一種三自由度直升機(jī)抗飽和姿態(tài)跟蹤控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[00011本發(fā)明提供一種三自由度（3-D0F)直升機(jī)抗飽和姿態(tài)跟蹤控制方法，它為三自由 度直升機(jī)提供一種抑制外界擾動影響、抗執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸入飽和的跟蹤期望姿態(tài)的新控制方 法，屬于自動控制技術(shù)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 直升機(jī)是一種以動力裝置驅(qū)動的旋翼作為主要升力及動力來源，能垂直起降及前 后、左右機(jī)動飛行的航空飛行器，不管是在軍事還是民用上面都有很廣泛的應(yīng)用。3-D0F直 升機(jī)是一類常見的欠驅(qū)動、高階次、多入多出(MHTO)的非線性系統(tǒng)，并且具有較強(qiáng)的通道耦 合特性，可以實(shí)現(xiàn)對實(shí)際直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)較為真實(shí)全面和客觀的模擬，是一臺驗(yàn)證各 種控制算法有效性的非常理想的科研平臺。然而，在3-D0F實(shí)現(xiàn)姿態(tài)跟蹤的過程中，當(dāng)3-D0F 模型本身存在不確定性，或在飛行時受到外界擾動干擾時，將會導(dǎo)致系統(tǒng)不穩(wěn)定;此外，由 于3-D0F直升機(jī)模型執(zhí)行機(jī)構(gòu)存在限位設(shè)置，從而出現(xiàn)執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和等問題。
[0003] 因此發(fā)明"一種三自由度直升機(jī)抗飽和姿態(tài)跟蹤控制方法"是把以上問題作為切 入點(diǎn)，而提出的有針對性、基于抗輸入飽和的3-D0F直升機(jī)模型的姿態(tài)跟蹤控制理論，可利 用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)逼近3-D0F直升機(jī)模型的不確定項(xiàng)，抑制外界擾動對系統(tǒng)的影響，改善執(zhí)行機(jī)構(gòu) 的飽和問題，保證系統(tǒng)的漸進(jìn)穩(wěn)定性，實(shí)現(xiàn)模型的有效姿態(tài)跟蹤，為3-D0F直升機(jī)的姿態(tài)跟 蹤控制工程提供了一種高效可行的設(shè)計手段。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] (1)目的：本發(fā)明的目的在于提供一種3-D0F直升機(jī)抗飽和姿態(tài)跟蹤控制方法，控 制工程師可以在結(jié)合實(shí)際參數(shù)的同時，按照該方法實(shí)現(xiàn)3-D0F直升機(jī)抗不確定項(xiàng)、抗擾動、 抗執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和問題的姿態(tài)跟蹤控制。
[0005] (2)技術(shù)方案:本發(fā)明"一種三自由度直升機(jī)抗飽和姿態(tài)跟蹤控制方法"，其主要內(nèi) 容及步驟是:先由給定的姿態(tài)角期望跟蹤值進(jìn)行誤差計算;然后根據(jù)姿態(tài)運(yùn)動學(xué)方程進(jìn)行 姿態(tài)運(yùn)動學(xué)控制計算得到虛擬控制律;利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)逼近3-D0F直升機(jī)模型中的不確定項(xiàng)， 設(shè)計輔助控制系統(tǒng)解決執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和問題，隨后基于3-D0F直升機(jī)動力學(xué)方程得到控制量； 最終將此控制量用于3-D0F直升機(jī)模型。在實(shí)際應(yīng)用當(dāng)中，3-D0F直升機(jī)的姿態(tài)、速度等狀態(tài) 量由組合慣導(dǎo)等傳感器測量得到，而由該方法計算得到的控制量將傳輸至舵機(jī)和螺旋槳等 執(zhí)行機(jī)構(gòu)，即可實(shí)現(xiàn)3-D0F直升機(jī)抗不確定項(xiàng)、抗擾動、抗執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和問題的姿態(tài)跟蹤控 制功能。
[0006] 本發(fā)明"一種三自由度直升機(jī)抗飽和姿態(tài)跟蹤控制方法"，其具體步驟如下：
[0007] 步驟一給定期望姿態(tài)Xd=[Pd ed]T。
[0008] 步驟二姿態(tài)角跟蹤誤差計算:計算期望姿態(tài)角與實(shí)際姿態(tài)角之間的誤差Zl = X-Xd。
[0009] 步驟三設(shè)計虛擬控制律Vd。
[0010] 步驟四神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)設(shè)計：= ，逼近3-D0F直升機(jī)動力學(xué)方程中的不確定 項(xiàng)。
[0011] 步驟五輔助控制系統(tǒng)設(shè)計:設(shè)計狀態(tài)量?，解決輸入飽和問題。
[0012] 步驟六模型控制律設(shè)計:利用輔助控制系統(tǒng)狀態(tài)量?修正姿態(tài)角速度跟蹤誤差項(xiàng)， 結(jié)合神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)估計不確定項(xiàng)，最終得到模型控制律。
[0013] 步驟七將模型控制律應(yīng)用于3-D0F直升機(jī)非線性模型，進(jìn)行姿態(tài)角跟蹤仿真。
[0014] 其中，在步驟一中所述的給定期望姿態(tài)角包括:期望姿態(tài)角為xd= [Pd ￡d]T，可以 是時間的函數(shù)Xd(t)，也可以是定值Xd(C)，期望姿態(tài)角的二個分量分別是地軸系下的俯仰 角、滾轉(zhuǎn)角。
[0015] 其中，在步驟二中所述的姿態(tài)角跟蹤誤差的計算方法如下：
[0016] zi = x-xd
[0017] 其中，X為3-D0F直升機(jī)的實(shí)際姿態(tài)角，χ=[Ρ ε]τ，其中，實(shí)際姿態(tài)角的二個分量分 別是地軸系下的俯仰角、滾轉(zhuǎn)角。
[0018] 其中，在步驟三中所述的虛擬控制律Vd，其計算方法如下：
[0019] 1)給出3-D0F直升機(jī)的動力學(xué)方程
[0020]根據(jù)附圖2得到3-D0F直升機(jī)的動力學(xué)方程為：
[0021]
[0022]其中JP，JE分別為3-D0F直升機(jī)體軸系下的俯仰軸、滾轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量;P，ε分別為 3-D0F直升機(jī)體軸系下的俯仰角、滾轉(zhuǎn)角;Ρ，ε分別為3-D0F直升機(jī)體軸系下的俯仰角、滾轉(zhuǎn) 角;La，L h分別為模型中的力臂;Ff和Fb分別是前后螺旋槳的輸出電壓;Kf是電壓和力之間的 轉(zhuǎn)換系數(shù);Mf，Mb和M w分別是前后螺旋槳和配重塊的質(zhì)量。
[0023] 將3-D0F直升機(jī)動力學(xué)模型整理成如下控制學(xué)模型形式：
[0024]
[0025] 其中
；x=[P e]T￡R2是地面坐標(biāo)系下的俯仰角速度、滾轉(zhuǎn) 角速度;v = [q P]TeR2為3-D0F直升機(jī)體軸系下的俯仰角速度、滾轉(zhuǎn)角速度；
[0026]
為系統(tǒng)未知的質(zhì)量矩陣；
[0027]
[0028] 為系統(tǒng)未知的重力慣量，其中m=Mwg · Lw_(Mf+Mb)g · La;D(v，x，t)eR2是附加的系 統(tǒng)未知干擾;u=[m u2]T=[Ff-Fsat Fb-Fsat]TS控制輸入矢量，前螺旋槳輸出電壓Ffe(〇， 2F sat)，后螺旋槳輸出電壓Fb e (〇，2Fsat); y為觀測輸出。
[0029] 2)設(shè)計虛擬控制律vd
[0030] 其設(shè)計方法如下：
[0031]
[0032] 其中，>〇 t，將Vd對時間求導(dǎo)數(shù)，從而得到
[0033]
[0034] 其中，在步驟四中所述的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，其設(shè)計方法如下：
[0035]用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)逼近3-D0F直升機(jī)動力學(xué)方程中的不確定項(xiàng)：
[0036]
[0037] 其中 f=[V,vF，0/]r;
[0038] 系統(tǒng)未知干擾：
[0039] Di(v,x,t)| < pi(v,x)+qi(t)
[0040] 其中，ρ(χ，ν) = [ρι(χ，ν)，p2(x，v)]T，歹= [$，％]r ；Z2 = V-Vd；
[0041 ] Sgn(Z2): = diag{sgn(Z2j)}，j = l，2。
[0042] 女去壬丨丨出$田基神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行不確定項(xiàng)估計，其計算方法如下：：
[0043]
[0044] 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)權(quán)向量：
[0046] ~，y.,
[0045]
[0047] 其中，AiER2x2，A,. =Λ:.- >0;β?>0;冷，1 = 1，2〇
[0048] 將泰積分迭代可得到4，最終得到#。
[0049] 基函數(shù)向量：
[0050]
[0051 ]其中，在步驟五中所述的輔助控制系統(tǒng)，其狀態(tài)量的計算方法如下：
[0052]
[0053] 其中，μ是一個很小的正值;K2ER2X2, Ji2 = Af Δ u = u-u〇為實(shí)際輸入量與控制 律的偏差量。
[0054] 將纟積分迭代可得到0，利用輔助控制系統(tǒng)參數(shù)0修正姿態(tài)角速度跟蹤誤差項(xiàng)，解 決系統(tǒng)輸入飽和問題。
[0055] 其中，在步驟六中所述的模型控制律，其計算方法如下：
[0056] 1)對輸入矢量限幅，其計算方法如下：
[0057]
[0058] 其中，輸入矢量u = [m u2]1，-Fsat < m < Fsat，i = 1，2;七扣為控制量所限定的最小 值，F(xiàn)sat為控制量所限定的最大值;伽是控制律uo的第i維分量。
[0059] 2)利用輔助控制系統(tǒng)修正姿態(tài)角速度跟蹤誤差項(xiàng)，其設(shè)計方法如下：
[0060] υ ...... ,
[0061] 其中，K3ER2X2，K3 = K3T>0〇
[0062] 其中，在步驟七中所述的將模型控制律應(yīng)用于3-D0F直升機(jī)非線性模型，進(jìn)行姿態(tài) 角跟蹤仿真，
[0063] 其方法如下：
[0064]將經(jīng)過限幅和輔助控制系統(tǒng)修正過的輸入量uo,即為3-D0F直升機(jī)非線性模型的 控制量。
[0065] (3)優(yōu)點(diǎn)及效果：
[0066]本發(fā)明"一種三自由度直升機(jī)抗飽和姿態(tài)跟蹤控制方法"，與現(xiàn)有技術(shù)比，其優(yōu)點(diǎn) 是：
[0067] 1)本方法避免模型線性化，可直接應(yīng)用于非線性模型，步驟簡潔高效，并能保證系 統(tǒng)的漸次穩(wěn)定性；
[0068] 2)本方法利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，從而良好的抑制了模型不確定性和外界擾動對系統(tǒng)的干 擾影響；
[0069] 3)本方法采用輔助控制系統(tǒng)解決飽和問題，使得執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和問題得到了大幅度 改善；
[0070] 4)本方法算法結(jié)構(gòu)簡單，響應(yīng)速度快，易于工程實(shí)現(xiàn)。
[0071] 在應(yīng)用過程中，控制工程師可以根據(jù)實(shí)際要求給定3-D0F直升機(jī)任意期望姿態(tài)角， 并將由該方法計算得到的控制量直接傳輸至執(zhí)行機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)姿態(tài)跟蹤控制的功能。
【附圖說明】
[0072]圖1為縱列式直升機(jī)實(shí)物圖；
[0073]圖2為本發(fā)明3-D0F直升機(jī)模型圖；
[0074] 符號說明如下：
[0075] u u為系統(tǒng)控制量；
[0076] uo uo為系統(tǒng)控制律；
[0077] -Fsat -Fsa為系統(tǒng)控制量所限定的最小值；
[0078] Fsat Fsat為系統(tǒng)控制量所限定的最大值；
[0079] u β為輔助控制系統(tǒng)參數(shù)；
[0080] vd Vd為虛擬控制律；
[0081] S(Z) S(Z)為神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)中基函數(shù)向量；
[0082] @ ?為神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)權(quán)向量；
[0083] y y為系統(tǒng)觀測輸出；
[0084] R(x) R(x)為3-D0F直升機(jī)體軸系和地面坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣；
[0085] zi Z1為期望姿態(tài)角與實(shí)際姿態(tài)角之間的誤差；
【具體實(shí)施方式】
[0086] 下面對本發(fā)明中的各部分設(shè)計方法作進(jìn)一步的說明：
[0087]本發(fā)明"一種三自由度直升機(jī)抗飽和姿態(tài)跟蹤控制方法"，見圖1、圖2所示，其具體 步驟如下：
[0088]步驟一