本發(fā)明涉及航空航天領(lǐng)域，特別涉及攻角的線性自抗擾控制方法。
背景技術(shù)：
：飛行器的攻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。規(guī)范、簡(jiǎn)潔、高性能和強(qiáng)魯棒的攻角控制設(shè)計(jì)方法具有十分重要的迫切需求。自抗擾控制(ActiveDisturbanceRejectionControl,ADRC)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以得到應(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，難以實(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(guò)引進(jìn)非線性反饋，特別是分?jǐn)?shù)冪非光滑反饋，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(guò)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(ExtendedStateObserver,ESO)的思想，這形成了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。這里擾動(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，可以同時(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)單地就可以實(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(guò)多的問(wèn)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)，以及非線性控制器難以進(jìn)行工程上常用的頻域分析以確定穩(wěn)定性邊界的不足，美國(guó)ClevelandStateUniversity的高志強(qiáng)教授將所有控制器和ESO都以線性形式實(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ADRC(LinearADRC,LADRC)，其中ESO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)心的穩(wěn)定邊界。LADRC盡管是線性形式，但是由于采用了ESO，可以把一定時(shí)間尺度以內(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，這與標(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，不再專門區(qū)分線性與非線性。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例提供的攻角的線性自抗擾控制方法及裝置，目的在于實(shí)現(xiàn)一種供工程應(yīng)用的簡(jiǎn)便的攻角控制設(shè)計(jì)方法，同時(shí)具有強(qiáng)魯棒性和優(yōu)異的動(dòng)態(tài)品質(zhì)。根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例提供的攻角的線性自抗擾控制方法，包括：在飛行器飛行期間，獲取飛行器當(dāng)前俯仰角速度和當(dāng)前攻角；對(duì)所述當(dāng)前攻角和預(yù)配置的期望攻角的差值進(jìn)行自抗擾控制處理，得到自抗擾控制值；將所述自抗擾控制值和所述當(dāng)前俯仰角速度的反饋值的差值輸入相應(yīng)傳遞函數(shù)進(jìn)行處理，得到下一時(shí)刻俯仰角速度；根據(jù)所述下一時(shí)刻俯仰角速度，確定所述飛行器的下一時(shí)刻攻角。優(yōu)選地，所述的對(duì)所述當(dāng)前攻角和預(yù)配置的期望攻角的差值進(jìn)行自抗擾控制處理，得到自抗擾控制值包括：將所述當(dāng)前攻角與期望攻角相減，得到攻角差值；將所述攻角差值輸入至自抗擾控制函數(shù)，進(jìn)行自抗擾控制處理，得到自抗擾控制值。優(yōu)選地，所述自抗擾控制函數(shù)如下：δz0=δz1-z2K]]>其中，所述是自抗擾控制值；Kp是比例控制增益，α是攻角，αr是期望攻角；z2是對(duì)擴(kuò)張狀態(tài)-rα的估計(jì)；r代表近似之后被控對(duì)象的開(kāi)環(huán)頻帶；K是對(duì)α放大系數(shù)的近似估計(jì)。優(yōu)選地，所述的將自抗擾控制值和所述當(dāng)前俯仰角速度的反饋值的差值輸入相應(yīng)傳遞函數(shù)進(jìn)行處理，得到下一時(shí)刻俯仰角速度包括：將所述當(dāng)前俯仰角速度與微分反饋系數(shù)相乘，得到所述當(dāng)前俯仰角速度的反饋值；將所述自抗擾控制值和所述當(dāng)前俯仰角速度的反饋值相減，得到下一時(shí)刻升降舵控電壓；將所述下一時(shí)刻升降舵控電壓輸入至舵機(jī)的傳遞函數(shù)進(jìn)行處理，得到下一時(shí)刻升降舵偏；將所述下一時(shí)刻升降舵偏輸入至由升降舵偏至俯仰角速度的傳遞函數(shù)進(jìn)行處理，得到下一時(shí)刻俯仰角速度。優(yōu)選地，所述舵機(jī)的傳遞函數(shù)的Gr(s)如下：Gr(s)=δeδz]]>其中，s代表拉普拉斯變換算子；δe是升降舵偏；δz是升降舵控電壓。優(yōu)選地，所述由升降舵偏至俯仰角速度的傳遞函數(shù)如下：Gδeωz(s)=Gδzωz(s)=ωzδz=p(s+b)s2+a1s+a0]]>其中，s代表拉普拉斯變換算子，是俯仰力矩對(duì)于δz的偏導(dǎo)數(shù)；是升力系數(shù)對(duì)于δz的偏導(dǎo)數(shù)；aα是俯仰力矩對(duì)于α的偏導(dǎo)數(shù)；bα是升力系數(shù)對(duì)于α的偏導(dǎo)數(shù)；是俯仰力矩對(duì)于ωz的偏導(dǎo)數(shù)。優(yōu)選地，所述的根據(jù)所述下一時(shí)刻俯仰角速度，確定所述飛行器的下一時(shí)刻攻角包括：將所述下一時(shí)刻俯仰角速度輸入至由俯仰角速度到攻角的傳遞函數(shù)進(jìn)行處理，得到下一時(shí)刻攻角。優(yōu)選地，所述由俯仰角速度到攻角的傳遞函數(shù)如下：Gωzα(s)=αωz=bδzs+aωzbδz+aδzp(s+b)]]>其中，s代表拉普拉斯變換算子；α是攻角；ωz是俯仰角速度；是俯仰力矩對(duì)于ωz的偏導(dǎo)數(shù)；是俯仰力矩對(duì)于δz的偏導(dǎo)數(shù)；是升力系數(shù)對(duì)于δz的偏導(dǎo)數(shù)；aα是俯仰力矩對(duì)于α的偏導(dǎo)數(shù)；bα是升力系數(shù)對(duì)于α的偏導(dǎo)數(shù)；是俯仰力矩對(duì)于ωz的偏導(dǎo)數(shù)。根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例提供的存儲(chǔ)介質(zhì)，其存儲(chǔ)用于實(shí)現(xiàn)上述攻角的線性自抗擾控制方法的程序。本發(fā)明實(shí)施例提供的技術(shù)方案具有如下有益效果：本發(fā)明實(shí)施例提供一種攻角的線性自抗擾控制律，能夠保證攻角準(zhǔn)確跟蹤期望值，與現(xiàn)有技術(shù)相比，提高了攻角跟蹤精度，且控制設(shè)計(jì)流程標(biāo)準(zhǔn)化。附圖說(shuō)明圖1是本發(fā)明實(shí)施例提供的攻角的線性自抗擾控制方法框圖；圖2是本發(fā)明實(shí)施例提供的攻角線性自抗擾控制框圖；圖3是本發(fā)明實(shí)施例提供的攻角的定點(diǎn)階躍響應(yīng)圖；圖4是本發(fā)明實(shí)施例提供的非線性仿真中攻角響應(yīng)曲線圖；圖5是本發(fā)明實(shí)施例提供的非線性仿真中俯仰舵曲線圖。具體實(shí)施方式以下結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明，應(yīng)當(dāng)理解，以下所說(shuō)明的優(yōu)選實(shí)施例僅用于說(shuō)明和解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。針對(duì)常規(guī)布局飛機(jī)、無(wú)人機(jī)或者導(dǎo)彈等飛行器，本發(fā)明實(shí)施例的攻角的線性自抗擾控制包括以下步驟：步驟1:針對(duì)非線性方程描述的飛行器動(dòng)力學(xué)，得到縱向短周期運(yùn)動(dòng)的獨(dú)立小擾動(dòng)線性動(dòng)力學(xué)方程。針對(duì)一般飛行器的非線性方程描述，根據(jù)小擾動(dòng)線性化原理，得到縱向短周期運(yùn)動(dòng)的獨(dú)立小擾動(dòng)線性動(dòng)力學(xué)方程，如公式1所示。其中，α是攻角；是俯仰角；是俯仰角加速度；是俯仰角速度；θ是彈道傾角；是彈道傾角角速度；δe是升降舵偏，由升降舵控電壓δz驅(qū)動(dòng)；ωz是俯仰角速度，aα,分別是俯仰力矩對(duì)于α、δe和ωz的偏導(dǎo)數(shù)，bα,分別是升力系數(shù)對(duì)于α和δe的偏導(dǎo)數(shù)。通過(guò)公式1可以得到開(kāi)環(huán)傳遞函數(shù)，如公式2和公式3所示，本實(shí)施例的舵機(jī)傳遞函數(shù)時(shí)間常數(shù)遠(yuǎn)小于飛行器本體，因此近似認(rèn)為δe≈δz。Gδeωz(s)≈Gδzωz(s)=ωzδz=p(s+b)s2+a1s+a0---(2)]]>Gωzα(s)=αωz=bδzs+aωzbδz+aδzp(s+b)---(3)]]>其中，舵機(jī)傳遞函數(shù)Gr(s)滿足δe＝Gr(s)δz；s代表拉普拉斯變換算子，步驟2:選取合適的角速度反饋系數(shù)，得到此情況下的閉環(huán)系統(tǒng)特性，稱為廣義對(duì)象，即由于陀螺測(cè)量噪聲比較強(qiáng)，因此根據(jù)陀螺測(cè)量噪聲強(qiáng)度引入合適微分反饋系數(shù)，一般選取不超過(guò)1.0的微分反饋系數(shù)kd，產(chǎn)生角速度反饋?lái)?xiàng)kdωz形成人工阻尼，得到阻尼改善的閉環(huán)廣義對(duì)象，如公式4所示。ωzδz0=p(s+b)s2+(a1+kdp)s+(a0+kdpb)≈p(s+b)s+r---(4)]]>其中，代表角速度反饋?lái)?xiàng)kdωz補(bǔ)償之后的等效控制量，r代表近似之后被控對(duì)象的開(kāi)環(huán)頻帶，綜合公式3和公式4(即將二者相乘)，并考慮到的量級(jí)很小，得到公式5。αδz0≈aωzbδz+aδzs+r---(5)]]>步驟3：對(duì)于步驟2得到的廣義對(duì)象，設(shè)計(jì)擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器，對(duì)擴(kuò)張狀態(tài)進(jìn)行估計(jì)，將擴(kuò)張狀態(tài)估計(jì)值適當(dāng)縮放后用于廣義對(duì)象反饋補(bǔ)償，使得補(bǔ)償后的廣義對(duì)象(即)成為單積分器。公式5的時(shí)域形式中除了控制量的直接作用項(xiàng)外，其他一律歸入擴(kuò)張狀態(tài)，具體地說(shuō)，選取與控制量無(wú)關(guān)的項(xiàng)-rα為擴(kuò)張狀態(tài)，并采用如公式6的降階擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器對(duì)存在不確定性的擴(kuò)張狀態(tài)-rα進(jìn)行估計(jì)。z·=-ωoz-ωo2α-ωoKδz0z2=z+ωoα---(6)]]>其中，是對(duì)于α放大系數(shù)的近似估計(jì)，ωo是觀測(cè)器帶寬，z代表中間變量，沒(méi)有實(shí)際的物理意義，代表z的導(dǎo)數(shù)，z2就是對(duì)于擴(kuò)張狀態(tài)-rα的估計(jì)。為將被控對(duì)象(即公式5)轉(zhuǎn)換成標(biāo)準(zhǔn)的積分環(huán)節(jié)，選取虛擬控制其中，代表針對(duì)積分環(huán)節(jié)的虛擬控制變量，則得到公式7。αδz1≈1s---(7)]]>步驟4：最后對(duì)于補(bǔ)償后的廣義對(duì)象使用比例控制(對(duì)于單積分器，一個(gè)比例控制即可消除靜差，實(shí)現(xiàn)良好的動(dòng)態(tài)品質(zhì))，與前面的觀測(cè)器補(bǔ)償及角速度反饋共同構(gòu)成攻角的線性自抗擾控制。選取其中，αr是期望攻角，Kp代表比例控制增益，綜合和得到整個(gè)控制律的線性形式，如公式8所示。δz=Kp(αr-α)-z2K-kdωz---(8)]]>圖1是本發(fā)明實(shí)施例提供的攻角的線性自抗擾控制方法框圖，如圖1所示，步驟包括：步驟S101：在飛行器飛行期間，獲取飛行器當(dāng)前俯仰角速度ωz和當(dāng)前攻角α。步驟S102：對(duì)所述當(dāng)前攻角α和預(yù)配置的期望攻角αr的差值進(jìn)行自抗擾控制處理，得到自抗擾控制值步驟S102包括：將所述當(dāng)前攻角α與期望攻角αr相減，得到攻角差值(αr-α)，并將所述攻角差值(αr-α)輸入至自抗擾控制函數(shù)進(jìn)行自抗擾控制處理，得到自抗擾控制值。其中，是自抗擾控制值；Kp是比例控制增益，α是攻角，αr是期望攻角；z2是對(duì)擴(kuò)張狀態(tài)-rα的估計(jì)；r代表近似之后被控對(duì)象的開(kāi)環(huán)頻帶；K是對(duì)α放大系數(shù)的近似估計(jì)。步驟S103：將所述自抗擾控制值和所述當(dāng)前俯仰角速度的反饋值的差值輸入相應(yīng)傳遞函數(shù)進(jìn)行處理，得到下一時(shí)刻俯仰角速度。步驟S103包括：將所述當(dāng)前俯仰角速度ωz與微分反饋系數(shù)kd相乘，得到所述當(dāng)前俯仰角速度的反饋值kdωz，將所述自抗擾控制值和所述當(dāng)前俯仰角速度的反饋值kdωz相減，得到下一時(shí)刻升降舵控電壓δz，將所述下一時(shí)刻升降舵控電壓δz輸入至舵機(jī)的傳遞函數(shù)進(jìn)行處理，得到下一時(shí)刻升降舵偏δe，將所述下一時(shí)刻升降舵偏δe輸入至由升降舵偏至俯仰角速度的傳遞函數(shù)進(jìn)行處理，得到下一時(shí)刻俯仰角速度ωz。其中，s代表拉普拉斯變換算子；是俯仰力矩對(duì)于δz的偏導(dǎo)數(shù)；是升力系數(shù)對(duì)于δz的偏導(dǎo)數(shù)；aα是俯仰力矩對(duì)于α的偏導(dǎo)數(shù)；bα是升力系數(shù)對(duì)于α的偏導(dǎo)數(shù)；是俯仰力矩對(duì)于ωz的偏導(dǎo)數(shù)。步驟S104：根據(jù)所述下一時(shí)刻俯仰角速度，確定所述飛行器的下一時(shí)刻攻角。步驟S104包括：將所述下一時(shí)刻俯仰角速度ωz輸入至由俯仰角速度到攻角的傳遞函數(shù)進(jìn)行處理，得到下一時(shí)刻攻角α。本領(lǐng)域普通技術(shù)人員可以理解，實(shí)現(xiàn)上述實(shí)施例方法中的全部或部分步驟是可以通過(guò)程序來(lái)指令相關(guān)的硬件來(lái)完成，所述的程序可以存儲(chǔ)于計(jì)算機(jī)可讀取存儲(chǔ)介質(zhì)中，該程序在執(zhí)行時(shí)，包括步驟S101至步驟S104。其中，所述的存儲(chǔ)介質(zhì)可以為ROM/RAM、磁碟、光盤等。圖2是本發(fā)明實(shí)施例提供的攻角的線性自抗擾控制裝置框圖，圖2從宏觀上說(shuō)明了整個(gè)控制的信號(hào)流，包括：ADRC模塊、Gr模塊、模塊、模塊、kd模塊。ADRC模塊，用于將當(dāng)前攻角α和預(yù)配置的期望攻角αr的差值輸入進(jìn)行自抗擾控制處理，得到自抗擾控制值kd模塊，用于將所述當(dāng)前俯仰角速度ωz與微分反饋系數(shù)kd(即角速度反饋系數(shù))相乘，得到所述當(dāng)前俯仰角速度的反饋值kdωz。Gr模塊，用于將所述自抗擾控制值和所述當(dāng)前俯仰角速度的反饋值kdωz的差值輸入至舵機(jī)的傳遞函數(shù)進(jìn)行處理，得到下一時(shí)刻升降舵偏δe。模塊，用于將所述下一時(shí)刻升降舵偏δe輸入至由升降舵偏至俯仰角速度的傳遞函數(shù)進(jìn)行處理，得到下一時(shí)刻俯仰角速度ωz。模塊，用于將所述下一時(shí)刻俯仰角速度ωz輸入至由俯仰角速度到攻角的傳遞函數(shù)進(jìn)行處理，得到下一時(shí)刻攻角α。所述裝置的工作過(guò)程如下：步驟201：采集當(dāng)前俯仰角速度ωz和當(dāng)前攻角α。步驟202：將期望攻角αr與當(dāng)前攻角α相減，得到攻角差值(αr-α)作為ADRC模塊的輸入，進(jìn)行自抗擾控制處理，得到自抗擾控制值并將當(dāng)前俯仰角速度ωz輸入至kd模塊，將當(dāng)前俯仰角速度ωz與微分反饋系數(shù)kd相乘，得到當(dāng)前俯仰角速度的反饋值kdωz。步驟203：將自抗擾控制值與當(dāng)前俯仰角速度的反饋值kdωz相減，并將差值作為Gr模塊的輸入，由Gr模塊處理后得到下一時(shí)刻升降舵偏δe。步驟204：將下一時(shí)刻升降舵偏δe輸入至模塊，由模塊處理后得到下一時(shí)刻俯仰角速度ωz。步驟205：將下一時(shí)刻俯仰角速度ωz輸入至模塊，由模塊處理后得到下一時(shí)刻攻角α，實(shí)現(xiàn)對(duì)攻角α的控制。本發(fā)明實(shí)施例涉及航空航天領(lǐng)域的飛行器攻角控制技術(shù)，適用于快速的設(shè)計(jì)過(guò)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)。圖3是本發(fā)明實(shí)施例提供的攻角的定點(diǎn)階躍響應(yīng)圖，如圖3所示，說(shuō)明了對(duì)于線性小擾動(dòng)模型的定點(diǎn)階躍響應(yīng)特性，通過(guò)使用本實(shí)施例提出的方法，可以通過(guò)固定的控制參數(shù)使得不同工作點(diǎn)的攻角響應(yīng)在1s內(nèi)收斂到期望值，響應(yīng)速度快，而且不同特征點(diǎn)的響應(yīng)差別小。圖4是本發(fā)明實(shí)施例提供的非線性仿真中攻角響應(yīng)曲線圖，如圖4所示，說(shuō)明了對(duì)于非線性的響應(yīng)特性，通過(guò)使用本實(shí)施例提出的方法，可以保證攻角響應(yīng)的平穩(wěn)。圖5是本發(fā)明實(shí)施例提供的非線性仿真中俯仰舵曲線圖，如圖5所示，對(duì)應(yīng)于圖4的控制量曲線，通過(guò)使用本文提出的技術(shù)，可以保證俯仰舵平穩(wěn)而且需要的控制能量小。盡管上文對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)說(shuō)明，但是本發(fā)明不限于此，本
技術(shù)領(lǐng)域：
技術(shù)人員可以根據(jù)本發(fā)明的原理進(jìn)行各種修改。因此，凡按照本發(fā)明原理所作的修改，都應(yīng)當(dāng)理解為落入本發(fā)明的保護(hù)范圍。當(dāng)前第1頁(yè)1 2 3