基于自适应变参的三自由度直升机鲁棒输出反馈控制方法技术

本发明专利技术公开了一种基于自适应变参的三自由度直升机鲁棒输出反馈控制方法，属于飞行器姿态控制技术领域。本发明专利技术用于在姿态角速度和角加速度不可测条件下，利用自适应比例

【技术实现步骤摘要】
基于自适应变参的三自由度直升机鲁棒输出反馈控制方法


[0001]本专利技术属于飞行器姿态控制
，具体涉及一种基于自适应变参的三自由度直升机鲁棒输出反馈控制方法。

技术介绍

[0002]由于无人直升机可低速飞行、悬停和垂直起降，已经被广泛应用于军事和民用中。然而由于经济性和安全性等方面的原因，很难通过实物试飞行来验证飞行控制器的性能，尤其是在系统设计的初期阶段。对此，某公司开发了一套经济、实用的3
‑
DOF直升机实验平台以验证各种控制方法的性能，同时该平台被广泛应用于控制论相关的教学和研究中。虽然该实验平台只是实际飞行器的简化模型，但其保留了实际飞行器的基本动态特性，比如强耦合、欠驱动、高非线性等特征。这些特征再加上外界干扰及模型不确定性因素的影响，使得为其设计性能良好的飞行控制器较为困难。
[0003]目前，针对3
‑
DOF直升机实验平台的姿态跟踪问题，已经出现了许多非线性控制方法，但大部分控制方法较为复杂，且大多都在不考虑角速度和角加速度不可测这个实际问题情况下，实现一个或两个通道的跟踪控制，或者仅有仿真结果。
[0004]有限时间收敛估计器(FTC)可用来计算3
‑
DOF直升机的角速度信息和角加速度信息，但其在初始阶段存在估计误差。同时为了提高控制器的鲁棒性能，在控制方法引入了干扰估计器(UDE)来抑制干扰影响。目前大部分针对3
‑
DOF直升机姿态控制器的参数值均为常数，初始阶段存在的较大的角速度估计误差会被引入到控制量中，从而导致系统的超调较大，甚至发散。

技术实现思路

[0005]本专利技术提供了一种基于自适应变参的三自由度直升机鲁棒输出反馈控制方法，可用于改善闭环系统瞬态响应性能和稳态性能。
[0006]本专利技术采用的技术方案为：
[0007]基于自适应变参的三自由度直升机鲁棒输出反馈控制方法，该方法包括下列步骤：
[0008]步骤1，基于目标对象(三自由度直升机)所携带的传感器获取目标对象的真实姿态角，包括：升降角，俯仰角和偏航角；
[0009]步骤2，输入目标对象的期望轨迹，提取期望轨迹中各时序点的期望姿态角，其中期望姿态角包括期望升降角和期望偏航角；即期望轨迹中仅涉及到两个姿态角的飞行轨迹；
[0010]步骤3，基于设置的二阶有限时间收敛估计器、三阶有限时间收敛估计器，对期望升降角和期望偏航角进行导数估计；
[0011]分别将期望升降角和期望偏航角输入三阶有限时间收敛估计器(三阶FTC估计器)，基于其输出获取期望升降角、期望偏航角的二阶导，即期望姿态角加速度信号估计值；
[0012]将期望升降角和真实升降角的误差量输入二阶有限时间收敛估计器(二阶FTC估计器)，基于其输出获取升降角误差量的一阶导，即姿态角速度误差量的估计值；
[0013]将期望偏航角和真实偏航角的误差量输入二阶有限时间收敛估计器，基于其输出获取偏航角速度误差量的估计值；
[0014]步骤4，基于设置的自适应比例
‑
微分控制器(APD)的自适应时变控制增益函数，根据得到的期望姿态角加速度信号估计值和姿态角速度误差量的估计值，获取升降角和偏航角的中间控制量；
[0015]根据升降角和偏航角的中间控制量，获取升降角和偏航角的虚拟控制量；
[0016]根据升降角和偏航角的虚拟控制量，基于直升机姿态角运动学模型获取期望俯仰角；
[0017]将期望俯仰角和真实俯仰角的误差量输入二阶有限时间收敛估计器，基于其输出获取俯仰角速度误差量的估计值；
[0018]将期望俯仰角输入三阶有限时间收敛估计器，基于其输出获取期望俯仰角的加速度信号估计值；
[0019]基于比例
‑
微分控制器(PD控制器)的自适应时变控制增益函数，根据俯仰角速度误差量的估计值和期望俯仰角的加速度信号估计值获取俯仰角的中间控制量；
[0020]根据俯仰角的中间控制量，获取俯仰角的虚拟控制量；
[0021]步骤5，将姿态角的虚拟控制量转换为实际控制量，将实际控制量输入到目标对象的控制器中，使得控制器按照当前输入的实际控制量控制目标对象的轨迹跟踪。
[0022]进一步的，直升机姿态角运动学模型具体为：
[0023][0024][0025][0026][0027]其中，分别表示偏航角、升降角和俯仰角的二阶导；
[0028]θ，ε，ψ分别表示传感器获取的目标对象的真实的升降角(elevation)，俯仰角(pitch)和偏航角(travel)，单位均为rad；
[0029]d
θ
，d
ε
与d
ψ
分别表示作用在俯仰通道，升降通道与偏航通道的不确定项及干扰项之和；
[0030]f
s
，f
d
分别表示直升机的两个螺旋桨产生的合力与差力，单位均为N；
[0031]系数(常值参数)a1～a3分别为：a1＝m
h
gl
cd
/I
ε
，a2＝m
′
g/I
ε
，a3＝m
h
gl
cd
/I
θ
；
[0032]系数(常值参数)b1～b4分别为：b1＝l
oc
/I
ε
b2＝l
df
/I
θ
，b3＝l
oc
/I
ψ
，b4＝l
df
/I
ψ
；
[0033]系数m
′
为：m
′
＝
‑
l
ob
m
c
+l
oc
m
h
+l
oa
m
b
；
[0034]I
θ
，I
ε
与I
ψ
分别表示绕俯仰轴，升降轴与偏航轴的转动惯量，单位均为kg
·
m2；
[0035]l
oa
表示纵向平衡杆质心和基座的距离,l
oc
表示直升机体连接点和基座的距离，l
ob
表示平衡块和基座的距离，l
cd
表示纵向平衡杆和直升机体的距离，l
df
表示单个电机和纵向
平衡杆的距离，单位均为m；
[0036]m
h
表示直升机体有效质量，m
b
表示纵向平衡杆质量，m
c
表示平衡块质量，其单位均为kg；g表示重力加速度，单位为m/s2；以上参数均为常值参数。
[0037]利用反馈线性化技术将原始非线性动力学模型(公式(1)～(3))转换成更简单的线性双积分模型：
[0038][0039]其中，u<本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.基于自适应变参的三自由度直升机鲁棒输出反馈控制方法，其特征在于，包括下列步骤：步骤1，基于目标对象所携带的传感器获取目标对象的真实姿态角，包括：升降角，俯仰角和偏航角；步骤2，输入目标对象的期望轨迹，提取期望轨迹中各时序点的期望姿态角，其中期望姿态角包括期望升降角和期望偏航角；即期望轨迹中仅涉及到两个姿态角的飞行轨迹；步骤3，基于设置的二阶有限时间收敛估计器、三阶有限时间收敛估计器，对期望升降角和期望偏航角进行导数估计；分别将期望升降角和期望偏航角输入三阶有限时间收敛估计器，基于其输出获取期望升降角加速度信号估计值和期望偏航角的加速度信号估计值；将期望升降角和真实升降角的误差量输入二阶有限时间收敛估计器，基于其输出获取升降角误差量的估计值；将期望偏航角和真实偏航角的误差量输入二阶有限时间收敛估计器，基于其输出获取偏航角速度误差量的估计值；步骤4，基于设置的自适应比例
‑
微分控制器的自适应时变控制增益函数，根据得到的期望姿态角加速度信号估计值和姿态角速度误差量的估计值，获取升降角和偏航角的中间控制量；根据升降角和偏航角的中间控制量，获取升降角和偏航角的虚拟控制量；根据升降角和偏航角的虚拟控制量，基于直升机姿态角运动学模型获取期望俯仰角；将期望俯仰角和真实俯仰角的误差量输入二阶有限时间收敛估计器，基于其输出获取俯仰角速度误差量的估计值；将期望俯仰角输入三阶有限时间收敛估计器，基于其输出获取期望俯仰角的加速度信号估计值；自适应比例
‑
微分控制器的自适应时变控制增益函数，根据俯仰角速度误差量的估计值和期望俯仰角的加速度信号估计值获取俯仰角的中间控制量；根据俯仰角的中间控制量，获取俯仰角的虚拟控制量；步骤5，将姿态角的虚拟控制量转换为实际控制量，将实际控制量输入到目标对象的控制器中，使得控制器按照当前输入的实际控制量控制目标对象的轨迹跟踪。2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，直升机姿态角运动学模型具体为：u
ψ
＝b3sin(θ)cos(ε)f
s
u
ε
＝
‑
a1cos(θ)sin(ε)
‑
a2cos(ε)+b1cos(θ)f
s
u
θ
＝
‑
a3cos(ε)sin(θ)+b2f
d
f
s
＝f1+f2f
d
＝f1‑
f2其中，u
ψ
、u
ε
和u
θ
分别表示偏航角、升降角和俯仰角的中间控制量，θ，ε，ψ分别表示传感器获取的目标对象的真实的升降角，俯仰角和偏航角；d
θ
，d
ε
与d
ψ
分别表示作用在俯仰通道，升降通道与偏航通道的不确定项及干扰项之和；f
s
，f
d
分别表示目标对象的两个螺旋桨产生的合力与差力；系数a1～a3分别为：a1＝m
h
gl
cd
/I
ε
，a2＝m
′
g/I
ε
，a3＝m
h
gl
cd
/I
θ
；
系数b1～b4分别为：b1＝l
oc
/I
ε
b2＝l
df
/I
θ
，b3＝l
oc
/I
ψ
，b4＝l
df
/I
ψ
；系数m
′
为：m
′
＝
‑
l
ob
m
c
+l
oc
m
h
+l
oa
m
b
；I
θ
，I<...

【专利技术属性】
技术研发人员：彭琛，蒲虹宇，吴祺煊，谭小苏，张鹏，杨阳，
申请(专利权)人：电子科技大学，
类型：发明
国别省市：