基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法.pdf

《基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法.pdf》由会员分享，可在线阅读，更多相关《基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法.pdf（17页珍藏版）》请在专利查询网上搜索。

1、(10)申请公布号 CN 104298109 A (43)申请公布日 2015.01.21 C N 1 0 4 2 9 8 1 0 9 A (21)申请号 201410492232.3 (22)申请日 2014.09.23 G05B 13/04(2006.01) G05D 1/10(2006.01) (71)申请人南京航空航天大学 地址 210016 江苏省南京市秦淮区御道街 29号 (72)发明人陈欣 杨艺 李春涛 朱熠 (74)专利代理机构江苏圣典律师事务所 32237 代理人贺翔 (54) 发明名称 基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控 制方法 (57) 摘要 本发明公开了一种基于多控。

2、制器融合的无尾 飞行器协调转弯控制方法，属于飞行器自动控制 技术领域。本发明将控制器分为内环控制和外环 控制；其中内环控制以鲁棒自适应非线性逆控制 为主控制器，并采用H 次最优控制为补偿器，而 外环控制器采用非线性逆控制。本发明结合无尾 飞行器在转弯中的运动学特性，将多控制方法相 融合，从而解决了无尾飞行器在转弯过程中存在 的非线性耦合、航向静不稳定以及不确定扰动等 问题，采用多控制器协调组合的控制方式使得无 尾飞行器稳定、准确、快速地完成协调转弯。 (51)Int.Cl. 权利要求书3页 说明书8页 附图5页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书3页 说明书。

3、8页 附图5页 (10)申请公布号 CN 104298109 A CN 104298109 A 1/3页 2 1.一种基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法,其特征在于：所述多控制 器分为对滚转角速率p与偏航角速率r的内环控制、对航迹滚转角 w 和侧滑角的外环 控制；所述内环控制以鲁棒自适应非线性逆控制为主控制器，并采用H 次最优控制为补偿 器，所述外环控制器采用非线性逆控制；其控制过程包括： 1)、外环控制器根据制导环节的期望指令与飞行器当前的航迹滚转角 w 与侧滑角 状态反馈，通过求逆运算得到滚转角速率p、偏航角速率r的期望值并输出到鲁棒模型参考 控制器； 2)、鲁棒模型参考控制器接。

4、收到来自外环控制器的期望指令,并依据参考模型动态与 飞行器实际输出的动态误差e来自适应调节鲁棒模型参考控制器的参数，得出鲁棒模型参 考自适应控制量； 3)、H 补偿器依据动态误差e对鲁棒模型参考自适应控制进行补充并与步骤2)所到鲁 棒模型参考自适应控制量综合得到鲁棒自适应虚拟滚转控制力矩与偏航控制力矩N a 输 出到内环逆控制器； 4)、内环逆控制器根据鲁棒自适应虚拟滚转控制力矩与偏航控制力矩N a 以及飞行器 当前的状态反馈，通过逆控制抵消飞行器的非线性耦合项，得到飞行器当前所需要的真实 滚转控制力矩与偏航控制力矩N并输出到控制分配环节； 5)、控制分配环节将所需的控制力矩量分配到飞行器的各。

5、个执行舵机，实现协调转 弯控制。 2.根据权利要求1所述的基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法,其特征 在于：所述主控制器采用滚转p与偏航角速率r作为反馈控制信号，构造鲁棒自适应非线性 逆控制，其构建步骤为： 1)、建立无尾飞行器滚转角速率p与偏航角速率r内环非线性动力学模型： 其中， I x I z -I xz 2 ；c 1 -c 6 为内环模型系数；I x 、I y 、I z 与I xz 表示无尾飞行器的转动惯量 和惯性积；q为俯仰角速率；与N为待设计的滚转与偏航力矩控制量； 2)、构建内环逆控制器： 其中，为任意选取的控制参数，u p ,u r T 为待设计的鲁 棒自适应控制器；。

6、 3)、构建鲁棒自适应控制器，将步骤2)内环逆控制器代入内环非线性动力学方程有： 权 利 要 求 书CN 104298109 A 2/3页 3 其中，X Lat p,r T 为横侧向状态向量，U Lat u p ,u r T 为待设计的鲁棒自适应控制 器，为解耦后的状态矩阵，为解耦后的控制输入阵，C 57.3,57.3为输出矩阵； 4)、选取参考模型： 其中：为构造的参考模型状态量，p m 为参考模型的滚转角速率期望状 态输出，r m 为偏航角速率滚转角速率期望状态输出；U g 为外环控制器给定的期望指令，U g p g ,r g T ；A m 为任意选取的2阶霍尔维茨方阵，B m 、C m 。

7、为任意选取的参数向量； 5)、构造鲁棒模型参考自适应控制： 与鲁棒自适应律： 其中：为自适应控制器U Lat 参数向量； 1 p p g 为滚转通 道状态向量， 2 r r g 为偏航通道状态向量，为滚转与偏航通道状态跟 踪误差向量； T 0为自适应增益阵；Proj为投影算子。 3.根据权利要求1或2所述的基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法,其 特征在于：所述H 补偿器根据加入主控制器后的闭环系统构建，H 补偿器与主控制器的嵌 套组合，其构建步骤为： 1)、由主控制器得到闭环系统跟踪误差方程： 其中： 1 , 2 T ；e y 为构造的期望误差输出；表示内环主控器中自适应参数估 计误。

8、差，表示不确定输入扰动；U 为待设计的H 补偿器； 2)、引入增广误差状态e z e y 构成增广跟踪误差动态： 权 利 要 求 书CN 104298109 A 3/3页 4 3)、选取任意对称2阶正定阵R、S以及0，并给出性能指标，所述性能指标 满足：求解Riccati方程： 若无上述方程无解，则不断减小0的值并重复此步骤，得到H次最优控制U Ke，其中状态反馈增益 4.根据权利要求3所述的基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法,其特征 在于：所述外环逆控制器采用基于航迹滚转角 w 和侧滑角的非线性逆控制，构建外环 逆控制器，其构建步骤为： 1)、建立无尾飞行器外环运动学模型： 其中，。

9、为侧滑角、为迎角、 w 为航迹滚转角；A y 与A z 为风轴系内的侧向与法向过 载；为飞行器当前的飞行速度标量；p g ,r g T 为待设计的外环控制器； 2)、构建外环逆控制器： 其中，a 0、a 0、b 0、b 0为任意选取的控制器参数； g 与 g 为侧滑角 与航迹滚转角期望指令。 权 利 要 求 书CN 104298109 A 1/8页 5 基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法 技术领域 0001 本发明涉及一种无尾飞行器协调转弯控制方法，具体讲是一种基于多控制器融合 的无尾飞行器协调转弯控制方法，属于飞行器自动控制技术领域。 背景技术 0002 协调转弯是指飞行器在水平面。

10、内转弯时，滚转运动与偏航运动两者耦合影响最 小，即侧滑角为零，并保持飞行高度的机动动作。无尾飞行器(Tailless Plane)，由于其取 消了尾翼使飞机的目标特征尺寸、机构重量大为减小，从而极大地提高了其隐身性能。但取 消垂尾之后，飞行器将变为航向静不稳定，且横滚静稳定性也将减小。这导致了无尾飞行器 在转弯时侧滑角逐渐增大，侧滑角的变化产生的附加滚转力矩反过来会影响滚转控制；同 时由于偏航静不稳定性，侧滑角将持续增大呈发散趋势，这将严重影响飞行器的飞行品质 和飞行安全。现有的无尾飞行器协调转弯控制仅通过引入侧滑角反馈来改善航向静不稳定 性，而没有通过精确的前馈补偿使飞行器机体的偏航角速率准。

11、确地跟随速度矢量的偏转速 率变化。此外，在实际转弯过程中，由于外部环境造成的扰动以及非定常气动力和偏航与滚 转通道之间非线性运动耦合的影响将对整个飞行器的稳定性造成不可忽略的影响，导致飞 行器存在飞行隐患。 发明内容 0003 本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术缺陷，提供一种基于多控制器融合 能稳定、准确、快速地实现无尾飞行器协调转弯控制方法。 0004 为了解决上述技术问题，本发明提供的基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯 控制方法,所述多控制器分为对滚转角速率p与偏航角速率r的内环控制、对航迹滚转角 w 和侧滑角的外环控制；所述内环控制以鲁棒自适应非线性逆控制为主控制器，并采 用H 。

12、次最优控制为补偿器，所述外环控制器采用非线性逆控制；其控制过程包括： 0005 1)、外环控制器根据制导环节的期望指令与飞行器当前的航迹滚转角 w 与侧滑 角状态反馈，通过求逆运算得到滚转角速率p、偏航角速率r的期望值并输出到鲁棒模型 参考控制器； 0006 2)、鲁棒模型参考控制器接收到来自外环控制器的期望指令,并依据参考模型动 态与飞行器实际输出的动态误差e来自适应调节鲁棒模型参考控制器的参数，得出鲁棒模 型参考自适应控制量； 0007 3)、H 补偿器依据动态误差e对鲁棒模型参考自适应控制进行补充并与步骤2)所 到鲁棒模型参考自适应控制量综合得到鲁棒自适应虚拟滚转控制力矩与偏航控制力矩 。

13、N a 输出到内环逆控制器； 0008 4)、内环逆控制器根据鲁棒自适应虚拟滚转控制力矩与偏航控制力矩N a 以及飞 行器当前的状态反馈，通过逆控制抵消飞行器的非线性耦合项，得到飞行器当前所需要的 说 明 书CN 104298109 A 2/8页 6 真实滚转控制力矩与偏航控制力矩N并输出到控制分配环节； 0009 5)、控制分配环节将所需的控制力矩量分配到飞行器的各个执行舵机，实现协 调转弯控制。 0010 本发明中，所述主控制器采用滚转p与偏航角速率r作为反馈控制信号，构造鲁棒 自适应非线性逆控制，其构建步骤为： 0011 1)、建立无尾飞行器滚转角速率p与偏航角速率r内环非线性动力学模型。

14、： 0012 0013 其中， I x I z -I xz 2 ；c 1 -c 6 为内环模型系数；I x 、I y 、I z 与I xz 表示无尾飞行器的转动惯量 和惯性积；q为俯仰角速率；与N为待设计的滚转与偏航力矩控制量； 0014 2)、构建内环逆控制器： 0015 0016 其中，为任意选取的控制参数，u p ,u r T 为待设计 的鲁棒自适应控制器； 0017 3)、构建鲁棒自适应控制器，将步骤2)内环逆控制器代入内环非线性动力学方程 有： 0018 0019 其中，X Lat p,r T 为横侧向状态向量，U La tu p ,u r T 为待设计的鲁棒自适应 控制器，为解耦后。

15、的状态矩阵，为解耦后的控制输入阵，C 57.3,57.3为输出矩阵； 0020 4)、选取参考模型： 0021 0022 其中：为构造的参考模型状态量，p m 为参考模型的滚转角速率期 望状态输出，r m 为偏航角速率滚转角速率期望状态输出；U g 为外环控制器给定的期望指令， U g p g ,r g T ；A m 为任意选取的2阶霍尔维茨方阵，B m 、C m 为任意选取的参数向量； 0023 5)、构造鲁棒模型参考自适应控制： 说 明 书CN 104298109 A 3/8页 7 0024 0025 与鲁棒自适应律： 0026 0027 其中：为自适应控制器U Lat 参数向量； 1 p。

16、 p g 为滚 转通道状态向量， 2 r r g 为偏航通道状态向量，为滚转与偏航通道 状态跟踪误差向量； T 0为自适应增益阵；Proj为投影算子。 0028 本发明中，所述H 补偿器根据加入主控制器后的闭环系统构建，H 补偿器与主控 制器的嵌套组合，其构建步骤为： 0029 1)、由主控制器得到闭环系统跟踪误差方程： 0030 0031 其中： 1 , 2 T ；e y 为构造的期望误差输出；表示内环主控器中自适应参 数估计误差，表示不确定输入扰动；U 为待设计的H 补偿器； 0032 2)、引入增广误差状态e z e y 构成增广跟踪误差动态： 0033 0034 3)、选取任意对称2阶。

17、正定阵R、S以及0，并给出性能指标，所述性能指标 满足：求解Riccati方程： 0035 0036 若无上述方程无解，则不断减小0的值并重复此步骤，得到H次最优控制 U Ke，其中状态反馈增益 0037 本发明中，所述外环逆控制器采用基于航迹滚转角 w 和侧滑角的非线性逆控 制，构建外环逆控制器，其构建步骤为： 0038 1)、建立无尾飞行器外环运动学模型： 0039 0040 其中，为侧滑角、为迎角、 w 为航迹滚转角；A y 与A z 为风轴系内的侧向与法 说 明 书CN 104298109 A 4/8页 8 向过载；为飞行器当前的飞行速度标量；p g ,r g T 为待设计的外环控制器。

18、； 0041 2)、构建外环逆控制器： 0042 0043 其中，a 0、a 0、b 0、b 0为任意选取的控制器参数； g 与 g 为侧 滑角与航迹滚转角期望指令。 0044 本发明的有益效果在于：通过非线性逆控制来解决无尾飞行器侧滑角发散与通道 间耦合问题，并采用鲁棒自适应方法来抑制飞行环境中不确定非定常力与力矩扰动，且在 不影响解耦性与稳定性前提下，通过H补偿器来提升主控制器的瞬态与稳态性能，避免 在转弯过程中由于航向静不稳定造成的侧滑角的振荡而导致的飞行器的左右摆动；其依据 加入主控器后的闭环系统输出跟踪误差动态方程，通过求解Riccati方程得到合适的H 补偿器参数，使得飞行器状态跟。

19、踪误差足够小，这种多控制器协调组合的控制方式使得能 够稳定、准确、快速地实现协调转弯。 附图说明 0045 图1本发明中多控制器融合示意图； 0046 图2是本发明中内环控制器结构图； 0047 图3是本发明中外环控制器结构图； 0048 图4是本发明中H补偿器参数选取流程图； 0049 图5是本发明中协调转弯轨迹与侧滑角响应曲线； 0050 图6是本发明中内环控制对随机风扰动抑制效果图。 具体实施方式 0051 下面结合附图对本发明作进一步详细说明。 0052 如图1所示，本发明基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法中通过将 整个控制器分为对滚转角速率p与偏航角速率r的内环控制，以及对。

20、航迹滚转角 w 与侧 滑角的外环控制；其中内环控制以鲁棒自适应非线性逆控制为主控制器，使飞行器的输 出跟踪参考模型的滚转角速率期望状态输出p m 与偏航角速率滚转角速率期望状态输出r m ， 并采用H 次最优控制为补偿器，而外环控制器采用非线性逆控制。其工作流程如下： 0053 1、外环控制器接收来自制导环节的期望指令与飞行器当前的航迹滚转角 w 与侧 滑角状态反馈，通过求逆运算得到滚转角速率p、偏航角速率r的期望值并输出到内环控 制器。 0054 2、内环鲁棒模型参考控制器接收到来自外环控制器的期望指令,并依据内环参 考模型动态与飞行器实际输出的动态误差e来自适应调节鲁棒模型参考控制器的参数。

21、，给 出鲁棒模型参考自适应控制量。 0055 3、与此同时，H 补偿器依据动态误差e对鲁棒模型参考自适应控制进行补充，从 而避免鲁棒模型参考控制器参数估计误差对系统性能造成的不利影响，综合得到鲁棒自适 应虚拟滚转控制力矩与偏航控制力矩N a 并输出到内环逆控制器。 说 明 书CN 104298109 A 5/8页 9 0056 4、内环逆控制器根据鲁棒自适应虚拟滚转控制力矩与偏航控制力矩N a 以及飞 行器当前的空速V、机体轴三轴角速率(即滚转角速率p、偏航角速率r、俯仰角速率q)与风 轴系的侧向过载Ay和法向过载Az状态反馈，通过逆控制抵消飞行器的非线性耦合项，得到 飞行器当前所需要的真实滚。

22、转控制力矩与偏航控制力矩N并输出到控制分配环节。 0057 5、由控制分配环节将所需的控制力矩量分配到飞行器的各个执行舵机，实现协 调转弯控制。 0058 现以某飞翼构型无人机为例具体介绍多控制器构建及工作过程： 0059 首先构造主控制器，其控制结构如图2所示；主控制器采用基于偏航角速率r与滚 转角速率p作为被控量，采用鲁棒自适应非线性逆控制，其中鲁棒自适应控制嵌套在非线 性逆控制当中并依据解耦后的线性系统所设计； 0060 1、建立无尾飞行器滚转角速率p与偏航角速率r内环非线性动力学模型： 0061 0062 其中： I x I z -I xz 2 ；c 1 -c 6 为内环模型系数；I 。

23、x 、I y 、I z 与I xz 表示无尾飞行器的转动惯 量和惯性积，为飞行器的基本制造参数；q为俯仰角速率、p为滚转角速率、r为偏航角速率； 与N为待设计的滚转与偏航力矩控制量；本样例中飞翼无人机的转动惯量与惯性积得到 如下内环模型系数：c 1 -1.376，c 2 0.0341，c 3 0.3816，c 4 0.0452，c 5 1.9381，c 6 0.0141 0063 2、构建如下内环逆控制器： 0064 0065 其中，为任意选取的控制参数，u p ,u r T 为待设计 的鲁棒自适应控制器；设本例飞翼无人机 0066 3、为了抑制不确定的扰动，构建鲁棒自适应控制器，将上述内环逆。

24、控制器代入内 环非线性动力学方程有： 0067 0068 其中，X Lat p,r T 为横侧向状态向量，U Lat u p ,u r T 为待设计的鲁棒自适应控 制器，为解耦后的状态矩阵(霍尔维茨阵)，为解耦后的控 制输入阵，C57.3,57.3为输出矩阵； 0069 4、选取参考模型： 说 明 书CN 104298109 A 6/8页 10 0070 0071 0072 其中：为构造的参考模型状态量，U g 为外环控制器给定的期望指 令，U g p g ,r g T ；A m 为任意选取的2阶霍尔维茨方阵，B m 、C m 为任意选取的参数向量； 0073 5、构造鲁棒模型参考自适应控制：。

25、 0074 0075 与鲁棒自适应律： 0076 0077 其中，为自适应控制器 U Lat 参数向量； 1 p p g 为滚转通道状态向量， 2 r r g 为偏航通道状态向量， 为滚转与偏航通道状态跟踪误差向量； T 0为自适应增益阵； Proj为投影算子，其保证自适应参数与的估计值小于给定的常数c，即： 0078 0079 其中： a (1,0)。 0080 其次，依据加入主控制器后的闭环系统构建H 补偿器，得出H 次最优控制，H 补 偿器与主控制器的嵌套组合，如图3所示，图中X表示纬度、Y表示经度、H表示海拔高度； H 补偿器在闭环系统加入主控制器后，考虑输入端的不确定扰动并依据闭环系。

26、统输出跟踪 误差动态所设计，将主控制器中参数估计误差与外部扰动一并看作不确定扰动项，通过设 计H补偿器来组合调节闭环系统瞬态与稳态性能； 0081 1、由所设计的主控制器可得闭环系统跟踪误差方程： 0082 说 明 书CN 104298109 A 10 7/8页 11 0083 其中， 1 , 2 T ；e y 为构造的期望误差输出；表示内环主控器中自适应参 数估计误差，表示不确定输入扰动；U 为待设计的H 补偿器； 0084 2、引入增广误差状态e z e y 构成增广跟踪误差动态： 0085 0086 其中 0087 3、设计H 次最优控制U Ke：选取任意2阶正定阵RSI 22 ，且令 。

27、0.1，0.5。通过Matlab中CARE指令求Riccati方程： 0088 0089 得到：与H 状态反馈阵 0090 设计参数0.1，0.5的选取过程如图4所示； 0091 若无上述方程无解，则不断减小0的值并重复此步骤，得到H 次最优控制U Ke，其中状态反馈增益该H 次最优控制器能够保证扰动项到 误差输入e y 的传递函数G e (s)的H 诱导范数小于预先给定的性能指标。 0092 最后，构建外环逆控制器，所述外环逆控制器采用基于航迹滚转角 w 和侧滑角 的非线性逆控制： 0093 1、建立无尾飞行器外环运动学模型： 0094 0095 其中，为侧滑角、为迎角、 w 为航迹滚转角；。

28、A y 与A z 为风轴系内的侧向与法 向过载；为飞行器当前的飞行速度标量；p g ,r g T 为待设计的外环控制器； 0096 2、构造外环逆控制器： 0097 0098 其中，a 0、a 0、b 0、b 0为任意选取的控制器参数；本样例中a -1，b 1，a -2，b 2； g 0， g 为制导环给出的期望航迹滚转指令。 0099 整个仿真过程在MATLAB/simulink环境下运行，由外环制导指令给出协调转弯指 令( g 45)，并在输入端加入正弦波形式的有界滚转力矩扰动。由飞行轨迹仿真曲线 图所示，飞行器以固定转弯半径实现转弯；由侧滑角响应曲线可以看到，如图5所示，在整 个转弯过程。

29、中侧滑角瞬态值不大于2而稳态值保持在0，实现了无尾飞行器的协调转 弯控制。如图6所示，在加入典型有界扰动时，由于自适应控制与H 补偿器的作用，滚转角 说 明 书CN 104298109 A 11 8/8页 12 速率的跟踪误差在足够小的有界范围内，保证了飞行安全与指令跟踪特性。 0100 以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人 员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的 保护范围。 说 明 书CN 104298109 A 12 1/5页 13 图1 图2 说 明 书 附 图CN 104298109 A 13 2/5页 14 图3 说 明 书 附 图CN 104298109 A 14 3/5页 15 图4 说 明 书 附 图CN 104298109 A 15 4/5页 16 图5 说 明 书 附 图CN 104298109 A 16 5/5页 17 图6 说 明 书 附 图CN 104298109 A 17 。