[發明專利]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

• 申請號: 202110877111.0
• 申請日: 2021-07-31
• 公開（公告）號: CN113625732A
• 公開（公告）日: 2021-11-09
• 發明（設計）人: 李煜;劉小雄;章衛國;明瑞晨
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 西北工業大學專利中心 61204
• 代理人: 金鳳

本發明公開了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，用于提高先進飛行器面對干擾的魯棒性，并且解決傳統增量反饋逆飛行控制中角加速度信號難以獲取的問題。根據已有氣動參數結合自適應算法實時估計角加速度，進而反饋估計角加速度信號來設計增量反饋逆飛行控制律。由于估計出的角加速度信號具有噪聲小，實時性高的特點，因此所提出基于角加速度估計的增量反饋逆方法的飛行控制律在繼承了傳統增量反饋逆控制的魯棒性的優點，與此同時，該方法結構簡單，抗噪性好以及對延遲敏感度低，因此對提高先進飛機飛行控制系統魯棒性和控制性能具有重要價值。

技術領域

本發明屬于飛行器控制技術領域，具體涉及一種飛行器角速度控制律設計方法。

背景技術

在實際飛行過程中，飛機會受到諸多擾動的干擾，例如傳感器噪聲、大氣紊流以及重心突變等，這些擾動的存在對飛行器控制律提出的更高的要求，即飛行控制律必須具有強大的魯棒性來削弱飛行過程中擾動的干擾，保證飛機正常飛行并且達到一定的操縱品質。而角速度飛行控制器作為飛行控制的基礎，其性能直接關系到先進飛行器的操縱品質和機動性能，因此采用強魯棒性控制方法設計角速度控制律對提升先進飛行器的飛行性能和提高容錯能力具有重要的意義。

基于增量反饋逆的角速度飛行控制律具有令人滿意的控制性能，并且對模型不確定性和干擾具有魯棒性，但是該方法過于依賴反饋角加速度信號的準確性和實時性。而實際應用中，角加速度傳感器造價昂貴并且該傳感器尚未普及，因而阻礙了該方法在實際飛行控制系統中的應用。對于角加速度信號的獲取，常規的方法有角速度差分法和多項式擬合法。前者對陀螺儀測量出角速度進行差分來計算出三軸角加速度，而這其中必然會采用低通濾波器來濾除陀螺儀的測量噪聲，但濾波器在削弱噪聲影響的同時會對角加速度信號產生延遲，進而會導致產生震蕩，更有甚者會破壞飛控系統的穩定性。此外，由于數字差分的固有特性，在獲取角加速度的過程中，差分進一步放大了噪聲影響，進而降低了濾波器的濾波效果。而采用后者多項式擬合的方法很難滿足大包線范圍內控制律的適用性，并且通用性較差。

為了發揮增量反饋逆控制的魯棒性，就必須保證角加速度信號的實時性。就目前來看這一點難以從硬件層面實現。

發明內容

為了克服現有技術的不足，本發明提供了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，用于提高先進飛行器面對干擾的魯棒性，并且解決傳統增量反饋逆飛行控制中角加速度信號難以獲取的問題。根據已有氣動參數結合自適應算法實時估計角加速度，進而反饋估計角加速度信號來設計增量反饋逆飛行控制律。由于估計出的角加速度信號具有噪聲小，實時性高的特點，因此所提出基于角加速度估計的增量反饋逆方法的飛行控制律在繼承了傳統增量反饋逆控制的魯棒性的優點，與此同時，該方法結構簡單，抗噪性好以及對延遲敏感度低，因此對提高先進飛機飛行控制系統魯棒性和控制性能具有重要價值。

本發明解決其技術問題所采用的技術方案包括如下步驟：

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、q、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產生，記為另一部分則是由操縱面產生，記為展開為：