d＝α+γ_d (20)

v_bxd＝V_dcos(α) (21)

步驟4：設計俯仰角控制子系統

根據公式(18)，對其求導并在參考飛行軌跡處線性化可得俯仰角控制通道動態方程為

式中，表示未知擾動，ω表示與時間相關的擾動，b_θ表示與模型相關的參數；Δθ及Δδ_e的定義為

Δθ＝θ-θ_d (23)

Δδ_e＝δ_e-δ_er (24)

針對式(27)所描述的系統，設計擴張觀測器為

式中，ε表示觀測器估計誤差，z₁,z₂,z₃分別為系統狀態及擾動的估計值，y_θ＝Δθ；β₀₁,β₀₂,β₀₃,a₁,a₂,δ₁均為觀測器可調參數；fal(·)為非線性函數，定義為

式中，a,δ表示該函數的輸入參數；

設計誤差反饋控制器為

Δδ_e0＝β₁fal(-z₁,a₃,δ₂)+β₂fal(-z₂,a₄,δ₂) (27)

式中，β₁,β₂,a₃,a₄,δ₂均為控制器可調參數；

步驟5：設計速度控制子系統

根據公式(19)，對其求導并在參考飛行軌跡處線性化可得速度控制通道的動態模型為

式中，為模型的未知擾動，為常數；

由于速度通道控制子系統與俯仰通道控制子系統具有十分相似的設計過程，為簡化符號的使用，在設計觀測器及控制器時對部分符號進行了重用；

設計擴張觀測器為

式中，ε為觀測器估計誤差，z₁為Δv_bx的估計值，z₂為擾動的估計值，u_T＝ΔT，y_vbx＝Δv_bx；β₁₁,β₁₂,a₅,δ₃為擴張觀測器可調參數；

設計自抗擾誤差反饋控制器為

ΔT₀＝β₃fal(-z₁,a₆,δ₄) (31)

式中ΔT₀為未補償擾動時的控制輸入信號，β₃,a₆,δ₄為可調控制器參數。