[发明专利]一种针对飞机三轴角速率控制的自抗扰型PID调参方法

说明书

本发明提出一种针对飞机三轴角速率控制的自抗扰型PID调参方法，该控制方法在存在模型不确定的情况下，能及时补偿非线性气动参数变化和耦合引起的总扰动影响，使飞机角速度动态响应尽可能快而平稳地达到控制目标。包括：1、设计跟踪微分器(TD)规划跟踪角速度指令的理想动态过程及其变化率；2、设计在线补偿总扰动的三轴角速度PID控制虚拟控制量；3、根据虚拟控制量求解对应的舵偏角。本发明充分考虑了各通道非线性未知动态、耦合不确定性动态及外部扰动等对飞行的影响，依然采用简单的PID控制结构，通过独特的参数调节技术，进行扰动的实时估计与补偿，可以在不确定动态及扰动等存在下实现飞机角速度快速变化要求的动态响应和控制精度的一致性。

技术领域

本发明属于飞机角速率控制技术的设计领域，具体内容涉及到飞机角速率控制的自抗扰型PID调参方法，该方法可以解决带有气动参数非线性不确定性与多通道耦合不确定性的三轴角速度快速平稳高精度的解耦控制设计。

背景技术

高性能飞机对快速机动的要求越来越高，高速机动时的快速角速度变化控制常常面临气动参数具有强非线性不确定性及多通道的耦合性。因此，如何实现飞机的快速角速度变化精确控制，并且在多通道耦合下保证各通道稳定性，具有很大挑战性。已有的方法主要为PID(比例-积分-微分)控制、基于模型信息的动态逆方法以及自抗扰控制等，这些方法的主要特点是：

PID(比例-积分-微分)控制是迄今为止应用最广泛的一种控制方法，目前90％以上航空航天控制迴路还都是基于PID控制，其特点是不依赖具体模型，控制器结构简单，但是如何调节PID参数是设计的难点，虽然至今PID参数调参方法已有上千种，但都是经验公式，而且主要针对单输入单输出的线性系统，对于具有非线性不确定性的多输入多输出系统如何调整PID参数才能实现满意的效果，一直是控制设计的难点。

动态逆设计需要气动参数模型才能进行，控制器结构复杂，并且当模型存在不确定性时，控制精度降低。

自抗扰控制通过设计三个并行的扩张状态观测器对三轴非线性和耦合不确定动态及外部扰动进行在线估计和补偿，从而实现对多输入多输出非线性不确定系统的有效控制。

本发明针对飞机三轴角速度控制问题，提出一种自抗扰型PID调参方法，该调参方法可以通过PID的简单控制结构实现具有和自抗扰控制技术类似的在线估计和补偿三轴非线性和耦合不确定动态及外部扰动的功能，从而实现对多输入多输出非线性不确定系统的有效控制。

发明内容

本发明解决的技术问题是：提出一种适用于飞机三轴角速度控制的自抗扰型PID调参方法，该控制方法在存在模型不确定的情况下，能及时补偿非线性气动参数变化和耦合引起的总扰动影响，使飞机角速度动态响应尽可能快而平稳地达到控制目标。

考虑如下机体系下的飞机角速度动力学模型：

其中，p，q，r分别为飞机的滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率，I∈R^3×3为飞机的转动惯量，ω为飞行器的三维角速率矢量,ω＝[p,q,r]^T，h_E为飞机发动机角动量，[L(ω，α，β，V，h)M(ω，α，β，V，h)N(ω，α，β，V，h)]∈R³为气动力矩中与控制输入无关的部分，α为飞行器迎角，β为飞行器侧滑角，V为飞行器速率，h为飞行器高度，B₁∈R^3×3为舵偏角控制输入增益矩阵，δ_e为飞行器的升降舵偏角，δ_a为飞行器的副翼舵偏角，δ_r为飞行器的方向舵偏角。