飛行器俯仰姿態(tài)的線性自抗擾控制器設(shè)計(jì)與參數(shù)整定的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明設(shè)及航空航天領(lǐng)域，具體設(shè)及一種飛行器俯仰姿態(tài)的線性自抗擾控制器設(shè) 計(jì)與參數(shù)整定，尤其適用于快速的設(shè)計(jì)過程實(shí)現(xiàn)，系統(tǒng)對(duì)于氣動(dòng)參數(shù)不確定性魯棒性強(qiáng)。
【背景技術(shù)】
[0002] 飛行器的俯仰角控制在工程上具有很成熟的控制設(shè)計(jì)技術(shù)，但是設(shè)計(jì)方法普遍對(duì) 于設(shè)計(jì)人員的經(jīng)驗(yàn)和技術(shù)能力要求比較苛刻，設(shè)計(jì)周期、難度和成本都比較高，特別是傳統(tǒng) PID控制在高精度跟蹤指令方面具有一定不足。因此，規(guī)范、簡(jiǎn)潔、高性能和強(qiáng)魯棒的俯仰角 控制設(shè)計(jì)方法具有十分重要的迫切需求。
[0003] 自抗擾控制（ActiveDis1:u;rbanceRejectionControl,ADRC)(韓京清，自抗擾 控制器及其應(yīng)用，控制與決策，vol. 13,no. 1，PP. 19-23,1998)起因于現(xiàn)代控制中基于模 型的復(fù)雜控制算法在工程上難W得到應(yīng)用，而工程上普遍使用的最簡(jiǎn)單的PID控制由于 結(jié)構(gòu)所限，難W實(shí)現(xiàn)高性能的控制品質(zhì)。中國(guó)科學(xué)院系統(tǒng)科學(xué)研究所的韓京清研究員最 初改造PID控制的主要思路是通過引進(jìn)非線性反饋，特別是分?jǐn)?shù)幕非光滑反饋，形成"小 誤差，大增益；大誤差，小增益"的設(shè)計(jì)思想，提高反饋效率，并取得了顯著的效果。為了消 除積分反饋的不利影響，韓京清研究員巧妙地借鑒了反饋線性化的思想，通過實(shí)時(shí)估計(jì)系 統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性，引進(jìn)了擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器巧xtendedState化server,ES0)的思想（韓京 清，一類不確定對(duì)象的擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器，控制與決策，vol. 10,no. 1，PP. 85-88,1995)，運(yùn) 形成了ADRC的關(guān)鍵和精華所在，但依然使用非線性觀測(cè)器。無(wú)需量測(cè)外擾而能消除其影 響；根據(jù)對(duì)象的輸入輸出信號(hào)用擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器實(shí)時(shí)估計(jì)擾動(dòng)作用并給予補(bǔ)償，從而去抑 制擾動(dòng)所引起的輸出誤差："自抗擾控制器"由此得名。運(yùn)里擾動(dòng)是指包括內(nèi)擾和外擾的 總和作用。ADRC的優(yōu)點(diǎn)是不必精確了解被控對(duì)象的動(dòng)態(tài)特性（內(nèi)擾），也無(wú)需量測(cè)外擾的 作用，可W同時(shí)抑制所有擾動(dòng)。ADRC易實(shí)現(xiàn)非線性、時(shí)變、大時(shí)滯等控制難度大的對(duì)象的 控制，不必另加任何功能環(huán)節(jié)，簡(jiǎn)單地就可W實(shí)現(xiàn)。該控制器實(shí)際上把那些非線性、時(shí)變、 時(shí)滯所帶來(lái)的影響都當(dāng)作干擾來(lái)處理。針對(duì)原始ADRC使用非線性反饋所帶來(lái)的穩(wěn)態(tài)高增 益容易在小信號(hào)引起抖動(dòng)同時(shí)控制參數(shù)過多的問題（一般形式的非線性ADRC的控制參數(shù) 達(dá)到12個(gè)，不太利于工程應(yīng)用），W及非線性控制器難W進(jìn)行工程上常用的頻域分析W確 定穩(wěn)定性邊界的不足，美國(guó)ClevelandStateUniversity的高志強(qiáng)教授化Gao,Scaling 曰ndb曰ndwidth-p曰rameteriz曰tionb曰sedcontrollertuning，inProceedingsofthe AmericanControlConference, 2003 :pp. 4989-4996)將所有控制器和ESO都W線性形式 實(shí)現(xiàn)，大幅度地將控制參數(shù)降到4個(gè)，而且都有比較明確的物理意義，十分便于工程應(yīng)用。 工程上使用較多的也是線性ADR"LinearADRC，LADRC)，其中ES0在其中發(fā)揮了巨大作用。 線性控制使得頻域分析便于操作，也就容易確定工程上十分關(guān)屯、的穩(wěn)定邊界。LADRC盡管是 線性形式，但是由于采用了ES0,可W把一定時(shí)間尺度W內(nèi)的不確定性和非線性估計(jì)出來(lái)并 直接進(jìn)行補(bǔ)償，運(yùn)與標(biāo)準(zhǔn)非線性控制方法（非自適應(yīng)情形）需要對(duì)于非線性建模并明晰其 動(dòng)力學(xué)系數(shù)特性的方法相比明顯簡(jiǎn)化，不再?？趨^(qū)分線性與非線性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明解決的技術(shù)問題是提供一種可W工程應(yīng)用的簡(jiǎn)便的飛行器俯仰姿態(tài)的線 性自抗擾控制器設(shè)計(jì)與參數(shù)整定，其適用于傳統(tǒng)的魯棒性分析方法，并且具有優(yōu)異的動(dòng)態(tài) 品質(zhì)和適應(yīng)性。
[0005] 為實(shí)現(xiàn)W上目的，本發(fā)明的技術(shù)方案如下：
[0006] 飛行器俯仰姿態(tài)的線性自抗擾控制器設(shè)計(jì)與參數(shù)整定，包括W下步驟：
[0007] (1)、直接針對(duì)俯仰非線性動(dòng)力學(xué)方程，建立描述升降艙影響俯仰角的直接與間接 影響關(guān)系；
[0008] (2)、針對(duì)步驟（1)得到的俯仰通道動(dòng)力學(xué)方程，將所有的間接影響項(xiàng)作為擾動(dòng)， 設(shè)計(jì)線性擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器，對(duì)其進(jìn)行估計(jì)并補(bǔ)償，并對(duì)于補(bǔ)償后的系統(tǒng)采用簡(jiǎn)單的PD控制 策略，形成俯仰通道獨(dú)立的線性自抗擾控制策略；
[0009] (3)、對(duì)于步驟（1)得到的非線性方程，采用小擾動(dòng)假設(shè)原理進(jìn)行線性化，得到動(dòng) 力學(xué)系數(shù)；
[0010] (4)、在步驟（3)得到的線性模型結(jié)合步驟（2)設(shè)計(jì)的控制器，根據(jù)魯棒穩(wěn)定性指 標(biāo)和動(dòng)態(tài)性能指標(biāo)圖形化整定控制參數(shù)。
[0011] 進(jìn)一步地，步驟（1)針對(duì)一般飛行器俯仰通道的非線性動(dòng)力學(xué)方程描述為：
[0012]
[0013] 其中0是彈道傾角，<9是俯仰角，a是攻角，丫是滾轉(zhuǎn)角，分別是滾 轉(zhuǎn)、航向和俯仰角速度，m是飛行器質(zhì)量，V是飛行器速度，P是發(fā)動(dòng)機(jī)推力，L是氣動(dòng)升力， g是重力加速度，Ix，ly，L分別是滾轉(zhuǎn)、航向與俯仰方向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，是俯仰力矩。
[0014] 進(jìn)一步地，步驟（2)中，俯仰方向的非線性動(dòng)力學(xué)方程可W轉(zhuǎn)換為：
[0015]
[0016] 其中SZ是升降艙偏，M(?Z)和M(a)分別姿態(tài)角速度和攻角產(chǎn)生的俯仰力矩分 量，m&O是操縱力矩系數(shù)。
[0017] 將不顯含S,的項(xiàng)
作為擴(kuò)張狀 態(tài)，使用如下的觀測(cè)器進(jìn)行估計(jì)：
[0018]
[001引其中i==[/,，"'=[2"。，訓(xùn)'，運(yùn)里是觀測(cè)器帶寬，而
運(yùn)樣通過合理的 選擇《。，就可W得到擴(kuò)張狀態(tài)的近似估計(jì)為Z2。如果令
[0020] 4=(《'-:2)/Kc
[00川然后令
[0022]
[002引其中A是俯仰角指令，就可W得到線性自抗擾控制律為
[0024]
[0025] 進(jìn)一步地，步驟（3)中，通過小擾動(dòng)線性化得到的縱向短周期動(dòng)力學(xué)可W描述為：
[0026]
[0027]其中曰。，。_^=，。。，分別是俯仰力矩對(duì)于a、SZ和《Z的偏導(dǎo)數(shù)，b。，\_分別是升力系數(shù) 對(duì)于a和S,的偏導(dǎo)數(shù)。
[0028] 進(jìn)一步地，步驟（4)中，通過將魯棒性能及穩(wěn)定裕度和動(dòng)態(tài)品質(zhì)在控制參數(shù)空間 上繪制邊界的方式，界定出可選控制參數(shù)的范圍，并最終整定控制器。
[0029] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)在于：
[0030]1)、俯仰姿態(tài)回路設(shè)計(jì)與調(diào)試過程簡(jiǎn)便，傳統(tǒng)的工程經(jīng)驗(yàn)依然可W沿用；
[0031] 2)、動(dòng)態(tài)品質(zhì)和跟蹤精度比傳統(tǒng)的PID控制有很大提高，而且對(duì)于不確定性的適 應(yīng)性強(qiáng)；
[0032] 3)、采用穩(wěn)定裕度吸引子方法進(jìn)行參數(shù)整定，在參數(shù)空間中直接繪制出可選參數(shù) 范圍，十分直觀。
【附圖說(shuō)明】
[0033] 圖1為本發(fā)明飛行器俯仰姿態(tài)的線性自抗擾控制器設(shè)計(jì)與參數(shù)整定之俯仰角線 性自抗擾控制框圖；
[0034] 圖2為本發(fā)明飛行器俯仰姿態(tài)的線性自抗擾控制器設(shè)計(jì)與參數(shù)整定之基于穩(wěn)定 裕度測(cè)試子的俯仰角線性自抗擾控制整定圖；
[0035] 圖3為本發(fā)明飛行器俯仰姿態(tài)的線性自抗擾控制器設(shè)計(jì)與參數(shù)整定之俯仰角的 定點(diǎn)階躍響應(yīng)圖；
[0036] 圖4為本發(fā)明飛行器俯仰姿態(tài)的線性自抗擾控制器設(shè)計(jì)與參數(shù)整定之非線性仿 真中俯仰角響應(yīng)曲線。
【具體實(shí)施方式】
[0037] 如圖1至4所示，本發(fā)明提供一種飛行器俯仰姿態(tài)的線性自抗擾控制器設(shè)計(jì)與參 數(shù)整定，包括W下步驟：
[0038] (1)、直接針對(duì)俯仰非線性動(dòng)力學(xué)方程，建立描述升降艙影響俯仰角的直接與間接 影響關(guān)系；
[0039](2)、針對(duì)步驟（1)得到的俯仰通道動(dòng)力學(xué)方程，將所有的間接影響項(xiàng)作為擾動(dòng)， 設(shè)計(jì)線性擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器，對(duì)其進(jìn)行估計(jì)并補(bǔ)償，并對(duì)于補(bǔ)償后的系統(tǒng)采用簡(jiǎn)單的PD控制 策略