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CN110597054B - 一种共轴式无人直升机航向的线性变参数鲁棒性控制方法 - Google Patents

一种共轴式无人直升机航向的线性变参数鲁棒性控制方法 Download PDF

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CN110597054B
CN110597054B CN201910407338.1A CN201910407338A CN110597054B CN 110597054 B CN110597054 B CN 110597054B CN 201910407338 A CN201910407338 A CN 201910407338A CN 110597054 B CN110597054 B CN 110597054B
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CN
China
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unmanned helicopter
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control
linear
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邵义
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Zhejiang Huayi Aviation Technology Co ltd
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Zhejiang Huayi Aviation Technology Co ltd
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    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B13/00—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
    • G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
    • G05B13/04—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators
    • G05B13/042—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators in which a parameter or coefficient is automatically adjusted to optimise the performance

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Abstract

本发明公开了一种共轴式无人直升机航向的线性变参数鲁棒性控制方法，本发明通过基于鲁棒控制的基本框架，将控制器的参数随着无人直升机总距的变化而自动变化，用一个控制器适应全包线的飞行控制，既可保证控制系统的跟踪性能又大幅度提升适应能力，最终实现共轴无人直升机在不同的飞行速度、起飞重量、飞行高度等条件下均具有优越的控制性能。

Description

一种共轴式无人直升机航向的线性变参数鲁棒性控制方法
技术领域
本发明属于无人直升机自动飞行控制技术领域，具体涉及一种共轴式无人直升机航向的线性变参数鲁棒性控制方法。
背景技术
共轴无人直升机通过上下旋翼的桨距差动实现无人直升机的航向控制，在不同的飞行速度、起飞重量、飞行高度等条件下，共轴无人直升机的桨距不同，导致无人直升机的航向控制效率不同，因此在工作无人直升机的航向控制策略上需要根据不同的桨距采用不同的控制参数。
目前常用的控制方法有固定参数的PID控制和线性时不变的鲁棒控制，这些方法都不能保证在上述不同条件下的飞行控制效果。通常的做法是在飞行包线内选择一部分特征点，针对这些特征点，分别设计控制器，然后再用插值的方法实现连续控制。这种方式在设计调试实验等过程复杂而且性能不能得到保障。鲁棒控制作为一种现代控制方法理论比传统的PID控制具有更强的适应能力，目前已经在无人直升机上得到广泛的应用。但是在上述条件变化较大时，线性时不变的鲁棒控制也不能适应。而且线性时不变鲁棒控制的适应能力和跟踪性能是一对互相互斥的性能指标，一味的追求适应能力，将牺牲其跟踪性能。
发明内容
针对上述背景技术存在的问题，本发明旨在提供一种可实现共轴无人直升机在不同的飞行速度、起飞重量、飞行高度等条件下均具有优越的控制性能的线性变参数鲁棒性控制方法。
为此，本发明采用以下技术方案：一种共轴式无人直升机航向的线性变参数鲁棒性控制方法，包括以下步骤，
第1步，建立模型：
共轴无人直升机航向动力学模型：
Figure GDA0003750301700000011
航向角速率的阻尼特性与飞行速度呈线性关系。控制舵效跟总距成线性关系，忽略了速度的影响。其中，
Figure GDA0003750301700000012
r、V、δr、δc依次分别为航向角加速度、航向角速率、飞行速度、尾桨距、总距；arv、brv、arδ、brδ分别为模型参数，可通过飞行试验、参数辨识方法获得；
用线性系统描述表达式为
Figure GDA0003750301700000021
第2步，建立线性分式变换模型：
将飞行速度在其飞行范围之内进行归一化处理，归一化后的飞行速度记为
Figure GDA0003750301700000022
一般情况下δc∈[-1 1]，不再做归一化处理；将无人直升机航向动力学模型按照如下步骤建立线性分式变换模型；
Figure GDA0003750301700000023
视为未知不确定部分，δc视为其他未确定部分；这两部分的传递关系表达式为
Figure GDA0003750301700000024
Figure GDA0003750301700000025
不确定性包括归一化后的飞行速度
Figure GDA0003750301700000026
和总距δc两个部分，即
Figure GDA0003750301700000027
系统描述表达式为：
Figure GDA0003750301700000028
第3步控制器设计：
基于经典H无穷鲁棒控制器的设计框架，在控制器K(s)上添加随着不确定性Θ进行自适应变化的模块；
为了利用传统的鲁棒控制架构，将控制器的不确定模块和模型的不确定模块合并，控制对象模型扩展为Pa(s)；
Figure GDA0003750301700000031
系统框架结构式如上式所示，已经变换为经典H无穷鲁棒控制器的设计框架，利用鲁棒控制方法如LMI方法求解、基于Riccati方程方法求解等进行解算得到控制器K(s)；
本发明可以达到以下有益效果：本发明通过选择总距和飞行速度作为控制的自变量，而不是选择飞行速度、起飞重量、飞行高度等飞行条件相关的参数，简化了自变量也就降低了整个控制系统的复杂度。另外本发明以H无穷鲁棒控制作为基本框架，随着飞行状态的变化，鲁棒控制器参数自适应调整，扩大传统鲁棒控制器的自适应范围并提高全包线飞行条件下的鲁棒性和控制性能。
附图说明
图1为无人直升机航向动力学模型按照如下步骤建立线性分式变换模图。
图2为PS框架表达示意图。
图3为控制器的闭环系统的结构框图。
图4为控制器求解框架示意图。
具体实施方式
本发明一种共轴式无人直升机航向的线性变参数鲁棒性控制方法，包括以下步骤，如图1-图4所示
第1步，建立模型：
共轴无人直升机航向动力学模型：
Figure GDA0003750301700000041
航向角速率的阻尼特性与飞行速度呈线性关系。控制舵效跟总距成线性关系，忽略了速度的影响。其中，
Figure GDA0003750301700000042
r、V、δr、δc依次分别为航向角加速度、航向角速率、飞行速度、尾桨距、总距；arv、brv、arδ、brδ分别为模型参数，可通过飞行试验、参数辨识方法获得；
用线性系统描述表达式为
Figure GDA0003750301700000043
第2步，建立线性分式变换模型：
将飞行速度在其飞行范围之内进行归一化处理，归一化后的飞行速度记为
Figure GDA0003750301700000044
一般情况下δc∈[-1 1]，不再做归一化处理；将无人直升机航向动力学模型按照如下步骤建立线性分式变换模型，如图1所示；其中
Figure GDA0003750301700000045
视为未知不确定部分，δc视为其他未确定部分；这两部分的传递关系表达式为
Figure GDA0003750301700000046
Figure GDA0003750301700000047
不确定性包括归一化后的飞行速度
Figure GDA0003750301700000048
和总距δc两个部分，即
Figure GDA0003750301700000049
系统描述表达式为：
Figure GDA00037503017000000410
图示描述为：其中dθ＝[dV dδ]T，eθ＝[eV eδ]T。
第3步，控制器设计：
基于经典H无穷鲁棒控制器的设计框架，在控制器K(s)上添加随着不确定性Θ进行自适应变化的模块，则带着控制器的闭环系统的结构框图如下图3所示：
为了利用传统的鲁棒控制架构，将控制器的不确定模块和模型的不确定模块合并，控制对象模型扩展为Pa(s)；
Figure GDA0003750301700000051
系统框架结构式如上式所示，已经变换为经典H无穷鲁棒控制器的设计框架，利用鲁棒控制方法如LMI方法求解、基于Riccati方程方法求解等进行解算得到控制器K(s)，如图4所示。
以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (1)

1.一种共轴式无人直升机航向的线性变参数鲁棒性控制方法，其特征在于包括以下步骤：
第1步，建立模型：
共轴无人直升机航向动力学模型为：
Figure FDA0003750301690000018
其中，
Figure FDA0003750301690000019
r、V、δr、δc依次分别为航向角加速度、航向角速率、飞行速度、尾桨距、总距；arv、brv、arδ、brδ分别为模型参数，可通过飞行试验、参数辨识方法获得；
用线性系统描述表达式为
Figure FDA0003750301690000011
第2步，建立线性分式变换模型：
将飞行速度在其飞行范围之内进行归一化处理，归一化后的飞行速度记为
Figure FDA0003750301690000012
将无人直升机航向动力学模型按照如下步骤建立线性分式变换模型：
Figure FDA0003750301690000013
视为未知不确定部分，δc视为其他未确定部分；这两部分的传递关系表达式为
Figure FDA0003750301690000014
Figure FDA0003750301690000015
不确定性包括归一化后的飞行速度
Figure FDA0003750301690000017
和总距δc两个部分，即
Figure FDA0003750301690000016
系统描述表达式为：
Figure FDA0003750301690000021
第3步，控制器设计：
基于经典H无穷鲁棒控制器的设计框架，在控制器K(s)上添加随着不确定性Θ进行自适应变化的模块；
为了利用传统的鲁棒控制架构，将控制器的不确定模块和模型的不确定模块合并，控制对象模型扩展为Pa(s)；
Figure FDA0003750301690000022
系统框架结构式如上式所示，已经变换为经典H无穷鲁棒控制器的设计框架，利用鲁棒控制器求解方法中的LMI求解方法或基于Riccati方程的求解方法进行解算得到控制器K(s)。
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