飞行器解耦与跟踪
吸气式高超声速飞行器抗航迹姿态解耦控制

迹控 制 时的机动性 问题 , 提 出 了 利 用 鸭 翼 和 升 降舵 协 调 控 制 的 解 决 方 案 。 首 先 分 析 了航 迹 姿 态“ 解耦” r . - i 题 的 成
因, 并提 出了解决思路 ; 其次, 基 于 所 提 出的 鸭 翼 / 升 降舵 协调 控制 方 案设计 控 制 器, 并 与 已有 的 姿 态 超 调 方 案 进 行 了仿 真 对 比 ; 最后 , 仿真 结果表 明所提 出的鸭翼和 升 降舵协 调控 制 方法 不但 可有 效解 决航 迹姿 态“ 解耦 ” I . - 1 题,
Pa t h - ・ a t t i t u d e a nt i - - de c o u pl i ng c o nt r o l o f a i r — - b r e a t h i n g hy pe r s o ni c v e h i c l e
DI Xi a o — gua ng, H A O Ch ua n g — z h ou ( C o n t r o l a n d S i mu l a t i o n Ce n t e r ,Ha r b i n I n s t i t u t e o f Te c h n o l o g y,Ha r b i n 1 5 0 0 8 0,C h i n a )
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基于非线性干扰观测器的VTOL飞行器跟踪控制

基于非线性干扰观测器的VTOL飞行器跟踪控制邹立颖;李惠光;李国友【摘要】研究了输入存在不确定干扰的垂直起降(VTOL)飞行器的跟踪控制问题,提出了一种基于非线性干扰观测器对干扰进行实时估计的控制方案.为便于控制器设计,采用坐标变换和输入变换将原系统解耦成一个最小相位误差子系统和一个非最小相位误差子系统,将原系统的输出跟踪问题转换为两个子系统的镇定问题.为使所设计的控制器能够保证两个闭环子系统指数稳定,基于非线性干扰观测器,采用滑模变结构控制和最优控制,对两个子系统分别设计了控制器.仿真结果表明,所设计的控制器在输入干扰作用下能保证跟踪控制的稳定性,对干扰具有良好的鲁棒性.【期刊名称】《高技术通讯》【年(卷),期】2015(025)010【总页数】6页(P935-940)【关键词】垂直起降(VTOL)飞行器;输出跟踪;非线性干扰观测器;干扰抑制【作者】邹立颖;李惠光;李国友【作者单位】燕山大学电气工程学院秦皇岛066004;齐齐哈尔大学通信与电子工程学院齐齐哈尔161006;燕山大学电气工程学院秦皇岛066004;燕山大学电气工程学院秦皇岛066004【正文语种】中文近些年来,垂直起降(vertical take-off and landing, VTOL)飞行器的控制研究得到了国内外学者的广泛关注[1]。
VTOL飞行器是典型的欠驱动、非最小相位系统[2,3],这使其控制器的设计极具挑战性,到目前为止依然是开放性课题。
VTOL飞行器控制研究主要有两个方向:镇定控制和轨迹跟踪控制,已有大量文献对其进行了深入的研究[1-9]。
文献[4,5]在忽略飞行器滚动控制输入和横向加速度间耦合关系的情况下,采用近似输入-输出线性化方法克服了零动态不稳定的难题。
文献[6]采用模型分解的方法研究了输出轨迹跟踪问题。
文献[7,8]采用观测器重构速度信号,采用反步法实现了VTOL飞行器全局输出渐近跟踪。
文献[9]应用饱和函数法进一步解决了输入受限情况下VTOL飞行器的轨迹跟踪问题。
基于扩张状态观测器的四旋翼吊挂飞行系统非线性控制
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基于扩张状态观测器的四旋翼吊挂飞行系统非线性控制范云生 1, 2陈欣宇 1, 2赵永生 1, 2宋保健1, 2摘 要 针对一类四旋翼飞行器吊挂飞行系统的负载摆动抑制和轨迹跟踪精确控制的问题, 考虑系统存在未知外界扰动和模型动态不确定的情况, 提出一种基于扩张状态观测器(Extended state observer, ESO)的吊挂负载摆动抑制的非线性轨迹跟踪控制方法. 将四旋翼吊挂飞行系统分解为姿态、位置和负载摆动控制三个动态子系统, 分别设计非线性控制器实现欠驱动约束下的解耦控制; 设计一种扩张状态观测器, 用以估计和补偿四旋翼与吊挂负载耦合飞行的未知外界扰动与模型动态不确定性, 并验证了闭环系统的稳定性, 跟踪误差及吊挂负载摆动所有信号的一致最终有界. 最后, 利用Quanser 公司的Qball2飞行器进行三维空间螺旋轨迹的跟踪控制, 仿真结果验证了未知干扰下基于扩张状态观测器的四旋翼吊挂飞行非线性控制的有效性和优越性, 实现了四旋翼吊挂系统轨迹跟踪的精确控制和飞行过程中负载摆动的快速抑制.关键词 四旋翼飞行器, 吊挂飞行, 积分反步法, 扩张状态观测器引用格式 范云生, 陈欣宇, 赵永生, 宋保健. 基于扩张状态观测器的四旋翼吊挂飞行系统非线性控制. 自动化学报, 2023,49(8): 1758−1770DOI 10.16383/j.aas.c210001Nonlinear Control of Quadrotor Suspension System Based on Extended State ObserverFAN Yun-Sheng 1, 2 CHEN Xin-Yu 1, 2 ZHAO Yong-Sheng 1, 2 SONG Bao-Jian 1, 2Abstract In order to solve the problem of load swing suppression and precise control of trajectory tracking for a class of quadrotors, considering the unknown external disturbance and model dynamic uncertainty, a nonlinear tra-jectory tracking control method based on extended state observer (ESO) is proposed. In this paper, the quadrotor suspension flight system is divided into three dynamic subsystems: Attitude, position and swing angle of the sus-pending load. Nonlinear controllers are designed to realize decoupling control under drive constraints. An extended state observer is designed to estimate and compensate the unknown external disturbance and model dynamic uncer-tainty in coupled flight of quadrotor and suspended load, so as to ensure the stability of the closed-loop system,tracking error and all signals in suspension system are uniformly ultimately bounded. Finally, Quanser 's Qball2 air-craft is used to track the spiral trajectory in three-dimensional space. The simulation results show the effectiveness and superiority of the proposed control method, and realize the precise control of the trajectory tracking of the quadrotor suspension system and the rapid suppression of the load swing during the flight.Key words Quadrotor, suspension flight, integral back-stepping, extended state observer (ESO)Citation Fan Yun-Sheng, Chen Xin-Yu, Zhao Yong-Sheng, Song Bao-Jian. Nonlinear control of quadrotor suspen-sion system based on extended state observer. Acta Automatica Sinica , 2023, 49(8): 1758−1770飞行吊挂运输因其对地面环境要求低, 无需考虑负载外形等优势, 在军用、民用领域均有广泛应用[1−3]. 传统飞行吊挂运输以单旋翼直升机为主[4−6],近年随着四旋翼飞行器技术的发展[7−8], 四旋翼飞行器吊挂负载的控制问题逐渐成为研究热点[9].四旋翼飞行器吊挂系统是一个多自由度、强耦合、欠驱动的复杂系统, 相比单体控制的难度增大.越来越多学者对四旋翼吊挂系统的控制进行深入研究, 取得许多成果[10]. 文献[11]针对吊挂飞行中空气阻尼和未知载荷质量进行参数估计, 用能量法设计非线性控制器, 但动力学模型和控制器均局限于二维平面. 文献[12]用微分平滑性控制系统使系统快速稳定, 以实现吊挂飞行系统的定点控制, 但也仅研究二维平面情况. 在实际三维空间中, 系统的非线性项耦合程度加深, 适用于二维平面的设计方法不能简单扩展到三维. 因此, 在保留系统非线性收稿日期 2020-12-31 录用日期 2021-06-24Manuscript received December 31, 2020; accepted June 24,2021国家自然科学基金(61976033, 51609033), 辽宁省重点研发指导计划(2019JH8/10100100), 大连市软科学研究计划(2019J11CY-014)资助Supported by National Natural Science Foundation of China (61976033, 51609033), Key Development Guidance Program of Liaoning (2019JH8/10100100), and Soft Science Research Pro-gram of Dalian (2019J11CY014)本文责任编委 许斌Recommended by Associate Editor XU Bin1. 大连海事大学船舶电气工程学院 大连 1160262. 辽宁省智能船舶技术与系统重点实验室 大连 1160261. College of Marine Electrical Engineering, Dalian Maritime University, Dalian 1160262. Key Laboratory of Technology and System for Intelligent Ships of Liaoning Province, Dalian 116026第 49 卷 第 8 期自 动 化 学 报Vol. 49, No. 82023 年 8 月ACTA AUTOMATICA SINICAAugust, 2023的前提下将控制系统扩展到三维空间, 成为当前重点研究方向.文献[13]考虑飞行器与吊挂负载耦合的问题,用牛顿−欧拉方法对负载摆动效应的系统建模进行详细分析, 并设计滑模控制算法, 对系统不确定性和耦合负载摆动效应具有很强的鲁棒性. 文献[14]针对吊挂飞行系统的位置控制及负载摆动抑制问题, 采用能量分析的方法, 设计非线性控制器. 仿真结果表明, 该方法可以一定程度地抑制吊挂负载摆动. 文献[15]考虑负载离开地面的过程, 将其分为起飞、拉伸和上升三个状态. 通过设计轨迹跟踪点实现吊挂负载的最小摆动轨迹, 减小飞行器吊挂负载起飞时负载的摆动. 文献[16]考虑系统的启动问题设计混合系统表示飞行过程中的状态, 并设计非线性控制器来跟踪一系列与状态相关的路径点生成的轨迹, 可显著改善系统的跟踪性能. 文献[17]为实现吊挂摆角抑制和飞行器轨迹跟踪, 将系统模型线性化, 设计基于时间分段的非线性控制器, 在负载产生较大摆动时为快动态, 优先抑制负载摆动,摆动消除后再进入慢动态, 进行轨迹跟踪. 文献[18]考虑吊挂系统执行紧急任务时的轨迹控制问题, 通过动态反馈将系统转化为线性能控系统, 并设计动态反馈控制律, 实现摆角大角度振荡时的负载轨迹跟踪. 文献[19]为实现有效负载摆动抑制的目标,利用分层控制方法设计飞行器吊挂空运系统的非线性控制方法, 有效消除负载的摆动, 保证飞行器的精确定位. 文献[20]针对负载摆动引起的外力和扭矩影响, 对四旋翼的高度及姿态设计了自适应控制器, 提高了系统的稳定性. 文献[21]针对四旋翼飞行器吊挂系统的轨迹跟踪问题, 将系统分为四旋翼飞行器和吊挂负载两个子系统. 把四旋翼轨迹跟踪控制器应用于吊挂负载轨迹跟踪, 有效降低负载位置跟踪误差.目前, 大多数文献重点研究通过四旋翼飞行器位置控制实现摆角振荡抑制, 未涉及摆角控制器的设计. 然而, 吊挂摆角自由度增大系统的耦合程度,大幅提升了系统的控制难度. 而且吊挂摆角不能直接控制, 需通过调节飞行器位置来间接控制, 同时系统本身也易受外界甚至飞行器旋翼旋转产生的风的干扰影响, 这些复合未知干扰和动态不确定性都会影响整个四旋翼吊挂飞行系统的稳定性和吊挂飞行的安全性.针对四旋翼飞行器吊挂飞行系统的负载摆动抑制和轨迹跟踪精确控制问题, 本文在总结前人研究成果的基础上[22−26], 结合团队在四旋翼飞行器非线性控制研究的积累[27−31], 对四旋翼吊挂飞行系统建立模型并设计控制器, 提出一种基于扩张状态观测器(Extended state observer, ESO)的四旋翼吊挂飞行非线性轨迹跟踪控制方法. 本文主要贡献有以下3点: 1)将四旋翼及吊挂负载当成整体系统进行受力分析, 建立四旋翼吊挂负载耦合系统的数学模型, 针对四旋翼吊挂飞行系统的负载摆动及飞行过程耦合严重、相互干扰的问题, 设计非线性控制器实现欠驱动约束下的解耦控制, 使飞行器轨迹跟踪效果不变的条件下抑制吊挂负载的摆动; 2)设计一种扩张状态观测器, 对未知外界干扰及模型动态不确定性进行估计和补偿, 并验证了控制器及观测器的所有信号一致最终有界; 3)利用Quanser公司的Qball2飞行器吊挂负载系统模型进行三维空间螺旋轨迹的跟踪控制仿真验证, 验证了本文方法的有效性和优越性.1 四旋翼吊挂系统模型四旋翼吊挂飞行系统有4个输入、8个自由度,是一个高度耦合、高度欠驱动的复杂系统. 不能简单将吊挂负载当作干扰进行处理, 而是要在单体四旋翼飞行器模型的基础上[32], 重新建立四旋翼吊挂负载耦合系统模型, 如图1所示.o图1飞行器为单体十字形四旋翼, 以飞行器质心点为原点建立坐标系, 飞行器在惯性坐标系下图 1 四旋翼吊挂负载耦合系统模型Fig. 1 Model of quadrotor suspension system8 期范云生等: 基于扩张状态观测器的四旋翼吊挂飞行系统非线性控制1759I =[X Y Z ]x y z x ϕy θz ψαxoz βyoz L l M m 的空间位置坐标为: . 定义模型各个参数为: 飞行器前/后方向为 轴方向且后退为正, 左/右方向为 轴方向且向右为正, 上/下方向为 轴方向且向上为正; 飞行器绕 轴旋转角度为横滚角 且图示转向为正, 飞行器绕 轴旋转角度为俯仰角 且图示转向为正, 飞行器绕 轴旋转角度为偏航角 且图示转向为正. 摆角为吊挂绳与飞行器 平面夹角, 摆角为吊挂绳与飞行器 平面夹角, 为吊挂绳索长度. 令四旋翼质心到电机轴心长度为 , 飞行器质量为 , 负载质量为 .在对四旋翼吊挂系统进行建模时, 由于系统较复杂,模型参数不确定性等因素的影响, 需对模型做出一些简化: 忽略空气阻力对飞行器吊挂系统的影响,认为吊挂绳是刚性的且质量不计, 吊挂绳的悬挂点为飞行器质心.单体四旋翼飞行器数学模型为:式中U 1U 2U 3U 4g I x I y I z 式中,代表四个旋翼产生的总升力, 代表横滚力, 代表俯仰力, 代表偏航力矩. 代表重力加速度, 、 、 代表机体绕相应坐标轴的转动惯量.在单体四旋翼飞行器的基础上, 增加吊挂负载,将四旋翼及吊挂负载当成整体系统进行受力分析,建立四旋翼吊挂负载耦合系统的数学模型.[x y z ][x 1y 1z 1]飞行器位置为 , 吊挂负载位置为 ,关系式为:对式(2)进行二阶求导, 即可得吊挂负载加速度与四旋翼飞行器加速度之间的关系:且由加速度关系式可对其进行受力分析:F 1F 2F 3x y z、 、 分别表示四旋翼吊挂系统 、 、 方向所受力. 将式(1)和式(3)代入式(4), 得:采用哈密尔顿原理及拉格朗日公式计算系统总动能:A P A 为四旋翼吊挂系统总动能, 为系统势能,系统总动能为:P 认为地平面是零势能, 可得系统的势能 为:q k αβ得到系统总动能及势能后, 将其代入拉格朗日公式, 取 和 , 计算后可得吊挂负载摆角加速度与四旋翼飞行器加速度之间的关系式:1760自 动 化 学 报49 卷∆d [x,y,z ,ϕ,θ,ψ,α,β]由式(1)、式(5)和式 (9), 并考虑系统8个通道受到的干扰及模型不确定性 ,得到8个自由度的四旋翼吊挂飞行系统数学模型见式(10), 并且有:由式(10)可知, 吊挂负载的摆角加速度与四旋翼飞行器的加速度相互耦合, 吊挂负载的摆动会影响飞行器的稳定, 而飞行过程的未知动态又会影响吊挂负载的状态, 因此需分别对吊挂负载摆角、飞行器位置和姿态设计控制器; 由于飞行系统多个变量均易受未知干扰, 模型也具有动态不确定性, 因此需要设计观测器对未知外界干扰及模型动态不确定性进行估计和补偿.2 扩张状态观测器设计四旋翼吊挂飞行系统在实际飞行时, 机体和负载相互耦合, 未知外界干扰及模型动态不确定性相比单体四旋翼更为严重. 本文为对四旋翼吊挂飞行系统在飞行过程中所受的未知外界扰动与模型动态不确定性进行估计和补偿, 设计一种扩张状态观测器对其进行逼近.式(10)的非线性系统可写作:f (η1,˙η1,v (t ))η1[8×1]˙η1[8×1]¨η1[8×1]η1=y (t )[8×1]v (t )[8×1]u (t )[8×1]b [8×1]η2=˙η1η3=˙η2−bu (t )η3˙η3=ω(t )式中, 为非线性系统, 、 、为系统的状态变量, 为系统输出, 为系统干扰及模型参数不确定性等未知函数, 为控制量, 为已知参数. 令 , , 为扩张状态变量, 为扰动, 则状态方程为:由式(12)设计三阶扩张状态观测器如下:ˆη1[8×1]ˆη2[8×1]ˆη3[8×1]η1η2η3κ1[8×1]κ2[8×1]κ3[8×1]式中, 、 、 分别为 、 、 的观测值. 、 、 为大于1的正实数. 下面对观测器的稳定性进行分析.各状态变量的观测误差为:则误差系统为:由巴尔巴辛公式[26]得误差的李雅普诺夫函数:κ1κ2>κ3当 时, 得:8 期范云生等: 基于扩张状态观测器的四旋翼吊挂飞行系统非线性控制1761[(V >0得 , 对其求导, 得:κ1κ2>κ3V ω(t )=0˙V<0ε1(t )=0ε2(t )=0ε3(t )=0ω(t )=0|ω(t )|≤ω0ω0由此可见, 当 时, 正定. 当扰动 时, , 误差系统在平衡点( , , )大范围渐近稳定. 当扰动 时,令 ( 为正常数), 系统稳定时:由此可得观测误差范围:3 控制器设计针对四旋翼吊挂飞行系统的负载摆动及飞行过程耦合严重且相互干扰的问题, 设计非线性控制器实现欠驱动约束下的解耦控制. 考虑四旋翼吊挂飞行系统在跟踪期望轨迹的同时需要降低吊挂负载的摆角, 而吊挂负载摆角的控制则会影响飞行器的位置跟踪, 此时若将吊挂负载摆角作为飞行器位置的外环来控制, 两个控制器的控制目标矛盾, 从而导致飞行器水平位置通道无法控制. 因此, 本文将吊挂负载摆角控制器的输出量和飞行器水平位置控制器的输出量转换为姿态角控制器的期望输入, 对飞行器轨迹跟踪产生的影响较小, 同时也能对吊挂摆角进行控制, 实现四旋翼吊挂飞行系统轨迹跟踪控制和吊挂负载的减摆控制. 四旋翼吊挂飞行控制系统结构如图2所示, 控制部分可分为飞行位置控制子系统、吊挂负载摆角控制子系统、飞行姿态控制子系统三个子系统.Z d Y d X d ψd αd βd u throttle x y u x u y x y u αu βU x U y ϕd θd u roll u pitch u yaw u throttle U 1、U 2、U 3、U 4.ˆX /ˆ˙X 、ˆY /ˆ˙Y 、ˆZ /ˆ˙Z 、ˆϕ/ˆ˙ϕ、ˆθ/ˆ˙θ、ˆψ/ˆ˙ψ、ˆα/ˆ˙α、ˆβ/ˆ˙β∆ˆd [8×1]给定期望飞行器位置 、 、 和偏航 ,期望摆角 和 为0. 由高度积分反步法控制器得到电机输入量 , 飞行器 、 方向控制器输出值 、 . 由摆角积分反步法控制器得到 、 方向的控制律补偿 、 , 最终得到 和 , 经计算得到飞行器姿态期望值 和 . 由姿态积分反步法控制器可将期望姿态转化为电机输入量 、 和 ,结合高度控制器得到的 , 经过电机模型转换可得飞行器的虚拟控制量 经系统模型和扩张状态观测器将8个通道的输出 和观测干扰 反馈到控制器.在位置解算时, 飞行器横滚角和俯仰角对飞行器的位置影响较小, 因此将其忽略作小角度近似,得位置−姿态转换公式如下:图 2 四旋翼吊挂系统控制器Fig. 2 Quadrotor suspension system controller1762自 动 化 学 报49 卷K t K y 式中, 和 为升力系数和反扭矩系数.四旋翼吊挂飞行系统的位置控制器、姿态控制器和摆角控制器均采用积分反步法控制器, 可实现欠驱动约束下的解耦控制, 消除静态误差, 减小模型不确定性以及外界扰动.3.1 位置控制器的设计以四旋翼吊挂系统飞行器高度通道为例设计控制器.Z d Z 高度期望值 与实际值 的差为:对式(23)求导, 得其跟踪误差的导数:˙Z=w z z 1z 1 即飞行器实际的高度上升速度. 为镇定, 令 的李雅普诺夫函数为:对其求导, 得:w z w zd ˙V1≤0将飞行器高度变化速度 作为控制器的虚拟输入量, 将 作为虚拟量的期望值, 为使 , 令:在虚拟控制量后加入积分项, 可增强控制器的鲁棒性,消除模型不确定性的影响:χ1=t0z 1(τ)d τ,k 1、λ1w z d w z 式中, 为大于0的常数. 虚拟控制输入量 和实际高度变化速度 的差为:˙Zd =z 2−k 1z 1−λ1χ1+w z 即 , 代入式(26), 得:˙V1≤0z 2、χ1z 2、χ1V 2为使 , 需令 趋于0, 对 设计李雅普诺夫函数 :V 2 正定, 对式(30)求导:将飞行器高度数学模型式(10)代入式(32):∆ˆdz 为观测器估计干扰, 则:˙V 2≤0为使 , 取控制变量:k 2式中, 为大于0常数. 将式(35)代入式(34), 得:˙V2 负定, 由式(31)和式(36)可验证所设计的控制律令高度渐近稳定.同理可得飞行器位置控制器的控制律:X d Y d ∆ˆdx ∆ˆd y k n (n =3,···,6)λi (i =2,3)式中, 和 为期望方向, 和 为估计干扰, , 为大于0常数, 且:3.2 摆角控制器的设计吊挂负载摆角由于其欠驱动的特性, 无法直接控制, 需通过控制器将其转化为位置信号间接控制.采用上文所述的积分反步法控制器, 可得:αd βd ∆ˆdα∆ˆd βk n (n =7,···,10)λi (i =4,5)式中, 、 为期望摆角, 、 为估计干扰,, 为大于0常数, 且:8 期范云生等: 基于扩张状态观测器的四旋翼吊挂飞行系统非线性控制1763∫由式(37)、式 (38)得到的飞行器位置控制器控制量和式(40)、式 (41)得到的吊挂负载摆角控制量, 可得四旋翼吊挂系统的飞行器位置控制量:3.3 姿态控制器的设计得到飞行器位置控制量后, 经式(21)将其转化为姿态角期望值. 飞行器姿态角控制为系统的内环控制, 同样采用积分反步法控制器, 结果如下:k n (n =11,···,16)λi (i =6,7,8)¨ϕd 、¨θd ¨ψd ∆ˆd ϕ、∆ˆd θ、∆ˆdψ式中, , 为大于0常数, 、 为期望姿态角, 取估计值, 且:4 仿真验证及结果分析以Qball2及其吊挂系统作为仿真对象, 实验平台由Quanser 公司生产的Qball2四旋翼无人飞行器、OptiTrack Flex3定位系统、 Matlab/Sim-ulink 环境的飞行控制系统和Qball2四旋翼飞行器吊挂系统四部分组成. 实验平台如图3所示:定位系统吊挂系统飞行控制系统图 3 四旋翼吊挂系统实验平台Fig. 3 Experimental platform of quadrotorsuspension system在Matlab/Simulink 仿真中, 采用Qball2四旋翼飞行器的参数, 吊挂负载为重心为中心, 质量为0.2 kg 的圆球, 吊挂绳长为0.3 m, 系统参数见表1,扩张状态观测器参数见表2.表 1 模型参数Table 1 Model parameters参数大小M 1.80 kg l 0.20 m I x 0.03 kg·m 2I y 0.03 kg·m 2I z 0.04 kg·m 2K t 8.80 N K y 0.40 N m 0.20 kg L0.30 m下面对四旋翼吊挂飞行系统进行轨迹跟踪控制仿真, 图4中Adp 表示自适应积分反步法控制四旋翼飞行器吊挂飞行系统, ESO 为本文提出的扩张状态观测器. 设置仿真时间为30 s, 在第1 s 时, 飞行器启动, 起始位置为[0 0 0], 高度设定Z = 0.1 t .1764自 动 化 学 报49 卷[X Y]=[2sin (πt /6)2cos (πt /6)+2]在第6 s 时, 设定位置, 飞行器姿态加入白噪声干扰模拟飞行器飞行时的震动,同时转动惯量分别加上0.01 kg·m 2, 用来模拟参数的不确定性, 在飞行器位置加入式(46)和白噪声组成的复合干扰, 用来模拟慢时变干扰力矩:吊挂负载摆角部分加入式(47)和白噪声组成的复合干扰力矩:e x e y e z x y z 图4为四旋翼吊挂飞行系统在三维空间的轨迹图, 图5 、图6为系统投影到其他平面的运动轨迹,同时给出四旋翼及吊挂负载在仿真过程中的采样时刻. 飞行器位置跟踪误差如图7所示, 、 、 为 、 、 位置跟踪误差, 可以看出, 本文设计的图 4 ESO 、Adp-空间轨迹跟踪曲线Fig. 4 ESO, Adp-trajectory tracking curve−3−2−101231012345吊挂物飞行器期望轨迹飞行器轨迹吊挂物轨迹−3−2−101231012345吊挂物飞行器期望轨迹飞行器轨迹吊挂物轨迹图 5 ESO 、Adp-xoy 平面轨迹跟踪曲线Fig. 5 ESO, Adp-xoy plane trajectory tracking curve表 2 ESO 参数设置Table 2 Parameters of ESO参数i =X,Y,Zi =ϕ,θ,ψi =α,β κ1i 55100100κ2i 5501 0001 000κ3i5 50010 00010 0008 期范云生等: 基于扩张状态观测器的四旋翼吊挂飞行系统非线性控制1765y y 控制策略能很好地控制飞行器沿期望轨迹飞行, 且比自适应控制策略产生的超调更小, 跟踪误差也更小. 系统在刚运行第6 s 时, 方向位于轨迹切线即速度最快点, 因此 方向会产生一定的偏差, 但能快速跟踪上.图8为飞行过程中吊挂负载产生的摆角. 可以看出, 在没有摆角控制器的情况下, 吊挂负载产生的摆动较大且处于振荡状态, 摆角控制器的参与能将吊挂负载摆角快速稳定在较小值, 且稳定后产生的振荡更小. 图9为飞行器姿态角的期望值和实际值. 可以看出, 内环的积分反步法姿态角控制器能快速准确地跟踪期望姿态.图10 ~ 12分别表示飞行器速度、吊挂摆角速度、飞行器角速度的实际值和估计值. 由图10 ~ 12可以看出, ESO 对速度信息的估计效果较好.吊挂物飞行器−3−2−10123期望轨迹飞行器轨迹吊挂物轨迹0.500.51.01.52.02.53.03.54.0期望轨迹飞行器轨迹吊挂物轨迹吊挂物飞行器−3−2−10123x /m(b) Adp-xoz 平面轨迹跟踪曲线(b) Adp-xoz plane trajectory tracking curve0.500.51.01.52.02.53.03.54.0图 6 ESO 、Adp-xoz 平面轨迹跟踪曲线Fig. 6 ESO, Adp-xoz plane trajectory tracking curve(a) ESO-飞行器位置跟踪误差(a) ESO-quadrotor position tracking error51015202530t /s0.80.60.40.200.20.40.60.8e xe y e z(b) Adp-飞行器位置跟踪误差(b) Adp-quadrotor position tracking error51015202530t/s0.80.60.40.200.20.40.60.8e x e y e z图 7 ESO 、Adp-飞行器位置跟踪误差Fig. 7 ESO, Adp-quadrotor position tracking error图 8 吊挂负载摆角Fig. 8 Swing angle of hanging load1766自 动 化 学 报49 卷图13 ~ 15为飞行器吊挂系统各个通道的估计误差曲线. 可以看出, 都能保持较小的误差, 且能快速稳定到0附近.图16 ~ 18为系统各个通道所观测到的干扰信号. 可以看出, 本文设计的观测器能快速估计外界扰动, 同时能很好地对干扰进行补偿, 对系统的控制精度及抗干扰能力有较大的提升.5 结束语考虑四旋翼吊挂飞行系统耦合严重, 外界干扰大, 模型参数不确定等约束, 针对一类四旋翼飞行器吊挂飞行系统的负载摆动抑制和轨迹跟踪精确控制的问题, 设计一种基于扩张状态观测器的吊挂负载摆动抑制的非线性轨迹跟踪控制方法. 在单体四图 10 飞行器速度估计Fig. 10 Quadrotor speed estimation图 11 吊挂角速度估计Fig. 11 Estimation of hanging angle velocity图 12 飞行器姿态角速度估计Fig. 12 Estimation of quadrotor attitudeangle velocity图 13 飞行器位置估计误差Fig. 13 Quadrotor position estimation error图 9 飞行器姿态角控制Fig. 9 Control of quadrotor attitude angle8 期范云生等: 基于扩张状态观测器的四旋翼吊挂飞行系统非线性控制1767旋翼飞行器的基础上, 增加吊挂负载, 将四旋翼及吊挂负载当成整体系统进行受力分析, 建立四旋翼吊挂负载耦合系统的数学模型, 分别设计欠驱动约束下的姿态、位置和负载摆动三个动态子系统的非线性解耦控制器; 针对四旋翼吊挂飞行系统飞行过程中的未知外界扰动和模型动态不确定性等问题,设计一种扩张状态观测器用以估计和补偿, 同时验证了闭环系统的稳定性, 跟踪误差及吊挂负载摆动所有信号的一致最终有界. 最后, 利用Quanser 公司的Qball2飞行器进行三维空间螺旋轨迹的跟踪控制, 在仿真结果验证未知干扰下, 基于扩张状态观测器的四旋翼吊挂飞行非线性控制的有效性和优越性, 是实现四旋翼吊挂飞行系统轨迹跟踪的精确控制和飞行过程中负载摆动的快速抑制的一种有效方法.图 14 吊挂角估计误差Fig. 14 Hanging angle estimation error图 15 飞行器姿态角估计误差Fig. 15 Estimation error of quadrotor attitude angle图 16 飞行器位置观测干扰Fig. 16 Interference of quadrotor position observation图 17 吊挂角观测干扰Fig. 17 Interference of hanging angle observation图 18 飞行器姿态角观测干扰Fig. 18 Interference of quadrotor attitudeangle observation1768自 动 化 学 报49 卷ReferencesRomero J G, Rodríguez-Cortés H. 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Sliding mode control for nonlin-ear trajectory tracking of a quadrotor. In: Proceedings of the 36th Chinese Control Conference. Dalian, China: IEEE, 2017.6676−668029Fan Yun-Sheng, He Zhi-Ping, Cao Jian, Wang Guo-Feng. Non-linear trajectory tracking control of quadrotor aircraft. Chinese Journal of Scientific Instrument, 2019, 40(10): 247−256(范云生, 何智平, 曹健, 王国峰. 四旋翼飞行器非线性轨迹跟踪控制. 仪器仪表学报, 2019, 40(10): 247−256)308 期范云生等: 基于扩张状态观测器的四旋翼吊挂飞行系统非线性控制1769。
近空间无尾飞行器解耦与控制分配方法研究

w i ci e ehg cuaycnr f h t n o pi ol erojc.T es ua o dct ht e hc ahe dt i acrc ot lo tes ogcu l gnni a bet h i ltn i i e ta t h v h h o r n n m i n as h
摘要 : 关于飞行器稳定性优化控制问题 , 由于近空 间无尾 飞行器具有典型的通道间强耦合且多个操纵面介入单个 通道控 制 , 执行机构的复杂化和非线性导致 控制系统设计实 时性 和响应性差 , 精度 达不到要求 。为提 高姿态控制器 控制精度 , 减小 力
矩分配误差 , 出通过解耦控制系统和控制分 配逻辑来分别解决对象 的耦合和多操纵面 的力矩分配问题。通过将 动态逆 设 提
(Istt o rc inG iac n o t l N r w s r o t h i U i r t, i nS ax 7 0 7 , h a ntu f ei o udneadC nr , o h et nP l e n nv sy X ’ hni 0 2 C i ) i e P s o t e yc c ei a 1 n
第2卷 第 期 9 4
文 章 编 号 :0 6— 3 8 2 1 )4—07 o 10 9 4 ( 0 2 0 0 2一 4
计
算
机
仿
真
21年4 0 2 月
近 空 间无尾 飞 行 器解 耦 与 控 制 分 配 方 法研 究
王 磊, 周 军 , 卫 军 呼
( 西北工业大学精确制导与控制研究所 , 陕西 西安 7 0 7 ) 10 2
Re e r h o c up i n Co t o l c to s a c n De o lng a d n r lAlo a i n f r Tale sNe r— s c hil o ils a — pa e Ve ce
模态解耦控制技术在多旋翼飞行器中的应用研究

模态解耦控制技术在多旋翼飞行器中的应用研究摘要:多旋翼飞行器在无人机领域得到了广泛应用。
然而,由于其非线性动力学和强耦合特性,导致飞行控制系统的设计与性能优化困难重重。
为了解决这一问题,模态解耦控制技术应运而生。
本文通过研究多旋翼飞行器的动力学特性,分析了模态解耦控制技术的原理和特点,并探讨了其在多旋翼飞行器中的应用现状及未来发展。
1. 引言多旋翼飞行器作为一种重要的无人机形式,在农业植保、航拍摄影、物流运输等领域发挥着重要的作用。
然而,多旋翼飞行器的飞行控制系统设计面临着非线性动力学和强耦合特性带来的困难。
传统的PID控制方法已经无法满足多旋翼飞行器高精度、高性能的控制要求,因此需引入更加先进的控制策略。
2. 多旋翼飞行器动力学建模多旋翼飞行器的控制涉及到多个自由度和动力学方程。
为了实现对其飞行姿态和位置的控制,需要对多旋翼飞行器进行准确的动力学建模。
通常,多旋翼飞行器的动力学模型可以分为刚体动力学和变桨动力学两个部分,并通过四元数描述姿态。
3. 模态解耦控制技术原理模态解耦控制技术是一种先进的控制策略,旨在解决多旋翼飞行器动力学方程中的强耦合问题。
它通过将系统的模态分解为不同的模态,并分别控制各个模态的输出,从而实现对系统的解耦和控制。
模态解耦控制技术可以极大地减小系统的复杂性,提高控制性能。
4. 模态解耦控制技术在多旋翼飞行器中的应用近年来,模态解耦控制技术在多旋翼飞行器中得到了广泛的应用。
一方面,模态解耦控制技术可以有效地减小飞行器的动力学耦合,提高飞行性能和稳定性。
另一方面,模态解耦控制技术还可以降低系统的复杂性,简化控制器设计。
在多旋翼飞行器的自动悬停、姿态控制、飞行轨迹规划等方面,模态解耦控制技术都取得了显著的效果。
5. 模态解耦控制技术在多旋翼飞行器中的挑战与展望尽管模态解耦控制技术在多旋翼飞行器中取得了一定的应用效果,但仍面临着一些挑战。
首先,多旋翼飞行器的动力学特性较为复杂,需要进一步优化解耦算法,提高控制精度和鲁棒性。
四旋翼无人飞行器混合控制系统研究夏国清
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ISSN 1001-9081 CODEN JYIIDU
2013-03-01 http: / / www. joca. cn doi: 10. 3724 / SP. J. 1087. 2013. 00858
[3 ] 了大量方法: Benallegue 等 使用反馈线性化方法对四旋翼
Research on hybrid control system of quadrotor UAV
XIA Guoqing1 ,LIAO Yuefeng1 ,WANG Lu2
( 1 . Automation College, Harbin Engineering University, Harbin Heilongjiang 150001 ,China; 2 . College of Electronic Information and Electric Engineering, Shanghai Jiao Tong University, Shanghai 200240 , China)
[1 - 2 ]。ຫໍສະໝຸດ 真结果表明, 本文设计的自适应高度控制
器能够有效减少四旋翼无人飞行器质量不确定对高度控制带 来的影响, 并且能够在线估计出无人飞行器的质量 。
1
1. 1
系统原理与数学模型
四旋翼无人飞行器 四旋翼无人飞行器由固联在刚性十字交叉结构上的 4 个
。
近年来, 各国学者针对四旋翼无人飞行器控制问题提出
应的混合控制方法。该方法通过一个状态反馈控制器实现飞行器 的 水 平 位置和 航 向 控制, 考 虑 到 飞 行 器 负载的 未 知 特性, 通过径向基函数( RBF) 神经网络对飞行器质量进行估 计, 从 而 实现 对 高 度的 精 确 控制。 仿真 分 析 及 验 证 表明, 所提出的控制方法能够有效实现飞行器高度的精确控制, 并能够在线估计出飞行器质量参数。 关键词: 四旋翼无人飞行器; 混合控制; 神经网络; 自适应控制; 径向基函数 中图分类号: TP273. 2 文献标志码: A
四旋翼飞行器姿态控制系统的反馈线性化方法研究

四旋翼飞行器姿态控制系统的反馈线性化方法研究张博博;肖勇;胡帆【摘要】四旋翼飞行器姿态控制系统是一个非线性多输入多输出系统,其核心任务是实现飞行器姿态平稳控制.针对飞行器的姿态控制系统,采用反馈线性化方法,运用了一种虚拟增加输出的方式,进行解耦控制率的求解,并将原有非线性姿态系统转化为线性系统.为了检验所述算法,通过Matlab软件设计了跟踪控制器和极点配置控制器进行数字仿真.仿真结果表明,本文所采用的控制率求解方式正确,其姿态控制方法能够有效地实现飞行器姿态角稳定控制,并对外部扰动有较强的鲁棒性.【期刊名称】《电子世界》【年(卷),期】2016(000)020【总页数】4页(P43-46)【关键词】四旋翼飞行器;姿态控制;反馈线性化;解耦控制律【作者】张博博;肖勇;胡帆【作者单位】国网亳州供电公司;深圳市计量质量检测研究院;国网亳州供电公司【正文语种】中文四旋翼飞行器在新型材料、微惯导(MIMU)、微机电(MEMS)制作工艺的开发和飞行控制方式的进步下得到迅速发展,由于其可以执行在复杂环境下的任务,而在民用及军事上发挥着重要的作用。
飞行器姿态控制系统是一个具有六个自由度和四个控制输入的系统,其动力学系统具有多变量、非线性、欠驱动、强耦合和干扰敏感的复杂系统,使得飞行控制系统的设计变得非常困难。
因此,飞行器姿态控制问题在理论和工程应用上都是具有重要研究意义。
为了实现对四旋翼飞行器姿态的控制,一般采用的是如极点配置、LQR、PID等控制方式。
这些控制器原理简单、算法成熟,但必须基于精确的系统模型进行设计。
当控制对象为飞行器姿态控制等非线性复杂系统时,需要将非线性数学模型在平衡点处进行线性化得到飞行器的状态和输出方程,此时如果系统内部结构或者外部环境参数的复杂化,如执行任务角度过大将会引起与控制模型间的失配,影响控制效果和精度。
本文以四旋翼飞行器姿态控制问题为应用背景,本文采用反馈线性化方法,将非线性系统的动态特性通过代数变换成线性系统的动态特性,从而可以应用熟知的线性控制方法。
02-小型无人倾转旋翼机飞行操纵控制系统研究(郭剑东)
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第二十四届(2008)全国直升机年会论文小型无人倾转旋翼机飞行操纵控制系统研究郭剑东 宋彦国 夏品奇(南京航空航天大学 直升机旋翼动力学重点实验室,南京 210016)摘 要: 本文通过研究倾转旋翼机的飞行动力学模型,建立了小型无人倾转旋翼机在直升机、倾转及飞机飞行模式的飞行力学模型。
仿真计算得出配平工作点处各通道的操纵量和飞行器的飞行姿态,并提取了工作点处的线性模型。
采用特征结构配置理论实现了小型倾转旋翼机的角速率解耦控制(RCAH ),在各通道解耦的基础上利用经典控制理论完成了姿态保持控制(ACAH )。
通过仿真结果表明设计的控制系统具有良好的指令跟踪性能。
关键词:倾转旋翼机;非线性方程;特征结构配置;引 言倾转旋翼机属于垂直起降飞行器(VTOL :Vertical Take-Off and Landing )的一个重要分支,兼有直升机和飞机的优点,具有直升机垂直起降和空中悬停,固定翼飞机高速前飞的特点[1、2]。
飞行模式多样,具有直升机飞行模式、过渡飞行模式和飞机飞行模式,过渡飞行模式的操纵与控制技术是亟待解决的关键技术。
近年来我国十分重视倾转旋翼机相关技术的发展和理论知识的积累。
本文针对小型无人倾转旋翼机建立了全量非线性飞行动力学数学模型,并在Matlab 的Simulink 的仿真环境中建立飞行力学仿真模型,展开该飞行器飞行性能与操纵控制策略的仿真。
1 小型无人倾转旋翼机飞行动力学模型 1.1 数学模型分析该飞行器飞行操纵控制策略的基础是系统的飞行动力学数学模型。
在分析时假定小型倾转旋翼机为刚体,在空中的运动有6个自由度,即质心的3个移动自由度和绕质心的3个转动自由度。
其机体坐标系如图1所示。
分别建立倾转旋翼机的旋翼、机翼、发动机短舱、机身、平尾、垂尾的风轴坐标系,在各自坐标系中计算气动力及力矩,最后将力及力矩通过坐标转换至重心,各部件的计算方法参考[3、4],合外力及外力矩分别为:),,(,,z y x i M F i i =即),,(z y x i = (1)其中,下标ir 表示右旋翼,il 表示左旋翼,iw 表示机翼(包括副翼),ip 表示发动机短舱,if 表示机身,ih 表示平尾(包括升降舵),iv 表示垂尾(包括方向舵)。
解耦控制系统PPT课件模板

解耦控制系统的未来发展方向
智能化解耦控制
多目标优化解耦控制
利用人工智能和机器学习技术,实现自适 应、自学习的解耦控制策略。
研究如何同时优化多个性能指标,实现更 全面的系统性能提升。
网络化解耦控制
鲁棒性解耦控制
针对网络化控制系统,研究如何实现有效 的解耦控制策略。
多变量系统问题
在许多实际工业过程中,系统常常存在多个输入和输出变量,这些变量之间可 能存在耦合关系,导致系统难以控制。解耦控制系统旨在解决这一问题。
解耦控制系统的定义
控制策略
解耦控制系统是一种通过某种控制策 略,使得多变量系统中的各个变量之 间尽可能减少耦合关系的控制系统。
目的
解耦控制系统的目的是提高系统的可 控制性和可观测性,使得各个输出变 量能够独立地被控制,从而更好地实 现系统的性能优化和稳定运行。
06
结论
解耦控制系统的重要性和意义
提高系统性能 解耦控制系统能够将耦合的多个 过程或子系统进行解耦,从而提 高每个子系统的性能和稳定性。
增强系统可靠性 解耦控制系统能够降低子系统之 间的耦合程度,减少系统故障的 传播和扩散,统的设计能够简化系 统结构,降低系统复杂性和控制 难度,提高系统的可维护性和可 扩展性。
详细描述
在能源领域中,解耦控制系统主要用于控制各种能源设备和系统,如风力发电、太阳能发电、火力发电等。通过 解耦控制技术,可以实现能源设备的快速响应和精确控制,提高能源的产出和利用率,降低能耗和环境污染。
04
解耦控制系统的优势与挑战
解耦控制系统的优势
提高系统性能
解耦控制系统能够将复杂系统 分解为多个独立的子系统,从
高动态临近空间飞行器的姿态自适应解耦控制

w r si t d b C eeet ma e y F MAC n u a ewo ka d te fe b c i e rz t n mo e a d f d t f ci ey s le e e r n t r n d a k l aiai d l smo i e .I e e t l ov d t l h e n o w i v h l i t n o e b c n aia in ta e d c u a e ma e t d 1 T e d f c l p o lms o t td e o - i t i ff d a k l e r t tn e sa c r t t mai mo e . h i iu t r b e fa t u e d c u m ao e i z o h h c i
df r n i e mer to d mo e n c n rlte r ,t i p p r u g s d a p r a h o e r l ew r s a a t e i e t g o t me d a d r o t o y h s a g e t n a p o c f u a n t o k d p i e a l y h n o h e s e n v fe b c i e rz t n h e e rr fp e i o n a iain fe b c t x b t e n a t a d l d n mi a d l e d a k l aia i .T l s o r cs n l e r t e d a k mar ew e cu mo e o n mo e n o o i i z o i l n a l
第7 第 期 2卷 4
文章编号 :06— 3 8 2 1 )4—0 5 0 10 9 4 (0 0 0 0 7— 5
航空航天行业中的飞行目标跟踪与识别技术研究

航空航天行业中的飞行目标跟踪与识别技术研究绪论航空航天行业一直以来都是高度复杂和关键的领域。
在当前技术发展的背景下,飞行目标的跟踪和识别技术在航空航天中扮演着重要的角色。
飞行目标跟踪与识别技术能够提供实时的目标信息,为航空航天任务的顺利执行提供支持与保障。
一、飞行目标跟踪技术的研究与应用1.1 飞行目标跟踪技术的定义与原理飞行目标跟踪技术是指通过利用目标的特征信息,采用合适的算法对其进行连续的定位与跟踪,实现对飞行目标的准确追踪。
该技术包括目标检测、特征提取、运动估计等关键步骤,常用的跟踪算法包括卡尔曼滤波、粒子滤波等。
1.2 飞行目标跟踪技术的应用场景飞行目标跟踪技术在航空航天行业中被广泛应用。
其中包括但不限于飞行器的自动驾驶系统、无人机的实时监控、导弹的目标追踪等。
具体应用场景包括民航、军事、航天科研等领域。
1.3 飞行目标跟踪技术的挑战和趋势在实际应用中,飞行目标跟踪技术面临着多种挑战,如目标尺度变化、复杂背景干扰、遮挡等。
为了应对这些挑战,研究者们持续改进和优化跟踪算法,探索新的特征描述方法、多模态融合等技术手段,以提高跟踪的稳定性和精度。
二、飞行目标识别技术的研究与应用2.1 飞行目标识别技术的定义与原理飞行目标识别技术是指通过对目标的特征进行提取和分析,以区分不同的目标类别。
该技术常用的特征包括外形、纹理、尺度等信息,在训练样本的基础上,通过模式识别的方法进行分类。
2.2 飞行目标识别技术的应用场景飞行目标识别技术在航空航天行业中具有广泛的应用前景。
识别技术可以应用于飞行器的自动导航与避碰系统、航天器的目标选择与打击系统、航空器的自动着陆系统等。
这些应用能够提高任务执行的安全性和效率。
2.3 飞行目标识别技术的挑战和趋势面临着不同目标类别的多样性和复杂性,飞行目标识别技术也面临一系列挑战。
例如光照变化、目标姿态的改变、目标遮挡等。
为了迎接这些挑战,研究者们正在不断改进识别算法,提出新的特征描述方法和分类模型,以提高识别准确度和鲁棒性。
基于PSO的BTT飞行器鲁棒解耦控制设计

Ab ta t A o u td c u l g c n r l t o o sr c : r b s e o pi o t n o meh d f rBTT e il i p o o e .Ac o dn Ot e v hce Sc a a t r tc u h a v hce s r p s d c r i g t h e il ’ h r ce i i s c s s s n n ie r y,sr n o p ig a d M I o l ai n t to g c u l n MO ,f s l ,t er s l o h o p ig b t e h n e n l z d o h o sr c fB n i ty h eu t f ec u l ewe n c a n l i a ay e n t ec n tu to TT r t n ss v h ce Sma h ma i lmo e .An h n,Ge s g rn C r l i a o t d t u n mc t n l n l z h ig n l o n n eo h s e i ’ t e t a d 1 l c dt e r h o i ice s d p e O q a t a i al a a y e t ed a o a mi a c ft i 。 y d s s e .Ne t sn S ,a r b s e o pi g ma rx o h mal i n l i e r e d l i e u e ,wh c k st e s se y tm x ,u ig P O o u td c u l ti f e s l —s a n a i d mo es s d d c d n t g l z ih ma e h y t m f l l t e d a o a o n n e uf l h ig n ld mia c .Fia l ,smua in rs l h w h tr b s e o p i g c n r l ri e fc ie a d e s o n i e r i nl y i lt e u t s o t a o u td c u l o tol fe t n a y f re gn e — o s n e s v
一种多变量解耦控制方法
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一种多变量解耦控制方法
谭永红
【期刊名称】《桂林电子工业学院学报》
【年(卷),期】1989(009)001
【摘要】本文提出了一种基于内模控制的多变量解耦控制方法,该方法同时还具有抗干扰及跟踪设定值的能力。
【总页数】5页(P51-55)
【作者】谭永红
【作者单位】无
【正文语种】中文
【中图分类】TP11
【相关文献】
1.基于解耦设计的多变量IGPC控制方法的研究与应用 [J], 袁朝辉;陈韶千;杨芳
2.基于ESO的BTT飞行器多变量解耦控制方法研究 [J], 杜立夫;张瑞;赵志芳;闵勇
3.一种适合于高阶多变量系统的逆向解耦控制方法 [J], 郑义民;吉国力
4.一种简单实用的多变量解耦控制方法及在精馏过程中的应用 [J], 张志君;董文葆
5.多变量解耦控制方法的研究 [J], 王朝霞
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高超声速飞行器数学模型分析

2020年第三期(第一卷) 科技理论与实践 No.3 2020 (Vol.1)高超声速飞行器数学模型分析朱波(仪征技师学院,江苏 仪征 211400)摘要:相比较传统的航空航天器,高超声速飞行器具备飞行速度更快、隐蔽性更强等突出的特点,有着重要的战略意义和极高的军事价值,已经成为当前临近空间飞行技术的主要研究对象。
同时,高超声速飞行器飞行环境复杂,强耦合、不确定性以及独特的气动特性都对其性能的要求提出巨大的挑战。
如何能够保证高超声速飞行器在高空中平稳飞行,如何对其实现有效的鲁棒控制、进而获得良好的动态跟踪性能已经成为控制工程领域关注的热点问题。
论文以NASA的Langley实验室公开的高超声速飞行器纵向模型为研究对象,重点介绍了一系列先进的控制算法,研究其稳定性以及动态跟踪性能,并结合Simulink动态仿真平台进行分析,介绍相关数学模型及相关参数。
关键词:高超声速飞行器;PI/PID控制器;干扰观测器;Simulink仿真DOI: 10.12184/ wspkjllysjWSP2634-792X07.20200103一、引言众所周知,高超声速飞行器自身采用了机体发动机一体化设计,由此带来的问题就是多维、强耦合以及非线性,并对其稳定飞行产生不小的影响,所以在建模过程中必须对其进行解耦并给出一定合理的假设。
另一方面,由于高超声速飞行器在近空间飞行时受到的外界干扰对机体影响很大,这些因素都致使高超声速飞行器拥有易变且的复杂气动特性,这些必然要求对其自身各个子系统开展研究分析。
此外,推力和输入力矩约束性、燃料消耗所引起的飞行器质量变化、燃料的激荡性等方面的问题,也大大加重了模型和参数的不稳定性以及随机干扰等诸多问题。
本文研究的高超声速飞行器模型为NAsA的Langley实验室公开的飞行器纵向模型。
二、高超声速飞行器基本结构和参数对于本文而言,采用兰利实验室公开的(Winged-cone)高超声速飞行器作为仿真模型。
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1
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~
Step7:停止计算。
三、静态解耦算法(举例)
给定线性连续时不变系统:
0 x 0 0 1 y 0
1 0 0 0 0 1 u 0 1 x 0 1 1 0 0 0 x 0 1
1)判断系统能否由输入变换和状态反馈矩阵实现系统静态解耦? 2)若能,请定出使实现系统静态解耦的输入变换和状态反馈矩阵{L,K}
无静差跟踪控制系统的一般构成
无静差跟踪控制系统组成的一般形式如图 所示。控制器由伺服补偿器和镇定补偿
器组成。伺服补偿器为一个线性定常系统,也是一个动态系统,其功能是为控制系统 实现渐近跟踪和干扰解耦提供机理保证。镇定补偿器为一个静态状态反馈 ,其功能是 使控制系统实现渐近稳定。
闭环跟踪控制系统的结构图
设多输入多输出连续时间线性时不变系统 Ax Bu x G( s) C ( sI A) 1 B y Cx 采用包含输入变换L的状态反馈K
dim u dim y
y
u
L
B
x
∫ A
x
C
K
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
三点基本假设
u K p n x Lp p
det L 0
无静差跟踪控制的综合算法
步骤 1:判断受控系统的输入维数是否大于输出维数,即 dim (u)大于等于dim (y)。若是,进
入下一步;若否,到步骤 8。
步骤2 :判断{A ,B}是否完全能控。若为完全能控,进入下一步;若为不完全能控,到步骤 8。 步骤 3:建立参考信号Y。(t)和干扰信号 w (t)的不稳定信号模型。 步骤4 :判断受控系统是否可实现无静差跟踪,即对参考信号和干扰信号共同不稳定代数方程 =0 的每个根,判断是否满足条件。若成立 ,进入下一步;若不成立,到步骤 8。
0 2 L [C ( A BK )1 B]1 D 3 0
解耦系统利用MATLAB进行仿真
解耦系统利用MATLAB进行仿真
解耦系统利用MATLAB进行仿真
解耦系统利用MATLAB进行仿真
解耦系统利用MATLAB进行仿真
解耦系统利用MATLAB进行仿真
二:飞行器跟踪
取 d11 d22 1 即, D
1 0 0 1
0 0 3 K 3 4 1
5) 计算输入变换矩阵
s 0 s 0
lim G KL s lim C ( sI A BK )-1 BL [C ( A BK )-1 B][C ( A BK )-1 B]1 D 1 0 D 0 1
A BK x BLv x 1 GKL s C sI A BK BL y Cx
二、静态解耦算法
Step1:判断受控系统{A,B}的能镇定性,若为能镇定,进入下一步,否则 转入Step7。
A B Step2:判断受控系统 若满足,进入下一步,否则转入 rank n p Step7。 C D
当参考信号
设计举例及仿真
首先判断出受控系统满足定理的两个条件,系统为完全能控,故可 实现无静差跟踪。采用极点配置法综合复合系统的状态反馈控制律。取 期望的闭环极点为:
运用
M ATLAB 软件中的 place 函数用法为:K = place(A,B,P)其中,
A、B为系统的状态空间模型矩阵,向量P是期望的闭环极点位置,返回 值是增益向量。求解,得到状态反馈控制律:
飞行器解耦与跟踪
解耦问题
飞机在飞行中我们感兴趣的输出量是俯仰角、水平 位置和高度,输入变量是三个机翼的偏转。因为三个输 出量之间有耦合,如果要同时操纵三个输入量并成功地 控制飞机,要求驾驶员有相当高的技巧。如果系统实现 了解耦,就为驾驶员提供了三个独立的高稳定性的子系 统,从而可以独立地调整其俯仰角、水平位置和高度。
四、静态解耦算法(举例)
解: 1) 判断系统镇定性:
rank[ B AB 0 0 0 1 * * 3 A2 B ] rank 0 1 1 0 * * 1 0 1 0 * *
可知,系统完全能控,由此可判断系统可镇定(条件一) 2) 判断矩阵秩关系等式是否成立:
0 0 A B 0 rank rank C 0 1 0 1 0 0 0 0 1 0 1 0 1 1 0 3 2 5 0 0 0 0 0 1 0 0
步骤 5 :定出不稳定模型的系数矩阵,并组成(n +ql)维复合系统。 步骤 6 :采用极点配置法综合复合系统的状态反馈控制律。 步骤 7 :定出伺服补偿器和镇定补偿器。 步骤 8 :停止计算。
设计举例及仿真
设在干扰的作用下,某线性控制系统的状态方程和输出方程为:
Y和干扰信号 w (t)均为阶跃信号时,设计出系统的渐近跟 踪和干扰解耦的控制律,同时使系统镇定。
设计举例及仿真
定出伺服补偿器为:
镇定补偿器为:
设计举例及仿真
运用SIMLINK进行仿真
设计举例及仿真
运行仿真系统得到系统的跟踪误差曲线和输出响应曲线如图所示。由仿真图形可以
看出:原受控系统在加入状态反馈控制律后,跟踪误差 e(t)逐渐趋向于零 ,说明系统 实现了跟踪控制和干扰解耦 ,而从输出响应曲线可知系统实现了镇定。
条件二也成立,因此系统可通过{L,K}实现静态解耦
四、静态解耦算法(举例)
3) 确定状态反馈阵K,使(A-BK)的特征值都具有负实部; 不失一般性,选闭环系统期望极点为:-1,-2,-3 按多输入情形极点配置算法计算K得:
~ d ,2,, p) 4) 按解耦后各单输入单输出稳态增益确定 ii , (i 1
一:解耦
耦合:控制量与被控量之间是相互影响和关联的,原
系统一个控制量的变化同时引起几个被控制量变化的 现象。
解耦:通过某种方式,使MIMO系统的每个输入仅控
制一个输出,每个输出仅由一个输入控制。
解耦方法:基于传递函数(频域)和状态反馈解耦
(时域)
2018/1/12 3
一、静态解耦概念理解
Ax Bu Fw x y Cx
其中w为干扰向量,F为已知的干扰分布矩阵。跟踪问中希望受控
系统实现以下任务:对于给定的某一个连续信号yr(t),控制系统输 出y(t)满足:
lim y(t ) y r(t ) 0
t
干扰解耦
干扰解耦则是通过控制作用消除或减小干扰对系统输出的影响。
Step3:综合p×n镇定状态反馈阵K,按多输入情形极点配置算法计算K。
~ Step4:按系统期望要求指定稳态增益即 dii , (i 1,2,, p) 组成
~ ~ ~ D diag(d11 , , d pp )
1
Step5:计算 C( A BK) B ,计算 C( A BK) B 的逆。 Step6:计算 L [C( A BK)1 B]1 D 。且{L,K}为综合导出的输入变换和 状态反馈阵,并有 GKF (0) D 。