[發明專利]一種考慮二階彈性模態的飛行器自抗擾姿態控制方法

有效

• 申請號: 202111097890.9
• 申請日: 2021-09-18
• 公開（公告）號: CN113900441B
• 公開（公告）日: 2023-03-21
• 發明（設計）人: 薛文超;張曉燕;黃一
• 申請（專利權）人: 中國科學院數學與系統科學研究院
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 北京慧泉知識產權代理有限公司 11232
• 代理人: 王順榮;唐愛華

本發明一種考慮二階彈性模態的飛行器自抗擾姿態控制方法，包括如下兩個步驟步驟(一)：將“總干擾向量”f(x(t),d,t)作為一個擴張狀態向量，設計含m(m≥3)個混合位移量測和二階彈性模型的新型剛柔耦合擴張狀態觀測器：步驟(二)：利用步驟(一)中新型剛柔耦合ESO得到的剛體姿態角、彈性模態以及“總干擾向量”估計值，設計帶有姿態運動“總干擾”補償和彈性模態抑制的自抗擾控制(ADRC)律。本發明設計了第一、二階彈性模態速度信號的估計值反饋模塊，進而加快了彈性模態的衰減速度，從而實現整體控制系統的性能提升。該控制律可以實現在參數拉偏、多模態彈性耦合和風等其它干擾力和干擾力矩下姿態運動的動態響應和控制精度的一致性。

技術領域

本發明屬于彈性飛行器姿態控制的設計領域，具體內容涉及到針對帶有剛柔耦合不確定動態、外擾等不確定性的飛行器姿態控制問題。

背景技術

為了滿足飛行器結構和功能上的雙重需求，如今飛行器的設計具有結構上大長細比、材料上輕質化的特點，在外力的作用下這類工業產品不可避免地會發生彈性形變，進而引起彈性振動。這使得在設計控制律時原本可以忽略不計的彈性模態要納入考慮范疇，原因如下：

1.當彈性模態的振動頻率和剛體運動或外界激勵的頻率接近時，彈性模態會被激發，特別是低階彈性模態，其振動頻率容易接近剛體運動或外界激勵的頻率。此時，彈性振動幅度較大，很有可能對系統的閉環性能和安全性能產生影響。

2.當彈性振動嚴重時，傳感器量測到的并非精確被控狀態，即剛體狀態，而是包含了飛行器剛體姿態角和彈性模態的混合信息。此時，即使在沒有模型不確定性和外部干擾的情況下，也無法直接使用量測輸出構造反饋控制。這是由于彈性振動模態受到激勵，使得伺服機構進入飽和狀態，從而阻塞控制信號。此時的控制律無法保證控制精度，甚至會造成機體結構的嚴重損壞。

3.彈性模態和剛體模態的耦合加強且不確定性大，此時，如果對彈性模態的振動不進行很好的抑制，會影響剛體姿態角的控制精度。反之，剛體姿態角的動態響應也會影響彈性模態的收斂性。

針對這樣的剛柔耦合不確定系統，控制目標為：將剛體姿態角控制到目標值，同時抑制彈性模態的振動。因此，如何合理有效地設計控制律以實現姿態角的控制并抑制彈性振動帶來的影響是彈性飛行器控制設計的一個關鍵問題。除此之外，外界擾動力和擾動力矩，例如風干擾以及參數不確定性、模型不確定性同樣也給控制帶來挑戰。

針對彈性飛行器的控制設計，現有研究中的控制設計方法主要可分為以下4類：(1)基于飛行器結構分析的技術：通過分析飛行器結構，文獻[1-2]額外附加了執行機構，文獻[3]優化了敏感器件的位置，進而抑制安裝點彈性效應的影響；(2)基于濾波器的技術：文獻[4-5]將彈性振動模態視為擾動，在量測環節加入了自適應濾波器或陷波器，以過濾掉量測中的彈性成分；(3)魯棒控制技術：文獻[6]采用了H_∞魯棒控制以減少彈性振動模態子系統對控制系統的影響，文獻[7]設計了基于參數投影自適應律的自適應魯棒姿態控制器，在保證穩態性能的同時提高了動態性能；(4)基于觀測器設計的控制方法：文獻[8-13]采用了雙通道結構，首先通過構造擾動/不確定性觀測器估計擾動，其次在設計控制器時利用上述擾動估計值對擾動進行補償，即主動抗擾。其中，該方法的核心為擾動/不確定性觀測器的構造。

上述已有文獻針對多類彈性飛行器的控制問題提出了一些有效解決方法，但已有研究工作仍存在如下不足：(1)對飛行器結構分析的要求較高，或者無法做到同時抑制各階彈性模態振動的影響，不易應用到工程實踐中；(2)無法解決當彈性模態的振動頻率接近于剛體狀態帶寬時陷波器失效的難題；(3)僅考慮了第一階彈性模態，未考慮當第一、二階彈性模態的頻率均接近剛體運動或外界激勵的頻率時的飛行器自抗擾姿態控制方法。

發明內容