[發(fā)明專利]基于角加速度估計的增量反饋逆角速度控制律設計方法

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 202110877111.0
• 申請日: 2021-07-31
• 公開（公告）號: CN113625732A
• 公開（公告）日: 2021-11-09
• 發(fā)明（設計）人: 李煜;劉小雄;章衛(wèi)國;明瑞晨
• 申請（專利權）人: 西北工業(yè)大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 西北工業(yè)大學專利中心 61204
• 代理人: 金鳳

1.一種基于角加速度估計的增量反饋逆角速度控制律設計方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟1：根據風洞實驗或者計算軟件得到的氣動參數，建立飛機角速度運動方程：

其中，J表示轉動慣量矩陣，p、p、r分別表示滾轉、俯仰和偏航角速度；L、M和N分別表示滾轉力矩、俯仰力矩和偏航力矩，L、M和N和各自對應的力矩系數C_l、C_m和C_n之間對應關系如下：

式中Q為動壓，S為翼面面積，b和分別表示飛行器展長和平均氣動弦長；

步驟2：根據氣動參數與控制面的相關程度，將式(2)拆分為兩部分，一部分是由飛機狀態(tài)產生，記為另一部分則是由操縱面產生，記為展開為：

式中，δ_a、δ_e和δ_r表示副翼、升降舵和方向舵，是飛行控制系統的輸入；C_l′(β，p，r)、以及C_n′(β，p，r)表示與飛行狀態(tài)相關的氣動導數；和分別表示與操縱面相關的操縱導數；α、β分別表示迎角和側滑角；

步驟3：將飛機角速度運動方程式(1)簡寫成：

其中，

步驟4：引用泰勒級數的方法，展開飛機角速度運動方程式(4)：

其中，ω₀和u₀分別表示前一時刻的角速度和舵面輸入量，表示飛行狀態(tài)產生的力矩，表示控制效能矩陣；

考慮主導因素忽略角速度變化以及高階項對角加速度的影響，將式(4)轉化為：

具體展開如下：

其中，p₀、q₀、r₀分別表示前一時刻的滾轉、俯仰和偏航角速度，δ_a，0、δ_e，0、δ_r，0分別表示前一時刻的副翼、升降舵和方向舵的偏轉；

步驟5：將氣動參數結合基于投影算子的自適應律估計角加速度信號，具體步驟如下：

步驟5-1：根據飛行器已有狀態(tài)和氣動參數，結合式(4)估計前一時刻的角加速度具體如下：

步驟5-2：根據氣動數據存在的建模誤差Δf(ω)和ΔG(ω)，式(9)變?yōu)椋?/p>

其中，Δf(ω)和ΔG(ω)分別表示與狀態(tài)、輸入相關的擾動；

步驟5-3：在滿足Lyapunov穩(wěn)定性的要求下，采用基于投影算子的自適應律估計建模誤差擾動影響，基于投影算子的自適應律設計結果如下：

其中，e(t)＝ω_ref(t)-ω(t)為角速度ω(t)與指令信號ω_ref(t)的誤差；Γ₁和Γ₂為自適應增益，Γ₁和Γ₂與誤差e(t)成反比；和分別是建模誤差Δf(ω)和ΔG(ω)的估計值，Proj表示投影算子運算符，具體定義如下：

其中，θ表示集合的邊界，f(θ)表示凸函數，y表示函數的輸出；投影算子符的含義如下：當θ∈Rⁿ|f(θ)≤0時，投影算子Proj(θ，y)不會改變y；當θ∈Rⁿ|0≤f(θ)≤1時，若時，投影算子Proj(θ，y)同樣不會改變y；相反，如果成立，投影算子Proj(θ，y)就會減去一個垂直于邊界的向量，從而得到從原始矢量場到相對于矢量場Ω₁向內或相切的向量y的光滑轉換；

因此，角加速度最終的估計形式為：

步驟6：采用增量反饋逆的方法設計角速度飛行控制律；

采用泰勒級數方法獲得增量形式的角速度運動方程，因此增量反饋逆角速度飛行控制律形式如下：

式中虛擬控制量y表示期望的角加速度動態(tài)，通常由線性控制器設計，其結果如下：

式中，p_ref、q_ref、r_ref分別表示滾轉、俯仰和偏航角速度的指令信號，ω_p、ω_q、ω_r表示滾轉、俯仰和偏航角速度的帶寬。