申请/专利权人：西北工业大学

申请日：2021-07-31

公开（公告）日：2024-07-05

公开（公告）号：CN113625732B

主分类号：G05D1/495

分类号：G05D1/495;G05D1/46;G05D101/10;G05D109/20

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.07.05#授权;2021.11.26#实质审查的生效;2021.11.09#公开

摘要：本发明公开了一种基于角加速度估计的增量反馈逆角速度控制律设计方法，用于提高先进飞行器面对干扰的鲁棒性，并且解决传统增量反馈逆飞行控制中角加速度信号难以获取的问题。根据已有气动参数结合自适应算法实时估计角加速度，进而反馈估计角加速度信号来设计增量反馈逆飞行控制律。由于估计出的角加速度信号具有噪声小，实时性高的特点，因此所提出基于角加速度估计的增量反馈逆方法的飞行控制律在继承了传统增量反馈逆控制的鲁棒性的优点，与此同时，该方法结构简单，抗噪性好以及对延迟敏感度低，因此对提高先进飞机飞行控制系统鲁棒性和控制性能具有重要价值。

主权项：1.一种基于角加速度估计的增量反馈逆角速度控制律设计方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：根据风洞实验或者计算软件得到的气动参数，建立飞机角速度运动方程： 其中，J表示转动惯量矩阵，p、p、r分别表示滚转、俯仰和偏航角速度；L、M和N分别表示滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩，L、M和N和各自对应的力矩系数Cl、Cm和Cn之间对应关系如下： 式中Q为动压，S为翼面面积，b和分别表示飞行器展长和平均气动弦长；步骤2：根据气动参数与控制面的相关程度，将式2拆分为两部分，一部分是由飞机状态产生，记为另一部分则是由操纵面产生，记为展开为： 式中，δa、δe和δr表示副翼、升降舵和方向舵，是飞行控制系统的输入；Cl′β，p，r、以及Cn′β，p，r表示与飞行状态相关的气动导数；和分别表示与操纵面相关的操纵导数；α、β分别表示迎角和侧滑角；步骤3：将飞机角速度运动方程式1简写成： 其中， 步骤4：引用泰勒级数的方法，展开飞机角速度运动方程式4： 其中，ω0和u0分别表示前一时刻的角速度和舵面输入量，表示飞行状态产生的力矩，表示控制效能矩阵；考虑主导因素忽略角速度变化以及高阶项对角加速度的影响，将式4转化为： 具体展开如下： 其中，p0、q0、r0分别表示前一时刻的滚转、俯仰和偏航角速度，δa，0、δe，0、δr，0分别表示前一时刻的副翼、升降舵和方向舵的偏转；步骤5：将气动参数结合基于投影算子的自适应律估计角加速度信号，具体步骤如下：步骤5-1：根据飞行器已有状态和气动参数，结合式4估计前一时刻的角加速度具体如下： 步骤5-2：根据气动数据存在的建模误差Δfω和ΔGω，式9变为： 其中，Δfω和ΔGω分别表示与状态、输入相关的扰动；步骤5-3：在满足Lyapunov稳定性的要求下，采用基于投影算子的自适应律估计建模误差扰动影响，基于投影算子的自适应律设计结果如下： 其中，et＝ωreft-ωt为角速度ωt与指令信号ωreft的误差；Γ1和Γ2为自适应增益，Γ1和Γ2与误差et成反比；和分别是建模误差Δfω和ΔGω的估计值，Proj表示投影算子运算符，具体定义如下： 其中，θ表示集合的边界，fθ表示凸函数，y表示函数的输出；投影算子符的含义如下：当θ∈Rn|fθ≤0时，投影算子Projθ，y不会改变y；当θ∈Rn|0≤fθ≤1时，若时，投影算子Projθ，y同样不会改变y；相反，如果成立，投影算子Projθ，y就会减去一个垂直于边界的向量，从而得到从原始矢量场到相对于矢量场Ω1向内或相切的向量y的光滑转换；因此，角加速度最终的估计形式为： 步骤6：采用增量反馈逆的方法设计角速度飞行控制律；采用泰勒级数方法获得增量形式的角速度运动方程，因此增量反馈逆角速度飞行控制律形式如下： 式中虚拟控制量y表示期望的角加速度动态，通常由线性控制器设计，其结果如下： 式中，pref、qref、rref分别表示滚转、俯仰和偏航角速度的指令信号，ωp、ωq、ωr表示滚转、俯仰和偏航角速度的带宽。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 西北工业大学 基于角加速度估计的增量反馈逆角速度控制律设计方法

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