專利名稱：一種基于離散控制模型的擾流片自適應(yīng)控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及航空航天技術(shù)領(lǐng)域，特別是一種基于離散控制模型的擾流片自適應(yīng)控制方法。
背景技術(shù)：
目前飛行器姿態(tài)控制技術(shù)有經(jīng)典PID控制技術(shù)和自適應(yīng)控制技術(shù)，經(jīng)典PID控制技術(shù)主要適用于當飛行器控制模型相對固定且能精確可取的情況，并且由于飛行器機 體加工和裝配誤差無法消除，飛行器控制理論模型與飛行器實際動力學(xué)模型必然存在差異，所以實際PID控制參數(shù)需要通過大量試驗才能確定，并且外界擾動極易引起控制系統(tǒng)不穩(wěn)定。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是，針對現(xiàn)有技術(shù)不足，提供一種基于離散控制模型的擾流片自適應(yīng)控制方法，通過對擾流片的準確控制來平衡自旋力矩，從而保證飛行姿態(tài)的穩(wěn)定。為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明所采用的技術(shù)方案是一種基于離散控制模型的擾流片自適應(yīng)控制方法，其特征在于，該方法具體步驟如下I)根據(jù)外部輸入偏航控制指令實時解算最新的飛行器目標偏航角度Θ i ；2)檢測當前狀態(tài)下的飛行器當前偏航角度Θ 2和角速度；3)求取姿態(tài)偏差值e，e= Θ廠Θ 2 ;4)利用姿態(tài)偏差值e，自適應(yīng)控制器結(jié)算姿態(tài)控制量u ；5)根據(jù)擾流片離散控制參考模型解算偏航角度參考值Xm;同時檢測擾流片角度和螺旋槳轉(zhuǎn)速，通過PWM信號控制擾流板舵機，檢測控制狀態(tài)下的偏航角度實測值Xs ；6)若Xm-XsS 2°，則進入7);否則返回5);7)實時比較當前飛行器偏航角度實測值與偏航角度參考值的差值，并根據(jù)該差值控制擾流板舵機，調(diào)節(jié)擾流板角度β ;8)結(jié)束。所述步驟4)中，控制量U由自適應(yīng)控制率解算得到，其中自適應(yīng)控制率u(t)的計算公式如下u (t) =f (t) Xs (t) +g (t) r (t),其中，f(t)，g(t)為自適應(yīng)率，/(O = J0+ f
Og(0=f \β{τ)τ(τ) τ + g*
J O其中，λ a為自調(diào)節(jié)反饋裝置的調(diào)節(jié)系數(shù)；λ b為自適應(yīng)前饋裝置的調(diào)節(jié)系數(shù)；f*為自適應(yīng)反饋裝置的初始值；g*為自適應(yīng)前饋裝置的初始值；xs( τ )為自適應(yīng)反饋裝置的狀態(tài)輸入變量；ι*(τ)為自適應(yīng)前饋裝置的控制輸入。所述步驟5)中，擾流片離散控制參考模型如下
權(quán)利要求
1.一種基于離散控制模型的擾流片自適應(yīng)控制方法，其特征在于，該方法具體步驟如下 1)根據(jù)外部輸入偏航控制指令實時解算最新的飛行器目標偏航角度Θi ； 2)檢測當前狀態(tài)下的飛行器當前偏航角度Θ2和角速度； 3)求取姿態(tài)偏差值G^=Q1-Q2; 4)利用姿態(tài)偏差值e，自適應(yīng)控制器結(jié)算姿態(tài)控制量u； 5)根據(jù)擾流片離散控制參考模型解算偏航角度參考值Xm;同時檢測擾流片角度和螺旋槳轉(zhuǎn)速，通過PWM信號控制擾流板舵機，檢測控制狀態(tài)下的偏航角度實測值Xs ； 6)若Xm-XsS≤2°，則進入7);否則返回5); 7)實時比較當前飛行器偏航角度實測值與偏航角度參考值的差值，并根據(jù)該差值控制擾流板舵機，調(diào)節(jié)擾流板角度β ; 8)結(jié)束。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的基于離散控制模型的擾流片自適應(yīng)控制方法，其特征在于，所述步驟4)中，控制量u由自適應(yīng)控制率解算得到，其中自適應(yīng)控制率u(t)的計算公式如下
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的基于離散控制模型的擾流片自適應(yīng)控制方法，其特征在于，所述步驟5)中，擾流片離散控制參考模型如下苴中 ·
4.根據(jù)權(quán)利要求I所述的基于離散控制模型的擾流片自適應(yīng)控制方法，其特征在于，所述步驟7)中，調(diào)節(jié)擾流板角度β的流程如下 1)選取螺旋槳轉(zhuǎn)速Ii1和η2； 2)根據(jù)轉(zhuǎn)速Ii1和η2，計算兩個擾流片的升力F1、F2和兩個擾流片處氣流速度V1、V2;3)根據(jù)Fl和F2計算擾流片平衡力矩M。，根據(jù)Vl和V2計算擾流片自旋力矩M； 4)令M=Mtl，計算 β ； 5)根據(jù)β計算升力·損失F’； 6)判斷升力損失F’是否小于總升力F與整機自重G的差值，若是，則β符合要求，若否，則返回O ;其中F=F1+F2。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于離散控制模型的擾流片自適應(yīng)控制方法，根據(jù)擾流片前期試驗得到導(dǎo)流板控制角、旋翼轉(zhuǎn)速和導(dǎo)流板偏轉(zhuǎn)力矩關(guān)系表，得到相應(yīng)的飛行器離散控制對象模型，并設(shè)計離散模型參考自適應(yīng)控制系統(tǒng)。本發(fā)明的方法能保證無人飛行器在前進、停懸等狀態(tài)時保持姿態(tài)穩(wěn)定，無自旋現(xiàn)象。
文檔編號G05B13/04GK102929150SQ20121045342
公開日2013年2月13日 申請日期2012年11月13日 優(yōu)先權(quán)日2012年11月13日
發(fā)明者楊爾衛(wèi), 陽衡, 余安, 吳大慶 申請人:湖南航天機電設(shè)備與特種材料研究所