一種無人自主飛行器自適應pid控制方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明屬于制導與控制技術領域，具體來講，是指一種無人自主飛行器末制導段 的基于時滯預估反推控制（BCTND)的自適應PID控制，其適用于無人自主飛行器制導與控 制系統(tǒng)。
【背景技術】
[0002] 無人自主飛行器是一種由無線電遙控設備或自身程序控制裝置操縱的自主型無 人駕駛飛行器，由于其具有"無人駕駛"、危險性低、續(xù)航能力好、使用方便、高效能、多用途 等優(yōu)點，成為目前軍事領域、民用領域、商業(yè)領域的研究熱點之一。隨著其應用的日益廣泛， 對其性能的要求也越來越高，也給無人自主飛行器的制導與控制系統(tǒng)提出了更高的要求。
[0003] 無人自主飛行器末制導段的PID控制是一種通過對無人自主飛行器速度矢量與 目標瞄準線的角度誤差信號進行比例（P)、積分（I)、微分（D)運算的控制算法，由于其結構 簡單、操作方便、穩(wěn)定性好等特點而成為目前無人自主飛行器控制系統(tǒng)應用最為廣范的一 種控制算法。然而傳統(tǒng)的PID控制較適用于確定的線性系統(tǒng)，難以滿足實際復雜非線性無 人自主飛行器控制系統(tǒng)的要求。此外，PID參數(shù)的整定這一任務只有經(jīng)驗豐富的工程技術 人員才能勝任，不僅費時，而且一般達不到最佳參數(shù)。
[0004] 目前，有許多種改進PID的理論方法，Ziegler - Nichols理論所建立的經(jīng)驗公式 就像操作手冊一樣，方便工程師進行參數(shù)的設置和整定，很容易實現(xiàn)PID增益的動態(tài)調(diào)節(jié)， 但該理論對于非線性系統(tǒng)存在著不可預測性。
[0005] 模糊控制和最優(yōu)控制也被應用于改進PID，該理論通過將現(xiàn)代控制理論引入經(jīng)典 控制以改善PID控制的固有缺陷，雖然不需要建立準確的數(shù)學模型，但在應用過程中需要 大量復雜的數(shù)學運算，使得其在實際應用中難以實現(xiàn)。
[0006] 為此，Chang和Jung提出了基于時滯控制（Time-delayControl，TDC)的PID控 制方法，在不需要建立準確數(shù)學模型的情況下，實現(xiàn)常值PID增益在給定動態(tài)誤差和采樣 時間的易選擇性和可優(yōu)化性，但當動力學系統(tǒng)由于不確定性而迅速改變時，該方法就不能 滿足所需的性能指標。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 為了克服現(xiàn)有技術的不足，本發(fā)明將時滯控制CTDC)和反推控制（BC)相結合得到 時滯預估反推控制（BacksteppingControlwithTime-delayEstimationandNonlinear Damping，BCTND)算法，進而結合標準的PID控制算法，提出基于時滯預估反推控制（BCTND) 的無人自主飛行器自適應PID控制方法。反推控制（BacksteppingControl，BC)是針對 不確定性系統(tǒng)的一種系統(tǒng)化的控制器綜合方法，它從系統(tǒng)的最低階次微分方程開始引入虛 擬控制的概念，實現(xiàn)了系統(tǒng)的全局調(diào)節(jié)和跟蹤?；跁r滯預估反推（BCTND)控制的無人自 主飛行器自適應PID控制方法，通過在標準PID控制算法的基礎上引入時滯控制（TND)算 法，在系統(tǒng)數(shù)學模型不精確的情況下，實現(xiàn)PID動態(tài)增益的易選擇性和可優(yōu)化性，并增強了 系統(tǒng)的魯棒性和有效性；引入針對不確定系統(tǒng)的反推控制（BC)算法，克服了標準PID對實 際復雜非線性系統(tǒng)適應性差的缺點。
[0008] 本發(fā)明解決其技術問題所采用的技術方案是：建立無人自主飛行器六自由度運動 模型，采用時滯預估（TDE)和反推控制（BC)相結合得到BCTND控制算法，然后將BCTND控 制算法與PID控制算法結合得到本發(fā)明提出的基于BCTND的無人自主飛行器自適應PID控 制方法，最后利用該方法在所建立的無人自主飛行器六自由度模型的基礎上對無人自主飛 行器進行飛行軌跡的仿真。具體的實施步驟如下：
[0009] 步驟1、建立無人自主飛行器的六自由度運動模型；
[0010] 步驟2、建立目標機動模型，將地面目標分成勻速直線運動和勻速圓周運動兩種情 況的二維平面運動，給定目標初始位置Xl、yi，利用目標機動模型得到目標瞬時位置xt、yt;
[0011] 步驟3、設計無人自主飛行器飛行軌跡仿真算法，具體包括：
[0012] 3. 1標準PID控制算法在離散域的控制形式：
[0013]
[0014] 式中，u(k)為第k步控制系統(tǒng)的輸出；KGR為比例增益系數(shù)，R表示實數(shù)； e(k-l)GR為第k_l步實際輸出信號和期望輸出信號的誤差信號；tGR為積分系數(shù)；T為 控制系統(tǒng)的采樣周期；i為整數(shù)，其值范圍為〇~k-1 ;TdeR為微分系數(shù)；
[0015] 3. 2BCTND控制算法在離散域的控制形式：
[0016]
[0017] 式中，Xl=-e，巧=矣-qW為控制系統(tǒng)的輸出；Cl，c2G R是常值系數(shù)；釔 是由TDE預估的常值增益系數(shù)；fGR是一個常值正數(shù);wGR代表有非線性阻尼引起的正 系數(shù)，且w為隨控制系統(tǒng)狀態(tài)而變化的狀態(tài)反饋自適應函數(shù)；
[0018] 3. 3用BCTND控制算法的系數(shù)表示PID控制算法的比例系數(shù)Kp、積分系數(shù)&、微分 系數(shù)Kd，即：
[0019]
[0020] 3. 4基于BCTND控制的無人自主飛行器自適應PID控制方法參數(shù)調(diào)整的具體步驟 為：
[0021] 3. 4. 1首先根據(jù)公式印)+ (今+(:)(H〇 +W(/) = 0來確定常系數(shù)(^和c2;
[0022] 3. 4. 2確定采樣周期T，取T為系統(tǒng)硬件所能達到的最小采樣周期；
[0023] 3. 4. 3逐步增大#，使M值由小到大變化直到系統(tǒng)開始震蕩，停止調(diào)節(jié)；逐步增 大f，使f值由小到大變化直到系統(tǒng)開始震蕩，停止調(diào)節(jié)；
[0024] 3. 4. 4由步驟3. 3的公式確定本發(fā)明方法的控制系數(shù)Kp、KpKd;
[0025] 3. 5無人自主飛行器控制律的設計
[0026] 3. 5. 1將無人自主飛行器控制系統(tǒng)分為橫向控制通道和縱向控制通道分別進行控 制；
[0027] 3. 5. 2縱向控制律設計為：
[0028]
[0032] 式中，Sz為無人自主飛行器方向舵的舵偏角；qi(k_l)為鉛垂平面內(nèi)無人自主飛 行器、目標的連線與地面坐標系x軸所在直線的夾角；錢1-1)為無人自主飛行器的俯仰 角；
[0033] 3. 5. 3橫向控制律設計為：
[0034]
[0039] 式中，Sy為無人自主飛行器升降舵的舵偏角；q2(k_l)為水平平面內(nèi)無人飛行器、 目標的連線與參考線（取地面坐標系x軸所在直線）的夾角；爐漢-1)為無人自主飛行器的 偏航角；w2是一個可變的自適應參數(shù)，其值等于水平面內(nèi)q2的變化率，S卩$ =士。
[0040] 本發(fā)明的有益效果是：通過在標準的PID控制方法中加入適用于非線性系統(tǒng)的時 滯預估控制（TEC)算法和針對不確定系統(tǒng)的反推控制（BC)算法，提出基于BCTND控制的無 人自主飛行器自適應PID控制方法。本方法具有較強的魯棒性和自適應性，克服了標準的 PID控制方法對實際復雜非線性模型適應性差的缺點，解決了標準的PID控制方法參數(shù)難 整定的問題，實現(xiàn)了對無人自主飛行器姿態(tài)的平穩(wěn)控制，提高了無人自主飛行器對地面機 動目標的追蹤捕獲精度。
【附圖說明】
[0041] 圖1是基于BCTND-PID的無人自主飛行器末制導段三維飛行軌跡仿真圖；
[0042] 圖2是基于BCTND-PID的無人自主飛行器末制導段x方向飛行軌跡仿真圖；
[0043] 圖3是基于BCTND-PID的無人自主飛行器末制導段y方向飛行軌跡仿真圖；
[0044] 圖4是基于BCTND-PID的無人自主飛行器末制導段z方向飛行軌跡仿真圖；
[0045] 圖5是本發(fā)明方法與標準PID方法無人自主飛行器航跡傾斜角對比圖；
[0046] 圖6是本發(fā)明方法與標準PID方法無人自主飛行器航跡偏轉(zhuǎn)角對比圖；
[0047] 圖7是本發(fā)明方法與標準PID方法無人自主飛行器俯仰角對比圖；
[0048] 圖8是本發(fā)明方法與標準PID方法無人自主飛行器偏航角對比圖；
[0049] 圖9是本發(fā)明方法與標準PID方法無人自主飛行器側滑角對比圖；
[0050] 圖10是本發(fā)明方法與標準PID方法無人自主飛行器攻角對比圖。
【具體實施方式】
[0051] 下面結合附圖和實施例對本發(fā)明進一步說明，本發(fā)明包括但不僅限于下述實施 例。
[0052] 本實施例包括以下步驟：
[0053] 步驟1:建立無人自主飛行器六自由度數(shù)學模型。無人自主飛行器控制系統(tǒng)是一 個的復雜非線性不確定的負反饋系統(tǒng)，其控制系統(tǒng)是通過控制無人自主飛行器的舵偏角來 控制無人自主飛行器的姿態(tài)，進而實現(xiàn)無人自主飛行器的位置控制，因此本文將從無人自 主飛行器的質(zhì)心位置坐標（X，y，Z)和飛行器繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的姿態(tài)角y)六個維度 建立無人自主飛行器六自由度運動模型：
[0054]
[0056]
O)
[0057] 式中，各個符號代表的含義如下表所示：
[0058] 表1無人自主飛行器運動模型參數(shù)
[0059]
[0061] 步驟2 :建立目標機動模型。由于地面目標運動速度較小，因此可將地面機動的目 標按其運動方向的變化勻速直線運動和勻速圓周運動。勻速直線運動是勻速圓周運動的一 種特例，即角速度變化率;也=()，此時轉(zhuǎn)彎半徑r取無窮大?？紤]二維平面（x，y)內(nèi)，目標 的機動模型為：
[0062]
C4)
[0063] 式中，Xl、yi為目標的初始位置；xt、ytS機動目標隨時間變化的瞬時位置；v"為目 標運動速率；％為目標速度方向與地面坐標系中x軸的夾角；為目標運動時間。
[0064] 步驟3 :無人自主飛行器飛行軌跡仿真算法的設計，具體包括：
[0065] 3. 1標準PID控制算法在離散域的控制形式為：
[0066]
W
[0067]e=xd-x(6)式中，u(k)為第k步控制系統(tǒng)的輸出；KGR為比例增益系數(shù)； e(k-l)GR為第k-1步實際輸出信號和期望輸出信號的誤差信號；tGR為積分系數(shù)；T 為系統(tǒng)的采樣周期；i為整數(shù)，其值范圍為〇~k-1 ;TdeR為微分系數(shù)；x,為系統(tǒng)的期望狀 態(tài)；x為系統(tǒng)的實際狀態(tài)。
[0068] 查閱相關文獻，標準PID在離散域的控制形式可寫為如下形式：
[0069]
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