本發(fā)明涉及一種復(fù)合強(qiáng)抗擾姿態(tài)控制方法，屬于飛行器姿態(tài)控制領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
：現(xiàn)代飛行器結(jié)構(gòu)復(fù)雜，日益多樣化的任務(wù)需求對(duì)飛行器控制性能(穩(wěn)定性、抗擾性、快速性等)提出了更高的要求。同時(shí)，隨著各項(xiàng)新技術(shù)、新方法的不斷探索，飛行器控制的發(fā)展面臨諸多機(jī)遇和挑戰(zhàn)。開展飛行器相關(guān)技術(shù)研究具有十分重要的學(xué)術(shù)價(jià)值、戰(zhàn)略意義和應(yīng)用前景。如何研發(fā)先進(jìn)的飛行器姿態(tài)控制技術(shù)是飛行器控制技術(shù)基礎(chǔ)問題與關(guān)鍵技術(shù)之一?；Ｗ兘Y(jié)構(gòu)控制是一類特殊的非線性不連續(xù)控制方法。這種控制方法與其他控制不同在于系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)在動(dòng)態(tài)過程中，會(huì)根據(jù)系統(tǒng)當(dāng)前的狀態(tài)有目的變化，使得系統(tǒng)按照預(yù)定滑動(dòng)模態(tài)的狀態(tài)軌跡運(yùn)行。由于滑動(dòng)模態(tài)可以進(jìn)行設(shè)計(jì)且與模型參數(shù)及擾動(dòng)無關(guān)，使得變結(jié)構(gòu)控制具有反應(yīng)速度快、對(duì)參數(shù)變化不敏感、對(duì)擾動(dòng)不敏感、物理實(shí)現(xiàn)簡單等優(yōu)點(diǎn)，目前，滑模變結(jié)構(gòu)控制在飛行器控制領(lǐng)域和伺服控制領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用。反步法具有穩(wěn)定性好、收斂速度快的優(yōu)點(diǎn)，允許保留被控對(duì)象非線性或高階特征，可以處理一類非線性、不確定性的影響，其在航空領(lǐng)域的應(yīng)用倍受研究人員的關(guān)注。自抗擾控制技術(shù)利用擴(kuò)張狀態(tài)觀測器把所有的未知外擾的非線性不確定對(duì)象用非線性狀態(tài)反饋化為積分串聯(lián)型后，用狀態(tài)誤差反饋來設(shè)計(jì)出理想的控制器，利用非線性結(jié)構(gòu)從根本上克服了經(jīng)典PID的固有缺陷。同時(shí)并不需要直接測量外擾作用，也不需要事先知道擾動(dòng)的作用規(guī)律，能夠有效提高控制精度。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，以撓性飛行器的姿態(tài)控制系統(tǒng)為背景，提供一種基于非奇異終端滑模、反步設(shè)計(jì)法和觀測器的撓性飛行器姿態(tài)跟蹤控制方法，實(shí)現(xiàn)了撓性飛行器快速姿態(tài)跟蹤控制，具有高精度，強(qiáng)抗擾能力，最大程度滿足撓性飛行器姿態(tài)跟蹤需求。本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種復(fù)合強(qiáng)抗擾姿態(tài)控制方法，步驟如下：(1)建立撓性飛行器系統(tǒng)模型；(2)利用步驟(1)得到的所述撓性飛行器系統(tǒng)模型，基于四元數(shù)建立撓性飛行器運(yùn)動(dòng)學(xué)誤差方程和動(dòng)力學(xué)誤差方程；(3)根據(jù)步驟(1)、(2)得到的撓性飛行器系統(tǒng)模型、撓性飛行器運(yùn)動(dòng)學(xué)誤差方程和動(dòng)力學(xué)誤差方程，基于反步法，確定虛擬控制量；(4)根據(jù)步驟(2)中的撓性飛行器運(yùn)動(dòng)學(xué)誤差方程和動(dòng)力學(xué)誤差方程，建立有限時(shí)間非奇異終端滑模面；(5)根據(jù)步驟(1)、(2)得到的撓性飛行器系統(tǒng)模型、撓性飛行器運(yùn)動(dòng)學(xué)誤差方程和動(dòng)力學(xué)誤差方程，將總不確定項(xiàng)從模型中分離，確定擴(kuò)張狀態(tài)觀測器，估計(jì)總不確定項(xiàng)；(6)確定基于滑模和擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的控制器，從而實(shí)現(xiàn)復(fù)合強(qiáng)抗擾姿態(tài)控制。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是：(1)在撓性振動(dòng)模態(tài)、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量不確定、外部擾動(dòng)以及執(zhí)行器飽和影響飛行器情況下，實(shí)現(xiàn)飛行器快速、高精度姿態(tài)跟蹤控制，同時(shí)具有強(qiáng)抗擾能力。(2)充分發(fā)揮自抗擾控制的快速、精確估計(jì)能力，再結(jié)合反步控制技術(shù)和非奇異終端滑模的強(qiáng)魯棒性和快速性，實(shí)現(xiàn)高性能飛行器姿態(tài)跟蹤控制。附圖說明圖1為本發(fā)明基于滑模和觀測器的控制系統(tǒng)流程圖；圖2為本發(fā)明PID控制器的姿態(tài)四元數(shù)跟蹤誤差和角速度跟蹤誤差；圖3為本發(fā)明復(fù)合強(qiáng)抗擾姿態(tài)控制器的姿態(tài)四元數(shù)跟蹤誤差和角速度跟蹤誤差；圖4為本發(fā)明PID控制器的輸入力矩；圖5為本發(fā)明復(fù)合強(qiáng)抗擾姿態(tài)控制器的輸入力矩；圖6為本發(fā)明滑模面的仿真結(jié)果；圖7為本發(fā)明擴(kuò)張狀態(tài)觀測器對(duì)擾動(dòng)的估計(jì)；圖8為本發(fā)明撓性模態(tài)頻率衰減曲線。圖9為本發(fā)明情況二下姿態(tài)四元數(shù)跟蹤誤差和角速度跟蹤誤差；圖10為本發(fā)明情況二下擴(kuò)張狀態(tài)觀測器對(duì)擾動(dòng)的估計(jì)。具體實(shí)施方式下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的具體實(shí)施方式進(jìn)行進(jìn)一步的詳細(xì)描述。如圖1所示，本發(fā)明提出的一種復(fù)合強(qiáng)抗擾姿態(tài)控制方法的具體步驟如下：(1)考慮飛行器撓性特性、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量不確定、外部擾動(dòng)、執(zhí)行器飽和等因素的影響，建立如下?lián)闲燥w行器系統(tǒng)模型：其中：d∈R3是外部擾動(dòng)，δ∈R4×3為剛體與撓性附件的耦合矩陣，δT是δ的轉(zhuǎn)置，η為撓性模態(tài)，和分別為η的一階導(dǎo)數(shù)和二階導(dǎo)數(shù)；J0∈R3×3為已知的標(biāo)稱慣量矩陣，且為正定矩陣；ΔJ為慣量矩陣中的不確定部分，Ω＝[Ω1,Ω2,Ω3]T是飛行器在本體坐標(biāo)系中的角速度分量，是Ω的一階導(dǎo)數(shù)；×是運(yùn)算符號(hào)，將×用于向量b＝[b1,b2,b3]T可得到：L＝diag{2ζiωni,i＝1,2,...,N}和分別為阻尼矩陣和剛度矩陣，N為模態(tài)階數(shù)，ωni,i＝1,2,...,N為振動(dòng)模態(tài)頻率矩陣，ζi,i＝1,2,...,N為振動(dòng)模態(tài)阻尼比；u＝[u1,u2,u3]T是基于滑模和擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的控制器，sat(u)＝[sat(u1),sat(u2),sat(u3)]T是執(zhí)行器產(chǎn)生的實(shí)際控制向量，sat(ui),i＝1,2,3表示執(zhí)行器的非線性飽和特性且滿足sat(ui)＝sign(ui)·min{umi,|ui|},i＝1,2,3，|·|表示取絕對(duì)值，sat(ui)表述為sat(ui)＝θoi+ui,i＝1,2,3，其中θoi,i＝1,2,3為：umi,i＝1,2,3是執(zhí)行器飽和值，超出執(zhí)行器飽和值部分為θo＝[θo1,θo2,θo3]T，且滿足||θo||≤lδθ，lδθ是正實(shí)數(shù)。(2)利用步驟(1)得到的模型，基于四元數(shù)建立撓性飛行器運(yùn)動(dòng)學(xué)誤差方程和動(dòng)力學(xué)誤差方程：撓性飛行器運(yùn)動(dòng)學(xué)誤差方程：其中:(ev,e4)∈R3×R，ev＝[e1,e2,e3]T是當(dāng)前飛行器姿態(tài)與期望姿態(tài)的誤差四元數(shù)矢量部分，e4是標(biāo)量部分，且滿足和分別是ev、e4的一階導(dǎo)數(shù)；(qv,q4)∈R3×R，qv＝[q1,q2,q3]T是描述飛行器姿態(tài)的單位四元數(shù)矢量部分，q4是標(biāo)量部分，且滿足qdv＝[qd1,qd2,qd3]T是描述期望姿態(tài)的單位四元數(shù)矢量部分，qd4是標(biāo)量部分，且滿足Ωe＝Ω-CΩd＝[Ωe1Ωe2Ωe3]T是建立在本體坐標(biāo)系和目標(biāo)坐標(biāo)系之間的角速度誤差向量，Ωd∈R3是期望角速度向量，是轉(zhuǎn)換矩陣，且滿足||C||＝1，是C的一階導(dǎo)數(shù)，I3是3×3單位矩陣；撓性飛行器動(dòng)力學(xué)誤差方程為：其中，是Ωe的一階導(dǎo)數(shù)，Ωd是期望角速度，是Ωd的一階導(dǎo)數(shù)。(3)根據(jù)步驟(1)、(2)得到的撓性飛行器系統(tǒng)模型、撓性飛行器運(yùn)動(dòng)學(xué)誤差方程和動(dòng)力學(xué)誤差方程，基于反步法，確定虛擬控制量α，具體為：α＝-K1ev-K2Sc(6)其中，Kj＝diag{kji}>0,i＝1,2,3,j＝1,2，diag(a1,a2,…,an)表示對(duì)角線元素為a1,a2,…,an的對(duì)角矩陣；定義Sc＝{Sc1,Sc2,Sc3}T如下:其中p、q是正奇數(shù)，且0<q/p<1，l1i、l2i，i＝1,2,3是參數(shù)；∈i,i＝1,2,3、ι1、ι2是設(shè)計(jì)參數(shù)，sign(a)是符號(hào)函數(shù)，定義如下：(4)根據(jù)步驟(2)中的撓性飛行器運(yùn)動(dòng)學(xué)誤差方程和動(dòng)力學(xué)誤差方程，建立有限時(shí)間非奇異終端滑模面，具體為S＝[S1S2S3]T，其中:Si＝Ωe+K1ev+K2Sc,i＝1,2,3(8)(5)根據(jù)步驟(1)、(2)得到的撓性飛行器系統(tǒng)模型、撓性飛行器運(yùn)動(dòng)學(xué)誤差方程和動(dòng)力學(xué)誤差方程，將總不確定項(xiàng)從模型中分離，確定擴(kuò)張狀態(tài)觀測器，確定擴(kuò)張狀態(tài)觀測器，具體為：其中，Z1是狀態(tài)誤差，F(xiàn)＝[F1,F2,F3]T＝-Ω×J0Ω+J0EΩ，EΩ＝(L1+L2Eq)Q(e)Ω，L1、L2是正實(shí)數(shù)，定義Eq：fal(Z1,β1,γ)＝[fal1(Z1,β1,γ),fal2(Z1,β1,γ),fal3(Z1,β1,γ)]T(11)X1和X2是擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的輸出，S為系統(tǒng)狀態(tài)，X1跟蹤系統(tǒng)狀態(tài)S，X2跟蹤系統(tǒng)的擴(kuò)張狀態(tài)Gδ，Gδ是估計(jì)系統(tǒng)的內(nèi)部擾動(dòng)和外部擾動(dòng)的總不確定項(xiàng)，F(xiàn)為已知模型，Ω是角速度，ρ1、ρ2是觀測器的觀測能力系數(shù)，Z1是狀態(tài)誤差,u是基于滑模和擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的控制器，Z1i是向量Z1的第i個(gè)元素，p、q是正奇數(shù)，γ、α、β1是設(shè)計(jì)參數(shù)，|·|表示取絕對(duì)值；通過選取適當(dāng)?shù)摩?、ρ2、γ和β1，擴(kuò)張狀態(tài)觀測器輸出X1和X2會(huì)在有限時(shí)間內(nèi)分別跟蹤到S和Gδ。(6)根據(jù)步驟(4)、(5)中的有限時(shí)間非奇異終端滑模面和擴(kuò)張狀態(tài)觀測器，建立基于滑模和擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的控制器u，具體為：其中，控制器可視為趨近率(J0(-τS-σsignr(S)))、模型已知量(-J0F)、未知模型估計(jì)量(-J0X2)的組合；其中趨近率(J0(-τS-σsignr(S)))實(shí)現(xiàn)控制器快速收斂；模型已知量(-J0F)直接參與控制器設(shè)計(jì)，減少觀測器估計(jì)壓力；針對(duì)未知模型估計(jì)量(-J0X2)，利用觀測器進(jìn)行精確估計(jì)并補(bǔ)償，因而能對(duì)不同擾動(dòng)產(chǎn)生抑制，從而保持系統(tǒng)穩(wěn)定。實(shí)施例：為了驗(yàn)證上述設(shè)計(jì)的基于觀測器技術(shù)和滑?？刂萍夹g(shù)的飛行器姿態(tài)跟蹤控制器的有效性，通過不同條件下的仿真證明了該控制器在飛行器姿態(tài)跟蹤控制方面的魯棒性?？紤]撓性飛行器運(yùn)動(dòng)學(xué)誤差方程和動(dòng)力學(xué)誤差方程，標(biāo)稱慣量矩陣為慣量矩陣中的不確定部分為：ΔJ＝diag(50,30,20)kg·m2；外部擾動(dòng)d∈R3是時(shí)間t的函數(shù)，可表示為d(t)，具體取為：情況一：d(t)＝0.5[sin(t),sin(2t),sin(3t)]T；情況二：d(t)＝[200*sin(0.1t),220*sin(0.2t),300*sin(0.3t)]T；飛行器姿態(tài)的四元數(shù)初始值為q＝[0.3,-0.2,-0.3,0.8832]T和初始角速度為Ω＝[0,0,0]T，用數(shù)值仿真驗(yàn)證控制算法的有效性，假設(shè)期望姿態(tài)四元數(shù)初值為qd＝[0,0,0,1]T，期望角速度是時(shí)間t的函數(shù)，可表示為Ωd(t)，具體取為：Ωd(t)＝0.05[sin(πt/100),sin(2πt/100),sin(3πt/100)]T；在存在慣量矩陣不確定和外部擾動(dòng)的情況下，圖2為PID控制器的姿態(tài)四元數(shù)跟蹤誤差和角速度跟蹤誤差；圖3為復(fù)合強(qiáng)抗擾姿態(tài)控制器的姿態(tài)四元數(shù)跟蹤誤差和角速度跟蹤誤差；圖4為PID控制器的輸入力矩；圖5為復(fù)合強(qiáng)抗擾姿態(tài)控制器的輸入力矩；由表1可見，與PID控制相比，本發(fā)明提出的基于滑模和擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的控制器更能保證飛行器系統(tǒng)軌跡能夠快速、精確地跟蹤參考姿態(tài)。表1復(fù)合強(qiáng)抗擾姿態(tài)控制器與PID控制的比較結(jié)果控制器四元數(shù)角速度復(fù)合強(qiáng)抗擾姿態(tài)控制器±9.54e-6±2.17e-5PID控制器±9.02e-3±3.92e-3提高比例，％99.899.4圖6給出了滑模面的仿真結(jié)果，基于參數(shù)μ＝15I3,β1＝0.50,K1＝2I3，K2＝I3和q/p＝0.9的系統(tǒng)軌跡能夠快速到達(dá)滑模面，擴(kuò)張狀態(tài)觀測器對(duì)不確定和外部擾動(dòng)進(jìn)行了精確估計(jì)，從而有效抑制了滑?？刂茙淼亩墩瘳F(xiàn)象，圖7展示了擴(kuò)張狀態(tài)觀測器對(duì)總擾動(dòng)Gδi,i＝1,2,3的估計(jì)性能；通過選取合適的參數(shù)ρ1＝4.5,ρ2＝8.5和γ＝1，觀測器輸出各分量X2(i),i＝1,2,3能夠有效跟蹤擾動(dòng)的各分量Gδi,i＝1,2,3，其驗(yàn)證了擴(kuò)張狀態(tài)觀測器具有良好的觀測性能，從而使控制器具有快速收斂、高精度跟蹤能力。圖8表示擾動(dòng)情況二下的姿態(tài)四元數(shù)跟蹤誤差和角速度跟蹤誤差，圖9和圖10表示擴(kuò)張狀態(tài)觀測器對(duì)總擾動(dòng)的估計(jì)性能，可見設(shè)計(jì)的滑模控制器大擾動(dòng)情況下也能保證良好的收斂速度和精度，具有強(qiáng)抗擾能力。本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。當(dāng)前第1頁1 2 3