固定翼飞行器横侧向通道控制方法及装置与流程

1.本发明属于飞行器控制技术领域，具体涉及一种固定翼飞行器横侧向通道控制方法及装置。


背景技术：

2.固定翼飞行器横侧向通道控制主要是指根据目标航点(集)或路径，由导航控制律给出期望的横滚角和偏航角，再通过控制横滚角和偏航角使飞行器朝目标航点或沿目标路径飞行。
3.固定翼飞行器执行飞行任务时，往往需要准确跟踪目标航线，而固定翼飞行器横侧向通道的运动具有强耦合性，且存在各种形式的外界干扰，如风的干扰，导致飞行器难以精确地按照预定轨迹飞行。


技术实现要素：

4.针对现有固定翼飞行器横侧向通道控制中精度低、抗扰动能力差的问题，本发明提出一种固定翼飞行器横侧向通道控制方法及装置。本发明，能够有效提高系统整体的控制精度以及抗扰动能力，提高鲁棒性。
5.为解决上述技术问题，本发明提出的技术方案为：
6.固定翼飞行器横侧向通道控制方法，包括：
7.第一步，根据目标航迹，设计横侧向导航控制律，输出飞行器当前目标横滚角和目标偏航角ψ
t
；
8.第二步，将固定翼飞行器横侧向通道模型进行解耦，并将未建模动态、参数不确定性和外部扰动统称为总扰动，用扩张状态表示，建立含总扰动的固定翼飞行器横侧向通道扩张状态模型；
9.第三步，对目标横滚角和目标偏航角ψ
t
，采用最速控制综合函数fhan构建跟踪微分器，对信号进行平滑滤波处理，输出其参考信号及其微分信号，并将其转换为参考横滚角速度p
ref
和参考偏航角速度r
ref
；
10.第四步，以参考横滚角参考横滚角速度p
ref
、实际横滚角实际横滚角速度p为输入，设计横滚通道的双闭环串联型pid控制器，其中角度控制为外环，角速度控制为内环；
11.第五步，以参考偏航角ψ
ref
、参考偏航角速度r
ref
、实际偏航角ψ、实际偏航角速度r为输入，设计偏航通道的双闭环串联型pid控制器；
12.第六步，分别设计横滚通道和偏航通道的二阶扩张状态观测器，利用反馈的实际控制量和执行器延时处理后的控制量，对第二步中建立的固定翼飞行器横侧向通道扩张状态模型中的总扰动进行估计，并对控制器输出进行扰动补偿，得到最终控制量。
13.本发明提供一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现固定翼飞行器横侧向通道控制方法的步骤。
14.本发明提供一种存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现固定翼飞行器横侧向通道控制方法的步骤。
15.与现有技术相比，本发明的优点在于：
16.本发明基于自抗扰控制技术的固定翼飞行器横侧向通道控制方法，建立含有未建模动态、外部干扰的固定翼飞行器横侧向通道扩张状态模型，利用跟踪微分器对目标指令信号进行平滑处理，利用处理后的信号设计pid控制器，再利用延时处理后的控制量设计观测器，将扩张状态视为系统总扰动进行实时估计，对控制器输出的控制量进行扰动补偿，得到最终的控制量，增强控制系统的抗扰动能力。
17.本发明完成了基于自抗扰控制技术的固定翼无人机横侧向通道控制，在较大干扰的情况下，实现了良好的控制器动态性能，无稳态误差，提高了控制系统的鲁棒性和控制精度。
附图说明
18.图1为本发明一实施例的流程图；
19.图2为本发明一实施例中固定翼飞行器横侧向通道控制器的结构图；
20.图3为本发明一实施例中固定翼飞行器横侧向导航控制律的示意图；
21.图4为本发明一实施例中一定噪声条件下用fhan构型的最速控制综合函数跟踪正弦信号图，其快速因子为4，滤波因子为0.005；
22.图5为本发明一实施例中一定噪声条件下用fhan构型的最速控制综合函数跟踪正弦信号图，其快速因子为2，滤波因子为0.01；
23.图6为本发明一实施例中的双闭环串联型pid控制器结构示意图。
具体实施方式
24.以下结合说明书附图和具体实施例对本发明作进一步描述。
25.参照图1和图2，本发明一实施例中提供的固定翼飞行器横侧向通道控制方法，包括：
26.第一步，根据目标航迹，设计横侧向导航控制律，输出飞行器当前目标横滚角和目标偏航角ψ
t
。
27.参照图3，所示轨迹为飞行器所期望跟踪的目标航迹。在目标航迹上选取一参考点p，其与飞行器当前位置o点之间的距离为l1，飞行器地速vn与向量之间的夹角为η。
28.驱动飞机沿圆形虚线轨迹到达参考点p所需的侧向加速度as为：
[0029][0030]
其中，r为圆形虚线轨迹的半径。
[0031]
距离l1、夹角η与半径r之间有如下几何关系：
[0032]
l1＝2r sin η
[0033]
即
[0034][0035]
将上式代入可得：
[0036][0037]
假设飞行器进行水平直线定高匀速飞行，此时机翼产生的升力f
l
与飞行器重力mg相互抵消。在飞行器转弯时，由于产生横滚角升力f
l
会提供一个侧向分量，使飞行器产生侧向加速度，侧向加速度as与横滚角的关系为：
[0038][0039]
其中g为重力加速度。
[0040]
简化可得：
[0041][0042]
进一步可以得出目标横滚角的表达式为：
[0043][0044]
目标偏航角ψ
t
的获取提供使飞行器机头方向指向参考点p，即：
[0045][0046]
其中，代表从o点到p点的向量，指向量在北-东平面坐标系下与正北方向的夹角(北偏东为正)。
[0047]
因此，本发明一实施例中的第一步根据目标航迹，构建固定翼飞行器横侧向导航控制律，获取目标横滚角和目标偏航角ψ
t
的公式为：
[0048][0049]
其中，vn为飞行器地速，g为重力加速度，l1为飞行器当前位置o点到参考点p之间的距离，η为飞行器地速vn与向量之间的夹角，代表从o点到p点的向量，指向量在北-东平面坐标系下与正北方向的夹角(北偏东为正)。
[0050]
第二步，将固定翼飞行器横侧向通道模型进行解耦，并将未建模动态、参数不确定性和外部扰动统称为总扰动，用扩张状态表示，建立含总扰动的固定翼飞行器横侧向通道扩张状态模型。
[0051]
根据飞行器绕质心转动的动力学方程，建立固定翼飞行器横侧向动力学模型如下：
[0052]
[0053]
其中，p、q、r分别表示横滚角速度、俯仰角速度和偏航角速度，为横滚角速度的微分，为偏航角速度的微分，l为横滚力矩，n为偏航力矩，γ1,γ2,γ3,γ4,γ5,γ6为与转动惯量有关的系数。
[0054]
根据受力分析，建立固定翼飞行器横侧向力矩模型如下：
[0055][0056]
其中，l为横滚力矩，n为偏航力矩，ρ为空气密度，va为空速，s为机翼面积，b为翼展，β为侧滑角，p为横滚角速度，r为偏航角速度，δa为副翼舵量，δr为方向舵舵量，均为气动系数。
[0057]
将上述力矩模型代入动力学模型，简化后可得引入扩张状态的固定翼飞行器横侧向通道耦合模型：
[0058][0059]
其中，f1(p,r,w1)为横滚通道中包括系统未建模动态、参数不确定性和外部扰动的总和扰动，w1为横滚通道的外部扰动，f2(p,r,w2)为偏航通道中包括系统未建模动态、参数不确定性和外部扰动的总和扰动，w2为偏航通道的外部扰动，a,b,c,d为模型系数。
[0060]
令
[0061][0062]
且p可逆。
[0063]
则固定翼飞行器横侧向通道扩张状态耦合模型可改写为：
[0064][0065]
定义虚拟控制量u：
[0066][0067]
其中，u1和u2分别为横滚通道和偏航通道的虚拟控制量。
[0068]
已知虚拟控制量u，实际副翼舵量和方向舵量可通过对p求逆得出，即：
[0069][0070]
因此，固定翼飞行器横侧向通道扩张状态解耦模型可表示为：
[0071][0072]
进一步的，考虑执行机构的延时效果，扩张状态模型可表示为：
[0073][0074]
其中，u1(t-τ1)为横滚通道延时τ1时间后的虚拟控制量，u2(t-τ2)为偏航通道延时τ2时间后的虚拟控制量。
[0075]
第三步，对目标横滚角和目标偏航角ψ
t
，采用最速控制综合函数fhan构建跟踪微分器，对信号进行平滑滤波处理，输出其参考信号及其微分信号，并将其转换为参考横滚角速度p
ref
和参考偏航角速度r
ref
。
[0076]
本发明一实施例中第三步采用最速控制综合函数fhan构建横滚通道跟踪微分器，如下：
[0077][0078]
其中，为输入的目标横滚角，为参考横滚角，为参考横滚角的微分信号，为横滚通道跟踪微分器的快速因子，为横滚通道跟踪微分器的滤波因子，u为中间变量，fhan为最速控制综合函数。
[0079]
参照图4，本发明一实施例中采用快速因子为4，滤波因子为0.005的fhan函数跟踪一定噪声条件下的正弦信号。
[0080]
相似地，本发明一实施例中第三步采用最速控制综合函数fhan构建偏航通道跟踪微分器，如下：
[0081][0082]
其中，ψ
t
为输入的目标偏航角，ψ
ref
为参考偏航角，为参考偏航角的微分信号，r
ψ
为偏航通道跟踪微分器的快速因子，h
ψ
为偏航通道跟踪微分器的滤波因子，u为中间变量，fhan为最速控制综合函数。
[0083]
参照图5，本发明一实施例中采用快速因子r
ψ
为2，滤波因子h
ψ
为0.01的fhan函数跟踪一定噪声条件下的正弦信号。
[0084]
横滚通道跟踪微分器输出参考横滚角及其微分信号偏航通道跟踪微分器输出参考偏航角ψ
ref
及其微分信号将其转换为参考横滚角速度p
ref
和参考偏航角速度r
ref
公式为：
[0085][0086]
其中，为参考横滚角，θ
ref
为参考俯仰角。
[0087]
第四步，以参考横滚角参考横滚角速度p
ref
、实际横滚角实际横滚角速度p为输入，设计横滚通道的双闭环串联型pid控制器，其中角度控制为外环，角速度控制为内环。
[0088]
参照图6，本发明一实施例第四步中所设计的横滚通道的双闭环串联型pid控制器的表达公式如下：
[0089][0090]
其中，为横滚角误差，e
p
为横滚角速度误差，为横滚通道的双闭环串联型pid控制器输出，k
p,p
，k
i,p
，k
d,p
为横滚通道的双闭环串联型pid控制器的pid控制参数。
[0091]
第五步，以参考偏航角ψ
ref
、参考偏航角速度r
ref
、实际偏航角ψ、实际偏航角速度r为输入，设计偏航通道的双闭环串联型pid控制器。
[0092]
参照图6，本发明一实施例第五步中所设计的偏航通道的双闭环串联型pid控制器的表达公式如下：
[0093][0094]
其中，e
ψ
为偏航角误差，er为偏航角速度误差，为偏航通道的双闭环串联型pid控制器输出，k
p,ψ
，k
p,r
，k
i,r
，k
d,r
为偏航通道的双闭环串联型pid控制器的pid控制参数。
[0095]
第六步，分别设计横滚通道和偏航通道的二阶扩张状态观测器，利用反馈的实际控制量和执行器延时处理后的控制量，对第二步中建立的固定翼飞行器横侧向通道扩张状态模型中的总扰动进行估计，并对控制器输出进行扰动补偿，得到最终控制量。
[0096]
本发明一实施例第六步中所设计的横滚通道的二阶扩张状态观测器如下：
[0097][0098]
其中，p为反馈的实际横滚角速度，p
eso
为扩张状态观测器对横滚角速度的估计值，e1表示横滚角速度估计误差，z1表示扩张状态观测器对横滚通道的未建模动态、参数摄动和外部扰动的总和f1(p,r,w1)的估计值，u1(t-τ)为横滚通道虚拟控制量延时τ1时间后的值，β
p1
和β
p2
为横滚通道的扩张状态观测器参数，fal为原点附近具有线性段的连续的幂次函数，δ为线性段的区间长度，取0.05。
[0099]
本发明一实施例第六步中所设计的偏航通道的二阶扩张状态观测器如下：
[0100][0101]
其中，r为反馈的实际偏航角速度，r
eso
为扩张状态观测器对偏航角速度的估计值，e2表示偏航角速度估计误差，z2表示扩张状态观测器对偏航通道的未建模动态、参数摄动和外部扰动的总和f2(p,r,w2)的估计值，u2(t-τ)为偏航通道虚拟控制量延时τ2时间后的值，β
r1
和β
r2
为偏航通道的扩张状态观测器参数。
[0102]
fal为原点附近具有线性段的连续的幂次函数，其表达式如下
[0103][0104]
其中，δ为线性段的区间长度。本发明中横滚通道和偏航通道的的扩张状态观测器fal函数的参数δ均取0.05。
[0105]
通过横滚通道和偏航通道的二阶扩张状态观测器得到对总扰动f1(p,r,w1)和f2(p,r,w2)的估计量z1和z2后，对控制器输出实施补偿，有
[0106][0107]
其中，和分别为横滚通道和偏航通道的双闭环串联型pid控制器输出，u1和u2分别为横滚通道和偏航通道经过扰动补偿后的虚拟控制量。
[0108]
再将虚拟控制量通过下式转换为实际的副翼舵量δa和方向舵舵量δr输出：
[0109][0110]
本发明一实施例提供一种固定翼飞行器横侧向通道控制装置，包括：
[0111]
第一模块，用于根据目标航迹，设计横侧向导航控制律，输出飞行器当前目标横滚角和目标偏航角ψ
t
；
[0112]
第二模块，用于建立包含总扰动的固定翼飞行器横侧向通道扩张状态解耦模型；
[0113]
第三模块，用于对输入的目标横滚角和目标偏航角ψ
t
，采用最速控制综合函数fhan构建跟踪微分器，对信号进行平滑滤波处理，输出其参考信号及其微分信号，并将其转换为参考横滚角速度p
ref
和参考偏航角速度r
ref
[0114]
第四模块，用于以参考横滚角参考横滚角速度p
ref
、实际横滚角实际横滚角速度p为输入，设计横滚通道的双闭环串联型pid控制器；
[0115]
第五模块，用于以参考偏航角ψ
ref
、参考偏航角速度r
ref
、实际偏航角ψ、实际偏航角速度r为输入，设计偏航通道的双闭环串联型pid控制器；
[0116]
第六模块，用于分别设计横滚通道和偏航通道的二阶扩张状态观测器，利用反馈的实际控制量和执行器延时处理后的控制量，对第二步中建立的固定翼飞行器横侧向通道扩张状态模型中的总扰动进行估计，并对控制器输出进行扰动补偿，得到最终控制量。
[0117]
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例
中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
[0118]
以上所述实施例仅表达了本技术的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本技术构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本技术的保护范围。因此，本技术专利的保护范围应以所附权利要求为准。