本发明涉及一种固定翼无人机有限时间容错控制方法。特别是涉及一种基于自适应滑模的固定翼无人机有限时间容错控制方法。
背景技术：
：近年来，由于巨大的军事价值和民用价值，各国对于无人机研发方面的投入越来越多，无人机是一种无驾驶员、可以进行遥控或自主飞行的无人驾驶航空器，在尺寸、机动性、成本等方面比有人机更具优势，无人机在农业植保、测绘抢险、物流速递等领域扮演着越来越重要的角色。同时，无人机在现代战争中被视为战场中的先锋，承担着战前情报收集、重点目标监视和打击等关键职责。众多类型的无人机中，由于固定翼无人机快速的机动性能以及战场打击能力，固定翼无人机的研究得到了各国研究人员的广泛关注。尤其是随着无人机集群技术的快速发展，与固定翼无人机相关的研究成为当前的热点。固定翼无人机的飞行环境较为复杂多变，受到强风的干扰，除此之外，固定翼无人机在飞行过程中，其执行机构容易出现效率损失的情况，使固定翼无人机无法快速跟踪上姿态指令，容易发生失控。近年来，许多控制方法被应用于无人机的飞行控制中，主要以简单的pid控制和线性控制方法为主。针对的主要研究问题以外界干扰和不确定为主，针对固定翼无人机容错控制方法的研究较少。固定翼无人机是一个典型的非线性系统，模型的不确定程度较高，空气动力学特征较为复杂。采用pid方法和线性方法进行控制时，具有以下缺点：1、抗干扰能力较弱，响应速度较慢，收敛过程中超调较大，容易导致剧烈的波动，无法满足固定翼无人机快速机动的需求；2、当执行机构出现效率损失故障时，无法有效的提供相应的补偿，造成姿态控制效果不稳定，对无人机的安全飞行带来隐患。因此，固定翼无人机飞行控制器需要更高的鲁棒性、更快的收敛速度和一定的容错能力。控制器性能的优劣影响了整个无人机系统的稳定性和安全性，进而决定了飞行任务能否顺利执行，在理论创新和应用实践中都具有重要意义。技术实现要素：本发明所要解决的技术问题是，提供一种鲁棒性强、稳定性好、收敛速度快的基于自适应滑模的固定翼无人机有限时间容错控制方法。本发明所采用的技术方案是：一种基于自适应滑模的固定翼无人机有限时间容错控制方法，包括如下步骤：1)建立固定翼无人机执行机构效率损失模型，包括固定翼无人机速度模型和固定翼无人机姿态模型；2)建立考虑外界对固定翼无人机姿态的干扰和固定翼无人机的执行机构效率损失影响的自适应终端滑模容错控制器，用于控制固定翼无人机的姿态角；3)建立考虑外界对固定翼无人机速度干扰的基于空速方程的自适应内反馈超螺旋速度控制器，用于控制固定翼无人机的速度。步骤1)所述的：固定翼无人机姿态模型如下：固定翼无人机速度模型如下：其中，ω＝[pqr]t为固定翼无人机的角速度向量，其中，p表示的是滚转角速度，q表示的是俯仰角速度，r表示的是偏航角速度；θ＝[φθψ]t为姿态角向量，φ表示的是滚转角，θ表示的是俯仰角，ψ表示的是偏航角；v＝[uvw]t为飞行速度，u表示固定翼无人机机体坐标系x轴方向的速度，v表示的是固定翼无人机机体坐标系y轴方向的速度，w表示固定翼无人机机体坐标系z轴方向的速度；m＝[m1,m2,m3]t为调整固定翼无人机姿态的控制力矩向量，由执行机构产生，包含滚转、俯仰和偏航三个力矩；为效率损失因子，当时，表示执行机构处于正常状态；δdω为外界未知干扰，满足其中，为大于零的常数；fa＝f+t为固定翼无人机所受的力，f和t＝[tx00]t分别为固定翼无人机所受的气动力和发动机提供的推力，其中发动机仅能提供沿机体方向向前的推力；g为重力加速度；rθ为转换矩阵，i为转动贯量，分别表示如下：步骤2)所述的自适应终端滑模容错控制器表示为：其中，m为自适应终端滑模容错控制器输出的控制力矩向量；l为大于零的参数，rθ为转换矩阵；φ表示的是滚转角；θ表示的是俯仰角；ψ表示的是偏航角；为姿态角误差；zθi为姿态角误差的导数；zi为姿态控制器的辅助控制变量；θd表示参考姿态角；ω为无人机的角速度向量；i为转动贯量；k1i和k2i为大于零的自适应增益，k1i和k2i的自适应律为：a,b,c,ε,km为大于零的常数。步骤3)所述的空速方程表示为：其中，tx为沿机体坐标系向后的推力；d为固定翼无人机所受的阻力；φ表示的是滚转角；θ表示的是俯仰角；α为固定翼无人机的攻角；β为固定翼无人机的侧滑角；m为固定翼无人机的质量；vk为固定翼无人机的空速；δdv为外界未知干扰，满足其中，为大于零的常数。步骤3)所述的基于空速方程的自适应内反馈超螺旋速度控制器表示如下：其中，tx为沿机体坐标系向后的推力；ev为空速误差；d为固定翼无人机所受的阻力；θ表示的是俯仰角；α为固定翼无人机的攻角；β为固定翼无人机的侧滑角；m为固定翼无人机的质量；vkd为参考空速；zv为速度控制器的辅助控制变量；kv3＞0，kv1和kv2是自适应增益，满足如下自适应律：其中的d，e，γ为任意正数，kvm＞0且μ1≥1，0＜μ2＜1，εv为一任意小的正数。本发明的基于自适应滑模的固定翼无人机有限时间容错控制方法，功能与特点如下：1、本发明针对固定翼无人机飞行过程中未知外界干扰和执行机构效率损失问题，设计自适应内反馈超螺旋速度控制器和自适应连续终端滑模姿态控制器，通过自适应律的引入，实现了对参考姿态角和参考空速的有限时间快速跟踪。2、本发明中提出自适应内反馈超螺旋速度控制器，是在传统超螺旋算法的基础上加入了内反馈项，相比于传统的超螺旋算法具有更快的收敛速度和更小的超调，使得固定翼无人机可以快速跟踪上参考空速，提高无人机的机动性能，减少飞行过程中的波动，提高飞行的安全性。3、本发明中提出自适应连续终端滑模容错控制器，由于该控制算法所产生控制信号的连续性，能够有效的减小抖振，提高跟踪精度，并且可减缓执行机构的耗损，增强了无人机姿态变换及保持过程中的机体稳定性；自适应律的引入，可以提高固定翼无人机的鲁棒性，当出现执行机构效率损失故障时，可快速实现对舵面的补偿；除此之外，自适应连续终端滑模作为二阶控制算法，采用该方法设计固定翼无人机姿态控制器时，无需基于反步法设计虚拟控制指令，简化姿态控制器的结构。附图说明图1是本发明基于自适应滑模的固定翼无人机有限时间容错控制方法的框图；图2是本发明中仿真姿态角误差曲线图；图3是本发明中仿真力矩变化曲线图；图4是本发明中仿真速度误差曲线图；图5是本发明中仿真推力变化曲线图。具体实施方式下面结合实施例和附图对本发明的基于自适应滑模的固定翼无人机有限时间容错控制方法做出详细说明。本发明的基于自适应滑模的固定翼无人机有限时间容错控制方法，针对强干扰环境影响下的固定翼无人机容错控制问题，考虑工程当中的实际需求，给出了自适应连续终端滑模算法和自适应内反馈超螺旋算法分别设计了姿态控制器和速度控制器，两个控制器中的增益随着外界干扰的变化而改变，当执行机构效率损失时，通过增益变化，快速做出反应，实时调整控制性能，增强了控制系统的鲁棒性和稳定性，使得固定翼无人机可以快速精确的跟踪上控制指令。同时，简化了整个控制系统的结构，无需设计干扰观测器对不确定和干扰进行估计，避免了估计误差的引入。本发明的基于自适应滑模的固定翼无人机有限时间容错控制方法，包括如下步骤：1)建立固定翼无人机舵面效率损失模型，包括固定翼无人机速度模型和固定翼无人机姿态模型；其中，所述的固定翼无人机姿态模型如下[1]：固定翼无人机速度模型如下[1]：其中，ω＝[pqr]t为固定翼无人机的角速度向量，其中，p表示的是滚转角速度，q表示的是俯仰角速度，r表示的是偏航角速度；θ＝[φθψ]t为姿态角向量，φ表示的是滚转角，θ表示的是俯仰角，ψ表示的是偏航角；v＝[uvw]t为飞行速度，u表示固定翼无人机机体坐标系x轴方向的速度，v表示的是固定翼无人机机体坐标系y轴方向的速度，w表示固定翼无人机机体坐标系z轴方向的速度；m＝[m1,m2,m3]t为调整固定翼无人机姿态的控制力矩向量，由执行机构产生，包含滚转、俯仰和偏航三个力矩；为效率损失因子，当时，表示执行机构处于正常状态；δdω为外界未知干扰，满足其中，为大于零的常数；fa＝f+t为固定翼无人机所受的力，f和t＝[tx00]t分别为固定翼无人机所受的气动力和发动机提供的推力，其中发动机仅能提供沿机体方向向前的推力；g为重力加速度；rθ为转换矩阵，i为转动贯量，分别表示如下：[1]stevensbl,lewisfl,johnsonen.aircraftcontrolandsimulation:dynamics,controlsdesign,andautonomoussystems[m].johnwiley&sons,.2)基于式(1)和式(2)组成的固定翼无人机姿态模型，建立考虑外界对固定翼无人机姿态的干扰和固定翼无人机的执行机构效率损失影响的自适应终端滑模容错控制器，用于控制固定翼无人机的姿态角；所述的自适应终端滑模容错控制器表示为：其中，m为自适应终端滑模容错控制器输出的控制力矩向量；l为大于零的参数，rθ为转换矩阵；φ表示的是滚转角；θ表示的是俯仰角；ψ表示的是偏航角；为姿态角误差；zθi为姿态角误差的导数；zi为姿态控制器的辅助控制变量；θd表示参考姿态角；ω为无人机的角速度向量；i为转动贯量；注：外界未知干扰δdω在任意时间内，满足其中，为大于零的常数。k1i和k2i为大于零的自适应增益，k1i和k2i的自适应律为：a,b,c,ε,km为大于零的常数。固定翼无人机姿态模型为典型的二阶系统，相比于旋翼无人机，其姿态模型更为复杂，耦合性更强，限制条件更多。本发明提出的自适应终端滑模容错控制器，设计固定翼姿态控制器时，无需采用反步法进行分环设计，控制精度更高，收敛速度更快。同时，该算法产生的连续的姿态控制信号，能够有效的减小抖振，提高了固定翼进行姿态变换时的稳定性。同时可以有效的补偿固定翼无人机执行机构效率损失。3)建立考虑外界对固定翼无人机速度干扰的基于空速方程的自适应内反馈超螺旋速度控制器，用于控制固定翼无人机的速度。其中，所述的空速方程表示为：其中，tx为沿机体坐标系向后的推力；d为固定翼无人机所受的阻力；φ表示的是滚转角；θ表示的是俯仰角；α为固定翼无人机的攻角；β为固定翼无人机的侧滑角；m为固定翼无人机的质量；vk为固定翼无人机的空速；δdv为外界未知干扰，满足其中，为大于零的常数。所述的基于空速方程的自适应内反馈超螺旋速度控制器表示如下：其中，tx为沿机体坐标系向后的推力；ev为空速误差；d为固定翼无人机所受的阻力；θ表示的是俯仰角；α为固定翼无人机的攻角；β为固定翼无人机的侧滑角；m为固定翼无人机的质量；vkd为参考空速；zv为速度控制器的辅助控制变量；kv3＞0，kv1和kv2是自适应增益，满足如下自适应律：其中的d，e，γ为任意正数，kvm＞0且μ1≥1，0＜μ2＜1，εv为一任意小的正数。与其他旋翼无人机相比，固定翼无人机的飞行速度更快，需要更强的机动性能，尤其是在复杂多变的战场环境下。本发明在原有的超螺旋滑模中加入内反馈项，有效提高了控制器的收敛速率，并且减小了控制超调，使无人机在面对突发情况时，能够平稳快速的转换飞行状态。同时，自适应律的引入，提高了速度控制器的鲁棒性，在面对强干扰强不确定时，固定翼无人机仍保持稳定。下面给出具体实例：根据附图1中的框图搭建simulink仿真框图，基于matlab软件进行编程，进而验证本发明控制方法的有效性。无人机参数如下：s＝1.37m2,m＝8kg,ixx＝0.5528kgm2,iyy＝0.6335kgm2,izz＝1.0783kgm2,ixz＝0.0015kgm2。控制器的参数设定详见表1。表1控制器参数参数数值参数数值a15.5kmv0.7ε0.002degμ11.2km0.5μ20.6b0.5e5c1.75γ1.6d16.5εv0.001m/s将表1中的各控制参数代入到自适应终端滑模容错控制器的公式(4)、(5)和自适应内反馈超螺旋速度控制器(7)、(8)。姿态环的干扰为dω＝[65sin(3πt/19；70sin(3πt/19)；65sin(4πt/19)]，姿态角参考值为θd＝[43；54.5；72]deg，当t<15s时，速度环的干扰δdv＝30sin(3πt/19)，当t>15s时，速度环的干扰变为δdv＝150sin(3πt/19)。姿态角的初值为θ0＝[0.6；1.1；1.7]deg，角速率的初值为ω0＝[0.7；0.75；0.8]deg/s，空速初值为vk0＝0.22m/s。图2为姿态角误差曲线，在自适应连续终端滑模的作用，虽然出现了执行机构效率损失，但跟踪误差仍保持在(-2×10-3～2×10-3)deg区间内，收敛时间保持在1.4s内。图3为力矩变化曲线。图4为速度误差变化曲线，15s后速度环的干扰变大，速度误差有一个0.2m/s的超调，但是在1s内重新收敛到零。图5为推力的变化曲线，由图看出，在15s时，外界干扰变大，在速度控制器的作用下，推力及时改变，保证了无人机对速度参考指令的稳定快速跟踪。仿真结果表明，本发明的基于自适应滑模的固定翼无人机有限时间容错控制方法在未知外界干扰以及执行机构效率损失的情况下，能够实现对姿态与速度指令的快速稳定跟踪，并且有很好的机动性能。当前第1页1 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技术特征：
1.一种基于自适应滑模的固定翼无人机有限时间容错控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
1)建立固定翼无人机执行机构效率损失模型，包括固定翼无人机速度模型和固定翼无人机姿态模型；
2)建立考虑外界对固定翼无人机姿态的干扰和固定翼无人机的执行机构效率损失影响的自适应终端滑模容错控制器，用于控制固定翼无人机的姿态角；
3)建立考虑外界对固定翼无人机速度干扰的基于空速方程的自适应内反馈超螺旋速度控制器，用于控制固定翼无人机的速度。
2.根据权利要求1所述的基于自适应滑模的固定翼无人机有限时间容错控制方法，其特征在于，步骤1)所述的：
固定翼无人机姿态模型如下：
固定翼无人机速度模型如下：
其中，ω＝[pqr]t为固定翼无人机的角速度向量，其中，p表示的是滚转角速度，q表示的是俯仰角速度，r表示的是偏航角速度；θ＝[φθψ]t为姿态角向量，φ表示的是滚转角，θ表示的是俯仰角，ψ表示的是偏航角；v＝[uvw]t为飞行速度，u表示固定翼无人机机体坐标系x轴方向的速度，v表示的是固定翼无人机机体坐标系y轴方向的速度，w表示固定翼无人机机体坐标系z轴方向的速度；m＝[m1,m2,m3]t为调整固定翼无人机姿态的控制力矩向量，由执行机构产生，包含滚转、俯仰和偏航三个力矩；
3.根据权利要求1所述的基于自适应滑模的固定翼无人机有限时间容错控制方法，其特征在于，步骤2)所述的自适应终端滑模容错控制器表示为：
其中，m为自适应终端滑模容错控制器输出的控制力矩向量；l为大于零的参数，rθ为转换矩阵；φ表示的是滚转角；θ表示的是俯仰角；ψ表示的是偏航角；
a,b,c,ε,km为大于零的常数。
4.根据权利要求1所述的基于自适应滑模的固定翼无人机有限时间容错控制方法，其特征在于，步骤3)所述的空速方程表示为：
其中，tx为沿机体坐标系向后的推力；d为固定翼无人机所受的阻力；φ表示的是滚转角；θ表示的是俯仰角；α为固定翼无人机的攻角；β为固定翼无人机的侧滑角；m为固定翼无人机的质量；vk为固定翼无人机的空速；δdv为外界未知干扰，满足
5.根据权利要求1所述的基于自适应滑模的固定翼无人机有限时间容错控制方法，其特征在于，步骤3)所述的基于空速方程的自适应内反馈超螺旋速度控制器表示如下：
其中，tx为沿机体坐标系向后的推力；ev为空速误差；d为固定翼无人机所受的阻力；
θ表示的是俯仰角；α为固定翼无人机的攻角；β为固定翼无人机的侧滑角；m为固定翼无人机的质量；vkd为参考空速；zv为速度控制器的辅助控制变量；kv3＞0，kv1和kv2是自适应增益，满足如下自适应律：
其中的
技术总结
一种基于自适应滑模的固定翼无人机有限时间容错控制方法，包括：建立固定翼无人机执行机构效率损失模型，包括固定翼无人机速度模型和固定翼无人机姿态模型；建立考虑外界对固定翼无人机姿态的干扰和固定翼无人机的执行机构效率损失影响的自适应终端滑模容错控制器，用于控制固定翼无人机的姿态角；建立考虑外界对固定翼无人机速度干扰的基于空速方程的自适应内反馈超螺旋速度控制器，用于控制固定翼无人机的速度。本发明实现了对参考姿态角和参考空速的有限时间快速跟踪，提高无人机的机动性能，减少飞行过程中的波动，提高飞行的安全性。
技术研发人员：张超凡;董琦
受保护的技术使用者：张超凡
技术研发日：.08.30
技术公布日：.01.10
