申请/专利权人：南京航空航天大学

申请日：2020-11-19

公开（公告）日：2022-04-22

公开（公告）号：CN112486193B

主分类号：G05D1/08

分类号：G05D1/08;G06F30/15;G06F30/20

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2022.04.22#授权;2021.03.30#实质审查的生效;2021.03.12#公开

摘要：本发明提供了一种基于自适应增广控制理论的飞翼无人机三轴全权限控制方法，首先设计前馈解耦补偿控制器，抵消角速率耦合；针对解耦后的线性模型，基于角速率反馈设计自适应增广控制器，解决了前馈解耦控制器不能完全抵消耦合量，模型中仍然存在非线性耦合、未建模动态的问题；相比于姿态控制方案，角速率控制方案加快了内回路动态响应速度以及改善了阻尼特性，并将控制舵面扩展至全部可用范围；本发明在传统PID控制方法的基础上增加自适应控制部分，可以使系统在存在不确定性动态和参数未知变化的情况下保持闭环系统的一致性能，提高系统的鲁棒性和抗干扰能力。

主权项：1.一种基于自适应增广控制理论的飞翼无人机三轴全权限控制方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤S1、基于无人机动力学模型，设计前馈解耦补偿控制器，抵消滚转、俯仰、偏航三通道间的角速率耦合；所述前馈解耦补偿控制器通过分别在三个通道进行舵面偏转，产生补偿力矩，与无人机动力学模型中待补偿的耦合力矩相抵消，具体如下： 其中，ucm是待补偿力矩，是舵面产生的补偿力矩；和ucm的数学表达式如下： 其中，-SωIω为待补偿的惯性耦合量，为待补偿的气动耦合量；ω为无人机的三轴姿态角速度，I是转动惯量矩阵，ρ是空气密度，V是飞行空速，sref是机翼参考面积，b是翼展长度，cA是平均气动弦长，α和β依次代表迎角、侧滑角，均为操纵导数，是抵消耦合力矩所需的舵面偏转量；Sω和S1具体表达式如下： 其中p,q,r依次代表滚转、俯仰、偏航方向的角速率，Cm0是零升俯仰力矩系数，Clβ,Cmα,Cnβ为静稳定性导数；步骤S2、根据步骤S1所述解耦后的线性模型，根据鲁棒伺服理论，基于角速率反馈设计三轴控制律；具体地，基于角速率反馈设计三轴控制律，数学表达式如下： 其中，δe,δa,δr依次代表升降舵、副翼舵和方向舵舵偏，均为控制参数，且均小于0，qg,pg为角速率指令值，由姿态环解算得出；引入积分信号，实现指令跟踪和抑制常值干扰，包含一阶误差动态的增广状态空间模型的数学表达式如下： 其中，指令跟踪误差积分ey是指令跟踪误差，z是增广系统状态，分别是增广系统系数矩阵，μ是增广后系统的控制解；x是原系统内回路状态量，A,B,C是原系统系数矩阵，ubl是原系统控制解，y是系统的角速率信号，ycmd是系统的角速率指令，由姿态角回路解算；根据内环角速率的伺服模型，构造线性二次型的性能指标函数，其数学表达式为： 其中，Q,R为成本权重矩阵，Q为对称半正定矩阵，R为对称正定矩阵；根据Q和R求解黎卡提方程，得到俯仰角速率和滚转角速率回路鲁棒伺服控制律，其数学表达式如下： 其中，俯仰角速率跟踪误差eq＝q-qg，滚转角速率跟踪误差ep＝p-pg；对上式进行积分，获得原系统的控制输入δe和δa，状态反馈项和加强了闭环系统稳定性，积分项和提供了积分误差控制；步骤S3、基于步骤S2所述鲁棒伺服三轴控制律设计俯仰通道以及滚转通道模型参考自适应控制律，利用投影算子对所述模型参考自适应控制律进行修正，获取基于自适应增广理论的角速率控制通道总输入；具体地，所述模型参考自适应控制律表达如下： 其中，uade为俯仰通道的自适应增广输入，uada为滚转通道的自适应增广输入，和是自适应参数矩阵，和是不确定性函数；是理想常系数矩阵，其数学表达式如下： 其中，ΘTΦq,ΘTΦp依次代表俯仰通道、滚转通道的匹配不确定性；uble和ubla依次代表俯仰通道、滚转通道的基准控制输入，由步骤S2得出；式中Λe和Λa分别是升降舵、副翼舵舵效损失；由Lyapunov稳定性推导得到俯仰通道和滚转通道的自适应律，其表达式如下 其中是自适应速率矩阵，是Lyapunov方程的唯一对称正定解，ee,ea为状态跟踪误差；Be、Ba分别是俯仰角速率、滚转角速率增广系统的系数矩阵；为了实现自适应律对于可能存在于系统中的参数和非参数不确定性的鲁棒性，设计基于投影算子修正的俯仰通道自适应律，数学表达式如下： 其中为定义的凸函数的梯度，为的加权欧式平方范数；构建凸集Ω0和Ω1，表达式如下： 其中ε是射影公差且大于0；当自适应参数始于凸集Ω0内时，自适应参数只在凸集Ω1内演变，不会超出设定的自适应参数的最大边界基于投影算子修正的滚转通道自适应律设计方法与俯仰通道相同；根据步骤S2-S3，基于自适应增广理论的角速率控制通道总输入，其数学表达式如下：δe＝uble+uadeδa＝ubla+uada步骤S4、基于PID控制理论，设计俯仰通道和滚转通道的姿态角控制回路，获取内环角速率指令；其中，针对俯仰角控制回路设计迎角保护机制；具体地，姿态角控制回路数学表达式如下： 其中和为控制参数，均大于0；θ是俯仰角信号，φ是滚转角信号，θg和φg为姿态角指令；对于俯仰通道，有： 其中θref是俯仰角前馈值，θNAV由制导律解算得出；为迎角保护增益且小于0，迎角保护机制的上边界保护机制表达式如下： 其中边界值和根据无人机的配平迎角、失速迎角大小设计。

全文数据：

权利要求：

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