潘震 池程芝 張競(jìng)凱 李鐵穎

DOI：10.19297/j.cnki.41-1228/tj.2018.06.007

摘要：傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器具有非定常、非線性、不同通道耦合明顯和控制冗余等特性。本文基于分體法和Pitt-Peters動(dòng)態(tài)入流理論建立的非線性模型能夠很好模擬該類飛行器氣動(dòng)力學(xué)特征。結(jié)合自抗擾控制理論、滑?？刂评碚摵蛣?dòng)態(tài)面控制理論的新型自抗擾滑模控制算法，利用跟蹤微分器得到對(duì)象姿態(tài)角和姿態(tài)角速度的指令，利用基于滑模理論的新型滑模擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器估計(jì)內(nèi)外部干擾，包括模型誤差和多通道耦合等。該新型算法具有對(duì)被控對(duì)象攝動(dòng)和內(nèi)外部干擾適應(yīng)能力強(qiáng)、參數(shù)清晰等優(yōu)點(diǎn)。不同飛行狀態(tài)的仿真結(jié)果表明，該算法具有較好的控制效果和魯棒性。

關(guān)鍵詞：傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器;非線性模型;自抗擾滑?？刂?跟蹤微分器;滑模擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器

中圖分類號(hào)：TJ760;TP273文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A文章編號(hào)：1673-5048（2018）06-0044-06[SQ0]

0引言

傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器具備直升機(jī)模式下的垂直起降和飛機(jī)模式下的高速巡航雙重能力。該型飛機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，直升機(jī)模式下的旋翼產(chǎn)生的下洗氣流嚴(yán)重影響機(jī)翼的穩(wěn)定性，機(jī)體的中心位置和慣性積在飛行模式轉(zhuǎn)換的過(guò)程中變化較大，不同通道之間存在較大的耦合效應(yīng)等[1]，對(duì)其控制算法的設(shè)計(jì)提出了挑戰(zhàn)。

為解決上述問(wèn)題，NASA依據(jù)大量飛行數(shù)據(jù)提出了通用傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器仿真模型[2-3]，然而由于模型過(guò)于復(fù)雜，不適用于設(shè)計(jì)控制算法，需要簡(jiǎn)化。Klein根據(jù)傾轉(zhuǎn)旋翼分析問(wèn)題搭建了一個(gè)線性化模型[4]，但是還不夠簡(jiǎn)潔。傳統(tǒng)線性化模型的PID或者其他控制算法必須在多個(gè)配平點(diǎn)調(diào)整參數(shù)，使得控制器相對(duì)復(fù)雜。Kleinhesselink簡(jiǎn)化了旋翼和機(jī)翼之間的耦合，使得模型脫離了實(shí)際飛行數(shù)據(jù)[5]。反演PID算法能夠?qū)崿F(xiàn)不同狀態(tài)下的姿態(tài)穩(wěn)定，但震蕩比較嚴(yán)重[6]。

本文針對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器在飛機(jī)模式下不同飛行狀態(tài)設(shè)計(jì)了統(tǒng)一參數(shù)的自抗擾滑?？刂扑惴ǎ赑itt-Peters動(dòng)態(tài)入流理論設(shè)計(jì)了非線性耦合模型，該算法利用跟蹤微分器以獲取姿態(tài)角和姿態(tài)角速度指令，利用滑模擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器獲取各類干擾觀測(cè)量，最后基于動(dòng)態(tài)面控制理論設(shè)計(jì)新型控制算法。

1數(shù)學(xué)模型

以XV-15的飛機(jī)模式為基準(zhǔn)，模型根據(jù)分體法設(shè)計(jì)，包括旋翼、機(jī)身、機(jī)翼、垂尾和平尾[2，5]。本節(jié)給出了XV-15的動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，模型基于空氣坐標(biāo)系和機(jī)體坐標(biāo)系搭建。

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