一種模型參考自適應(yīng)的飛行器魯棒控制方法
【專(zhuān)利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種基于線(xiàn)性矩陣不等式的飛行器魯棒模型參考自適應(yīng)控制方法及系統(tǒng)，該方法中首先建立飛行器動(dòng)力學(xué)模型，并選定參考模型；再根據(jù)動(dòng)力學(xué)模型和參考模型設(shè)置狀態(tài)反饋控制器、自適應(yīng)控制器和基于線(xiàn)性矩陣不等式的魯棒控制器，從而獲得線(xiàn)性狀態(tài)反饋控制律、自適應(yīng)控制律和魯棒修正項(xiàng)，并將其引入到飛行器動(dòng)力學(xué)模型中獲得基于線(xiàn)性矩陣不等式的魯棒模型參考自適應(yīng)控制器，再通過(guò)所述控制器控制對(duì)飛行器進(jìn)行控制。
【專(zhuān)利說(shuō)明】
一種模型參考自適應(yīng)的飛行器魯棒控制方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明屬于自動(dòng)控制技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種飛行器控制系統(tǒng)及控制方法，具體涉及 一種基于線(xiàn)性矩陣不等式的魯棒模型參考自適應(yīng)控制系統(tǒng)及方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 在飛行器在飛行過(guò)程中，其載荷變化、系統(tǒng)老化、執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效以及外部環(huán)境擾 動(dòng)，會(huì)導(dǎo)致飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)存在強(qiáng)非線(xiàn)性，參數(shù)變化范圍大、參數(shù)跳變等情況，不能簡(jiǎn)單 的利用單一的線(xiàn)性模型來(lái)描述，這給飛行器的控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來(lái)巨大挑戰(zhàn)。
[0003] 模型參考自適應(yīng)控制一直是解決飛行器參數(shù)不確定性及跳變問(wèn)題的有效方法，其 中，為了解決參數(shù)變化范圍大帶來(lái)的不確定性問(wèn)題，通常采用大的自適應(yīng)速率來(lái)保證快速 響應(yīng)，但大的自適應(yīng)速率會(huì)造成控制信號(hào)的高頻振蕩，進(jìn)而會(huì)激發(fā)為建模動(dòng)力學(xué)特性，導(dǎo)致 系統(tǒng)的不穩(wěn)定，這個(gè)缺陷成為模型參考自適應(yīng)控制廣泛應(yīng)用的限制。
[0004] 由于上述原因，本發(fā)明人對(duì)現(xiàn)有的飛行器控制系統(tǒng)做了深入研究，以便設(shè)計(jì)出一 種能夠解決上述問(wèn)題的飛行器控制系統(tǒng)或控制方法。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 為了克服上述問(wèn)題，本發(fā)明人進(jìn)行了銳意研究，設(shè)計(jì)出一種基于線(xiàn)性矩陣不等式 的飛行器魯棒模型參考自適應(yīng)控制方法及系統(tǒng)，該方法中首先建立飛行器動(dòng)力學(xué)模型，并 選定參考模型;再根據(jù)動(dòng)力學(xué)模型和參考模型設(shè)置狀態(tài)反饋控制器、自適應(yīng)控制器和基于 線(xiàn)性矩陣不等式的魯棒控制器，從而獲得線(xiàn)性狀態(tài)反饋控制律、自適應(yīng)控制律和魯棒修正 項(xiàng)，并將其引入到飛行器動(dòng)力學(xué)模型中獲得基于線(xiàn)性矩陣不等式的魯棒模型參考自適應(yīng)控 制器，再通過(guò)所述控制器控制對(duì)飛行器進(jìn)行控制，從而完成本發(fā)明。
[0006] 具體來(lái)說(shuō)，本發(fā)明的目的在于提供以下方面：
[0007] (1) -種基于線(xiàn)性矩陣不等式的飛行器魯棒模型參考自適應(yīng)控制方法，其特征在 于，該方法包括如下步驟：
[0008] 步驟1:建立飛行器動(dòng)力學(xué)模型，并選定參考模型；
[0009] 步驟2:根據(jù)上述動(dòng)力學(xué)模型和參考模型設(shè)置狀態(tài)反饋控制器、自適應(yīng)控制器和基 于線(xiàn)性矩陣不等式的魯棒控制器；
[0010] 步驟3:將步驟2中的設(shè)置的狀態(tài)反饋控制器、自適應(yīng)控制器和基于線(xiàn)性矩陣不等 式的魯棒控制器引入到步驟1中的飛行器動(dòng)力學(xué)模型，獲得基于線(xiàn)性矩陣不等式的魯棒模 型參考自適應(yīng)控制器，通過(guò)所述控制器控制飛行器。
[0011] (2)根據(jù)上述⑴所述的方法，其特征在于，
[0012] 在所述步驟1中建立的飛行器動(dòng)力學(xué)模型中，具有如下式(三)所示的狀態(tài)方程；
[0014] 其中，x(t)為可觀(guān)測(cè)的系統(tǒng)狀態(tài)向量;y(t)表示飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的輸出量，ip) 表示x(t)的導(dǎo)數(shù)，u(t)為飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的控制律;A為飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的系統(tǒng)矩陣;B 為飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的控制矩陣；Θ表示未知參數(shù);θτ表示Θ的轉(zhuǎn)置矩陣；Θ(χ(〇)表示非線(xiàn) 性項(xiàng);C為輸出矩陣，C TSC的轉(zhuǎn)置矩陣。
[0015] (3)根據(jù)上述(2)所述的方法，其特征在于，
[0016] 所述飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的控制律u(t)由線(xiàn)性狀態(tài)反饋控制律ub(t)、自適應(yīng)控制 律uad(t)和魯棒修正項(xiàng)u m(t)三部分構(gòu)成，即u(t)通過(guò)下式（四）獲得，
[0017] u(t) =Ub(t)+Uad(t)+Um(t)(四）。
[0018] (4)根據(jù)上述(1)所述的方法，其特征在于，
[0019] 在所述步驟1中選定的參考模型中包括下式(五），
[0021] 其中，Xm(t)是參考模型的狀態(tài)向量，(?)表示Xm(t)的導(dǎo)數(shù)，r(t)是分段連續(xù)的參 考指令，Am表示參考模型的系統(tǒng)矩陣，B m是參考模型的控制矩陣，C為輸出矩陣，CTSC的轉(zhuǎn)置 矩陣，ym(t)表不參考模型的輸出量。
[0022] (5)根據(jù)上述(1)所述的方法，其特征在于，
[0023] 所述狀態(tài)反饋控制器中線(xiàn)性狀態(tài)反饋控制律ub(t)通過(guò)下式(六)獲得，
[0024] Ub(t) = ~Kix(t)+K2r(t)(六）
[0025] 所述自適應(yīng)控制器中自適應(yīng)控制律uad(t)通過(guò)下式(七)獲得，
[0027]所述基于線(xiàn)性矩陣不等式的魯棒控制器中魯棒修正項(xiàng)um(t)通過(guò)下式(八)獲得，
[0028] Um(t) =K3em(t) (A)
[0029] 其中，所述h表示狀態(tài)反饋增益矩陣，K2表示指令前饋增益矩陣、K3表示誤差反饋 增益矩陣，表示未知參數(shù)轉(zhuǎn)置矩陣的估計(jì)值，e m(t)表示參考模型狀態(tài)量與實(shí)際模型 狀態(tài)量的誤差。
[0030] (6)根據(jù)上述(5)所述的方法，其特征在于，
[0031]根據(jù)所述式(六）、（七)和式(八)獲得誤差動(dòng)力學(xué)模型，所述誤差動(dòng)力學(xué)模型中包 括下式(九）
[0033] (7)根據(jù)上述(1)所述的方法，其特征在于，
[0034] 步驟3中獲得基于線(xiàn)性矩陣不等式的魯棒模型參考自適應(yīng)控制器，從干擾項(xiàng)w(t) 到輸出項(xiàng)z(t)的傳遞函數(shù)表示為下式(一），
[0036]其中，s表示拉普拉斯算子，所述z (s)和w (s)分別為z (t)和w (t)在頻域中的描述，
表示輸出項(xiàng)與干擾項(xiàng)拉普拉斯變換的比值，I表示單位矩陣，六"表示參考模型的系統(tǒng)矩 陣，B為飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的控制矩陣；K 3表示誤差反饋增益矩陣，
，? (x(t))表示非線(xiàn)性項(xiàng)，表示未知參數(shù)的估計(jì)誤差， 涇⑴=6>-巧0;其中Θ表示未知參數(shù)的真實(shí)值，外)表示未知參數(shù)的估計(jì)值。
[0037] (8)根據(jù)上述(7)所述的方法，其特征在于，
[0038] 使得從干擾項(xiàng)w(t)到輸出項(xiàng)z(t)的傳遞函數(shù)的Hoc范數(shù)| |Twz(s) | |〇〇最小。
[0039] (9)根據(jù)上述(8)所述的方法，其特征在于，
[0040 ]使得從所述傳遞函數(shù)的范數(shù)最小的方法包括：
[0041] 將誤差反饋增益矩陣κ3分解為foiwur1，得到如下式(二)所示的等價(jià)意義的線(xiàn) 性矩陣不等式，
[0042] 求解該線(xiàn)性矩陣不等式，系數(shù)κ最小，得到最優(yōu)解WlPX'此時(shí)誤差反饋增益矩陣表 示為 K3=W*(X*)-1;
[0044] 其中，Βτ表示B的轉(zhuǎn)置矩陣，（AmX+BW)T表示(AmX+BW)的轉(zhuǎn)置矩陣。
[0045] 本發(fā)明所具有的有益效果包括：
[0046] (1)根據(jù)本發(fā)明提供的控制方法能夠避免控制信號(hào)的高頻振蕩，提高系統(tǒng)的穩(wěn)定 性，
[0047] (2)根據(jù)本發(fā)明提供的控制方法簡(jiǎn)單易用，不需要修改參考模型，便于工程實(shí)現(xiàn)，
[0048] (3)根據(jù)本發(fā)明提供的控制方法能夠在高自適應(yīng)率下實(shí)現(xiàn)快速參數(shù)自適應(yīng)，且保 證控制信號(hào)的平滑，
[0049] (4)根據(jù)本發(fā)明提供的控制方法能夠與其他修正方法聯(lián)合使用，達(dá)到更好的控制 效果，如死區(qū)修正，e修正，σ修正等等。
【附圖說(shuō)明】
[0050] 圖1示出根據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選實(shí)施方式的基于線(xiàn)性矩陣不等式的飛行器魯棒模型 參考自適應(yīng)控制方法的工作狀態(tài)結(jié)構(gòu)示意圖；
[0051] 圖2示出傳統(tǒng)模型參考自適應(yīng)的仿真結(jié)果中系統(tǒng)狀態(tài)量示意圖；
[0052] 圖3示出傳統(tǒng)模型參考自適應(yīng)的仿真結(jié)果中控制信號(hào)示意圖；
[0053] 圖4示出根據(jù)本發(fā)明提供的方法進(jìn)行的仿真結(jié)果中系統(tǒng)狀態(tài)量示意圖；
[0054] 圖5示出根據(jù)本發(fā)明提供的方法進(jìn)行的仿真結(jié)果中控制信號(hào)示意圖；
【具體實(shí)施方式】
[0055] 下面通過(guò)附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。通過(guò)這些說(shuō)明，本發(fā)明的特點(diǎn) 和優(yōu)點(diǎn)將變得更為清楚明確。
[0056] 在這里專(zhuān)用的詞"示例性"意為"用作例子、實(shí)施例或說(shuō)明性"。這里作為"示例性" 所說(shuō)明的任何實(shí)施例不必解釋為優(yōu)于或好于其它實(shí)施例。盡管在附圖中示出了實(shí)施例的各 種方面，但是除非特別指出，不必按比例繪制附圖。
[0057] 根據(jù)本發(fā)明提供的基于線(xiàn)性矩陣不等式的飛行器魯棒模型參考自適應(yīng)控制系統(tǒng)， 如圖1中所示，該系統(tǒng)中，誤差動(dòng)力學(xué)模型，如下式(九）
[0059]其中，從干擾w(t)到輸出z(t)的傳遞函數(shù)表示為下式(一），
[0061 ]其中，s表示拉普拉斯算子，所述z (s)和w (s)分別為z (t)和w (t)在頻域中的描述，
表示輸出項(xiàng)與干擾項(xiàng)拉普拉斯變換的比值，I表示單位矩陣，六》表示參考模型的系統(tǒng)矩 陣，B為飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的控制矩陣；K 3表示誤差反饋增益矩陣，
,θ (x(t))表示非線(xiàn)性項(xiàng)，表示未知參數(shù)的估計(jì)誤差， 6⑴=;其中Θ表不未知參數(shù)的真實(shí)值，》⑴表不未知參數(shù)的估計(jì)值。
[0062] 進(jìn)一步地，根據(jù)魯棒控制理論，需要使得從干擾項(xiàng)w(t)到輸出項(xiàng)z(t)的傳遞函數(shù) 的Hoc范數(shù) | |Twz(s)| |〇〇最小，
[0063] 具體來(lái)說(shuō)，將誤差反饋增益矩陣K3分解為foiWUr1，得到如下式(二)所示的等價(jià) 意義的線(xiàn)性矩陣不等式，
[0064] 求解該線(xiàn)性矩陣不等式，系數(shù)κ最小，得到最優(yōu)解WlPX'此時(shí)誤差反饋增益矩陣表 示為 K3=W*(X*)-1;
[0066] 其中，（X*)-1表示X*的逆矩陣，Βτ表示B的轉(zhuǎn)置矩陣，（A mX+BW)T表示(AmX+BW)的轉(zhuǎn)置 矩陣。
[0067] 根據(jù)本發(fā)明提供的基于線(xiàn)性矩陣不等式的飛行器魯棒模型參考自適應(yīng)控制方法， 該方法包括如下步驟：
[0068]步驟1:建立飛行器動(dòng)力學(xué)模型，并選定參考模型；
[0069]在所述步驟1中建立的飛行器動(dòng)力學(xué)模型包括如下式(三)所示的狀態(tài)方程;該方 程可以是二階的，也可以是三階的，還可以是多階的，
[0071] 其中，x(t)為可觀(guān)測(cè)的系統(tǒng)狀態(tài)向量;y(t)表示飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的輸出量，i(/) 表示x(t)的導(dǎo)數(shù)，u(t)為飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的控制律;A為飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的系統(tǒng)矩陣， 是通過(guò)機(jī)理分析，根據(jù)力學(xué)定理定律確定得到的;B為飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的控制矩陣；Θ表示 未知參數(shù)，通過(guò)自適應(yīng)律進(jìn)行逼近;Θ Τ表示Θ的轉(zhuǎn)置矩陣；Θ (x(t))表示非線(xiàn)性項(xiàng)，由狀態(tài)量 相關(guān)的多項(xiàng)式構(gòu)成;C為輸出矩陣，其值為二階單位陣中的第一列，CTSC的轉(zhuǎn)置矩陣。本發(fā) 明中所述的飛行器動(dòng)力學(xué)模型是描述飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的數(shù)學(xué)表達(dá)式，本發(fā)明中所述的飛 行器動(dòng)力學(xué)模型與飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)等價(jià)。
[0072] 所述飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的控制律u(t)由線(xiàn)性狀態(tài)反饋控制律ub(t)、自適應(yīng)控制 律uad(t)和魯棒修正項(xiàng)u m(t)三部分構(gòu)成，即u(t)通過(guò)下式（四）獲得，
[0073] u(t) =Ub(t)+Uad(t)+Um(t)(四）。
[0074] 在所述步驟1中選定的參考模型包括下式(五），
[0076] 其中，Xm(t)是參考模型的狀態(tài)向量，表示Xm(t)的導(dǎo)數(shù)，r(t)是分段連續(xù)的參 考指令，Am表示參考模型的系統(tǒng)矩陣，滿(mǎn)足赫爾維茨條件，Bm是參考模型的控制矩陣，C為輸 出矩陣，CT為C的轉(zhuǎn)置矩陣，ym(t)表不參考模型的輸出量。
[0077] 步驟2:根據(jù)上述動(dòng)力學(xué)模型和參考模型設(shè)置狀態(tài)反饋控制器、自適應(yīng)控制器和基 于線(xiàn)性矩陣不等式的魯棒控制器；
[0078] 所述狀態(tài)反饋控制器中線(xiàn)性狀態(tài)反饋控制律ub(t)通過(guò)下式(六)獲得，
[0079] Ub(t) = -Kix(t)+K2r(t)(六）
[0080] 使得Bm=BK2,從而飛行器的動(dòng)力學(xué)模型轉(zhuǎn)換為
[0082] 所述自適應(yīng)控制器中自適應(yīng)控制律uad(t)通過(guò)下式(七)獲得，
[0085]式中，e(t) = x(t)-Xm(t)是狀態(tài)追蹤誤差，R = RT>0滿(mǎn)足代數(shù)李雅普諾夫方程 〇 + /?也+(? = ()，Q為單位矩陣，增益矩陣Γ = Γτ>〇,隨著其增大，系統(tǒng)的響應(yīng)速度以及 跟蹤精度相應(yīng)的提尚，但是也會(huì)導(dǎo)致控制?目號(hào)的尚頻振蕩，進(jìn)而引起系統(tǒng)的不穩(wěn)定。
[0086]所述基于線(xiàn)性矩陣不等式的魯棒控制器中魯棒修正項(xiàng)um(t)通過(guò)下式(八)獲得， [0087] Um(t) =K3em(t) (A)
[0088]式中，-沴(/.),根據(jù)此動(dòng)力學(xué)模型和參考模型可以得到誤差動(dòng)力學(xué)模型， 如下式(九）
[0090]本發(fā)明中所述心表示狀態(tài)反饋增益矩陣，K2表示指令前饋增益矩陣、K3表示誤差反 饋增益矩陣，表示未知參數(shù)轉(zhuǎn)置矩陣的估計(jì)值，em(t)表示參考模型狀態(tài)量與實(shí)際模 型狀態(tài)量的誤差。
[0091 ]步驟3:將步驟2中的設(shè)置的狀態(tài)反饋控制器、自適應(yīng)控制器和基于線(xiàn)性矩陣不等 式的魯棒控制器引入到步驟1中的飛行器動(dòng)力學(xué)模型，獲得基于線(xiàn)性矩陣不等式的魯棒模 型參考自適應(yīng)控制器，通過(guò)所述控制器控制飛行器。
[0092] 其中，步驟3中獲得的基于線(xiàn)性矩陣不等式的魯棒模型參考自適應(yīng)控制器從干擾 項(xiàng)w(t)到輸出項(xiàng)z(t)的傳遞函數(shù)表示為下式(一），
[0093]
[0094] 其中，s表示拉普拉斯算子，所述z (s)和w (s)分別為z (t)和w (t)在頻域中的描述，
表示輸出項(xiàng)與干擾項(xiàng)拉普拉斯變換的比值，I表示單位矩陣，Am表示參考模型的系統(tǒng) 矩陣，B為飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的控制矩陣；K 3表示誤差反饋增益矩陣，
(x(t))表示非線(xiàn)性項(xiàng)，內(nèi)/ )表示未知參數(shù)的估計(jì)誤差， ;其中θ表示未知參數(shù)的真實(shí)值，表示未知參數(shù)的估計(jì)值。
[0095]進(jìn)一步地，根據(jù)魯棒控制理論，需要找到誤差反饋增益矩陣K3使得傳遞函數(shù)的Hoc 范數(shù)I |TWZ(S)| μ最小，即，使得從干擾項(xiàng)w(t)到輸出項(xiàng)z(t)的傳遞函數(shù)的Hoc范數(shù)I |Twz(s) μ最小，利用線(xiàn)性矩陣不等式，將求解魯棒控制矩陣增益κ3的問(wèn)題轉(zhuǎn)換為求解最優(yōu)問(wèn)題。
[0096] 具體來(lái)說(shuō)，使得從所述傳遞函數(shù)的范數(shù)最小的方法包括：
[0097] 將誤差反饋增益矩陣Κ3分解為foiWUr1，得到如下式(二)所示的等價(jià)意義的線(xiàn) 性矩陣不等式，
[0098] 求解該線(xiàn)性矩陣不等式，系數(shù)κ最小，得到最優(yōu)解WlPX'此時(shí)誤差反饋增益矩陣表 示為 K3=W*(X*)-1;
[0100] 其中，Βτ表示B的轉(zhuǎn)置矩陣，（AmX+BW)T表示(AmX+BW)的轉(zhuǎn)置矩陣。
[0101] 實(shí)驗(yàn)例：
[0102] 為了更好地說(shuō)明本發(fā)明的目的和優(yōu)點(diǎn)，結(jié)合實(shí)例對(duì)技術(shù)方案作進(jìn)一步說(shuō)明。
[0103] 將本發(fā)明中提出的基于線(xiàn)性矩陣不等式的飛行器魯棒模型參考自適應(yīng)控制方法 應(yīng)用于強(qiáng)非線(xiàn)性、參數(shù)不確定的滾擺機(jī)翼動(dòng)力學(xué)模型中，
[0105] 其中，
狀態(tài)量XI為滾轉(zhuǎn)角Φ，狀態(tài)量X2 為滾轉(zhuǎn)角速度# ?
[0106] θτ=[0.2314,0.7848,-0.0624,0.0095,0.0215]
[0107] 參考模型選為自然振動(dòng)頻率ωη = 〇 .4rad/s阻尼比ξ = 0.707的典型二階系統(tǒng)，參 考指令r (t)選幅值15°
的方波。根據(jù)本發(fā)明提出的控制方法和系統(tǒng)，可以 得到控制增益矩陣!(! = [0· 16，0·57]，Κ2 = 0· 16，K3= [-85.3538,-40.4107]，選擇自適應(yīng)增 益為Γ =1〇〇12,其中12為二階單位矩陣。
[0108] 圖2和圖3中示出了傳統(tǒng)模型參考自適應(yīng)的仿真結(jié)果，雖然能夠準(zhǔn)確追蹤指令，但 是在控制信號(hào)中，出現(xiàn)了高頻振蕩；
[0109] 與之相對(duì)應(yīng)的，圖4和圖5中示出了基于線(xiàn)性矩陣不等式的飛行器魯棒模型參考自 適應(yīng)控制系統(tǒng)/方法的仿真結(jié)果，結(jié)果顯示能夠準(zhǔn)確追蹤給定指令，在控制信號(hào)中也沒(méi)有出 現(xiàn)高頻振蕩，從而能夠說(shuō)明本發(fā)明提供的基于線(xiàn)性矩陣不等式的飛行器魯棒模型參考自適 應(yīng)控制系統(tǒng)/方法具有良好的有益效果。
[0110]以上結(jié)合了優(yōu)選的實(shí)施方式對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了說(shuō)明，不過(guò)這些實(shí)施方式僅是范例性 的，僅起到說(shuō)明性的作用。在此基礎(chǔ)上，可以對(duì)本發(fā)明進(jìn)行多種替換和改進(jìn)，這些均落入本 發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種基于線(xiàn)性矩陣不等式的飛行器魯棒模型參考自適應(yīng)控制方法，其特征在于，該 方法包括如下步驟： 步驟1:建立飛行器動(dòng)力學(xué)模型，并選定參考模型； 步驟2:根據(jù)上述動(dòng)力學(xué)模型和參考模型設(shè)置狀態(tài)反饋控制器、自適應(yīng)控制器和基于線(xiàn) 性矩陣不等式的魯棒控制器； 步驟3:將步驟2中的設(shè)置的狀態(tài)反饋控制器、自適應(yīng)控制器和基于線(xiàn)性矩陣不等式的 魯棒控制器引入到步驟1中的飛行器動(dòng)力學(xué)模型，獲得基于線(xiàn)性矩陣不等式的魯棒模型參 考自適應(yīng)控制器，通過(guò)所述控制器控制飛行器。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于， 在所述步驟1中建立的飛行器動(dòng)力學(xué)模型中，具有如下式(三)所示的狀態(tài)方程；(三） 其中，x(t)為可觀(guān)測(cè)的系統(tǒng)狀態(tài)向量;y(t)表示飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的輸出量，表示X (t)的導(dǎo)數(shù)，u(t)為飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的控制律;A為飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的系統(tǒng)矩陣;B為飛 行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的控制矩陣；Θ表示未知參數(shù)；θ τ表示Θ的轉(zhuǎn)置矩陣；Θ(χ(〇)表示非線(xiàn)性 項(xiàng);C為輸出矩陣，CTSC的轉(zhuǎn)置矩陣。3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于， 所述飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的控制律u(t)由線(xiàn)性狀態(tài)反饋控制律ub(t)、自適應(yīng)控制律uad (t)和魯棒修正項(xiàng)um(t)三部分構(gòu)成，即u(t)通過(guò)下式（四）獲得， U(t) =Ub(t)+Uad(t)+Um(t) (四）。 4 .根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于， 在所述步驟1中選定的參考模型中包括下式(五），(五） 其中，Xm( t )是參考模型的狀態(tài)向量，ivG}表示Xm( t )的導(dǎo)數(shù)，:r ( t )是分段連續(xù)的參考指 令，Am表示參考模型的系統(tǒng)矩陣，Bm是參考模型的控制矩陣，C為輸出矩陣，CTSC的轉(zhuǎn)置矩 陣，ym(t)表不參考模型的輸出量。5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于， 所述狀態(tài)反饋控制器中線(xiàn)性狀態(tài)反饋控制律ub(t)通過(guò)下式(六)獲得， Ub(t) =-Kix(t)+K2r(t)(六） 所述自適應(yīng)控制器中自適應(yīng)控制律uad(t)通過(guò)下式(七)獲得， _(七） 所述基于線(xiàn)性矩陣不等式的魯棒控制器中魯棒修正項(xiàng)um(t)通過(guò)下式(八)獲得， Um(t) =K3em(t) (A) 其中，所述Kl表示狀態(tài)反饋增益矩陣，K2表示指令前饋增益矩陣、K3表示誤差反饋增益 矩陣，&(/;)表示未知參數(shù)轉(zhuǎn)置矩陣的估計(jì)值，em(t)表示參考模型狀態(tài)量與實(shí)際模型狀態(tài) 量的誤差。6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于， 根據(jù)所述式(六）、（七)和式(八)獲得誤差動(dòng)力學(xué)模型，所述誤差動(dòng)力學(xué)模型中包括下 式(九）(九）。7. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于， 步驟3中獲得基于線(xiàn)性矩陣不等式的魯棒模型參考自適應(yīng)控制器，從干擾項(xiàng)w(t)到輸 出項(xiàng)z(t)的傳遞函數(shù)表示為下式(一），(一） νν\Λ) 其中，S表示拉普拉斯算子，所述Z ( S )和W ( S )分別為z (t)和w (t)在頻域中的描述，I表示 單位矩陣，Am表示參考模型的系統(tǒng)矩陣，B為飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的控制矩陣;K3表示誤差反饋 增益矩陣，Θ (x(t))表示非線(xiàn)性項(xiàng)，以〇表示未知參數(shù)的估計(jì) 誤差.其中Θ表示未知參數(shù)的真實(shí)值，表示未知參數(shù)的估計(jì)值。8. 根據(jù)權(quán)利要求7所述的方法，其特征在于， 使得從干擾項(xiàng)w(t)到輸出項(xiàng)z(t)的傳遞函數(shù)的Hoc范數(shù)| |Twz(s)| μ最小。9. 根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，其特征在于， 使得從所述傳遞函數(shù)的范數(shù)最小的方法包括： 將誤差反饋增益矩陣κ3分解為foiwur1，得到如下式(二)所示的等價(jià)意義的線(xiàn)性矩陣 不等式， 求解該線(xiàn)性矩陣不等式，系數(shù)κ最小，得到最優(yōu)解W*和X*，此時(shí)誤差反饋增益矩陣表示 為 KfWW)-1(二） 其中，Βτ表示B的轉(zhuǎn)置矩陣，(AmX+BW)T表示(AmX+BW)的轉(zhuǎn)置矩陣。
【文檔編號(hào)】G05B13/04GK105867139SQ201610481660
【公開(kāi)日】2016年8月17日
【申請(qǐng)日】2016年6月27日
【發(fā)明人】趙良玉, 石忠佼
【申請(qǐng)人】北京理工大學(xué)