[发明专利]一种基于非线性反馈和微分跟踪的飞行器姿态控制方法

摘要

本发明涉及一种基于非线性反馈和微分跟踪的飞行器姿态控制方法，采用基于最速控制综合函数的非线性反馈作为姿态控制器，在提高快速性控制指标3倍以上，控制精度指标50％以上的同时，相比背景技术大幅降低工程实现难度，且控制参数仍保持为4个。利用积分链式微分器设计不确定项补偿器，在保持控制器抗干扰能力的同时，仅需1个控制参数，而背景技术采用的补偿器需要7个参数。整个控制方案所需参数为5个，相比背景技术控制参数减少50％以上，大幅降低参数整定难度。利用萤火虫算法进行控制器参数的寻优整定，整定迭代次数相比背景技术减少10倍以上，具有更强的工程适用性。

主权项

一种基于非线性反馈和微分跟踪的飞行器姿态控制方法，其特征在于步骤如下：步骤1：鉴于运载火箭的对称特性，建立具有普适性的火箭俯仰通道运动模型，由刚体运动、弹性运动和姿态测量三部分组成：刚体运动方程为：弹性振动方程为：惯组测量方程为：式中，Δθ为弹道倾角的偏差；Δα为箭体攻角的偏差；为俯仰通道的发动机摆角输入；为俯仰通道的发动机摆角加速度输入；αw为风攻角；为火箭受到的干扰力；为火箭受到的干扰力矩；为俯仰角的偏差；qi为第i阶弹性振动模态在俯仰平面的广义坐标；ωi为第i阶弹性振动模态的固有频率；ζi为第i阶弹性振动模态的固有阻尼；为第i阶弹性振动广义力；参数ck(k＝1,…,1i…)、bk(k＝1,…，1i,…)、Dk(k＝1i,2i，…)为俯仰通道动力学系数，由气动力、力矩和结构参数构成；和分别为惯组平台和速率陀螺测量到的输出信号；Wzi为第i阶弹性振动的振型斜率；步骤2：整理运载火箭俯仰角偏差微分方程为式中，b3＝b′30+b30，b30为已知的摆角系数，b′30为由各种原因引起的摆角系数不确定部分；看作未知项根据运载火箭姿态动力学模型阶数，设计3阶数的积分链式微分器对姿态角偏差测量信号进行跟踪，积分链式微分器的表达式为：式中，r为跟踪速度因子，v为姿态角偏差测量信号，分别为姿态角偏差测量信号v的跟踪估计值、速度估计值和加速度估计值；步骤3：通过从提取的姿态角偏差加速度信号中去掉运载火箭动力学模型中的已建模部分，对系统存在的内外不确定项进行估计，得到未知项：式中，为积分链式微分器对姿态角偏差测量信号跟踪后输出的加速度信号，f0(x,u)为运载火箭动力学模型中的已建模部分；利用最速控制综合函数fhan(x1,x2,r,h)和误差反馈信号实现姿态控制，得到非线性反馈控制器unonlinear=-fhan(Kpe,Kde·,rfhan,hfhan)]]>y＝fhan(x1,x2,r,h):d=rhd0=hdy=x1+hx2a0=d2+8r|y|a=x2+(a0-d)2sign(y)|y|>d0x2+yh|y|≤d0y=-rsign(a)|a|>drad|a|≤d]]>式中，Kp、Kd分别为比例反馈系数、微分反馈系数，rfhan为控制量增益，hfhan为快速因子，e为系统误差信号，为系统误差的微分信号，为当前姿态角偏差控制指令，为积分链式微分器输出的姿态角偏差跟踪信号；步骤4：利用微分器对系统不确定项的估计值积分链式微分器输出的被控量的跟踪信号结合姿态控制律式(1)，由标称系统模型中的控制项参数，获得抗干扰姿态控制器输出ucontrol为：步骤5：将控制器参数整定问题转化为目标函数优化问题，将5个控制器参数看作优化变量X＝{Kp、Kd、rfhan、hfhan、r}，选择误差性能指标作为衡量一组控制参数优劣的目标适应度值，构成优化目标函数J(X)，设定参数整定范围，利用萤火虫算法求解目标函数值最小问题，实现对控制参数的整定：minimize J(X)X＝[Kp、Kd、rfhan、hfhan、r]所述目标函数为步骤6：以步骤5优化后的控制器参数带入步骤4的抗干扰姿态控制器进行姿态控制。