一种三自由度直升机抗饱和姿态跟踪控制方法
专利汇可以提供一种三自由度直升机抗饱和姿态跟踪控制方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种三 自由度 直升机 抗饱和 姿态 跟踪 控制方法，步骤如下：(一)给定期望跟踪值：期望姿态 角 xd＝[ρd εd]T；(二)姿态角跟踪误差计算：期望姿态角与实际姿态角之间的误差z1＝x‑xd；(三)虚拟控制律设计：设计vd并求其对时间的导数作为神经网络中状态量；(四)神经网络设计：逼近3‑DOF直升机动 力 学方程中的不确定项；(五)辅助控制系统设计：设计状态量解决输入饱和问题；(六)模型控制律设计：利用辅助控制系统状态量修正姿态 角速度 跟踪误差项，结合神经网络估计不确定项，最终得到模型控制律；(七)将模型控制律应用于3‑DOF直升机非线性模型，进行姿态角跟踪仿真。该方法能够逼近模型不确定项、抑制外界扰动影响、抗执行机构饱和，跟踪任意期望姿态，保证系统渐近稳定，简化计算过程。，下面是一种三自由度直升机抗饱和姿态跟踪控制方法专利的具体信息内容。
1.一种三自由度直升机抗饱和姿态跟踪控制方法，其具体步骤如下：
步骤一给定期望姿态xd＝[ρd εd]T；
步骤二姿态角跟踪误差计算：计算期望姿态角与实际姿态角之间的误差z1＝x-xd；
步骤三设计虚拟控制律vd；
在步骤三中所述的虚拟控制律vd，其设计方法如下：
1)给出3-DOF直升机的动力学方程
3-DOF直升机的动力学方程为：
其中Jρ，Jε分别为3-DOF直升机体轴系下的俯仰轴、滚转轴的转动惯量；ρ,ε分别为3-DOF直升机体轴系下的俯仰角、滚转角；La,Lh分别为模型中的力臂；Lw为模型中的力臂；Ff和Fb分别是前后螺旋桨的输出电压；Kf是电压和力之间的转换系数；Mf,Mb和Mw分别是前后螺旋桨和配重块的质量；将3-DOF直升机动力学模型整理成如下控制学模型形式：
其中， x＝[ρ ε]T∈R2是地面坐标系下的俯仰角速度、滚转角速
度；v＝[q p]T∈R2为3-DOF直升机体轴系下的俯仰角速度、滚转角速度；q、p分别为3-DOF直升机体轴系下的俯仰角速度、滚转角速度； 为系
统未知的质量矩阵；
为系统未知的重力惯量，其中m＝Mwg·Lw-(Mf+Mb)
g·La；D(v,x,t)∈R2是附加的系统未知干扰；u＝[u1 u2]T＝[Ff-Fsat Fb-Fsat]T为控制输入矢量，前螺旋桨输出电压Ff∈(0,2Fsat)，后螺旋桨输出电压Fb∈(0,2Fsat)；Fsat为控制量所限定的最大值；y为观测输出；
2)设计虚拟控制律vd
虚拟控制率vd及其对时间的倒数 作为神经网络中的变量，在本方法中选择定义矩阵K1∈R2×2， 为期望姿态角对时间求导数；将虚拟控制律vd对时
间求导数，可得到
为期望姿态角对时间求二阶导数； 为雅克比矩阵的逆对时间求导数；为姿态角跟踪误差对时间求导数；
步骤四神经网络设计： 为神经网络权向量，S(Z)为基函数向量，逼近
3-DOF直升机动力学方程中的不确定项；
设计神经网络 逼近3-DOF直升机动力学方程中的不确项，其具体方法
如下：
1)神经网络变量Z
将地轴系下实际姿态角x、3-DOF直升机体轴系下实际角速度v、虚拟控制律vd及其对时间的导数 作为神经网络中的变量；
2)神经网络权向量
其中，对于给定的Λi∈R2×2， βi＞0； i＝1,2的计算方法如下
将 对时间积分迭代可得到 最终得到
3)基函数向量
步骤五辅助控制系统设计：设计状态量 解决输入饱和问题；
辅助控制系统设计：设计状态量 解决输入饱和问题，其具体计算方法如下：状态量的设计方法如下
其中，μ是一个很小的正值；K2∈R2×2， Δu＝u-u0为实际输入量与控制律的偏差量；z2T为实际直升机体轴系下的俯仰角速度、滚转角速度与期望直升机体轴系下的俯仰角速度、滚转角速度差值矩阵的转置；
将 积分迭代可得到 利用辅助控制系统参数 修正姿态角速度跟踪误差项，解决系统输入饱和问题；
步骤六模型控制律设计：利用辅助控制系统状态量 修正姿态角速度跟踪误差项，结合神经网络估计不确定项，最终得到模型控制律；
设计模型控制律，其计算方法如下：
1)对输入矢量限幅，其计算方法如下：
其中，输入矢量u＝[u1 u2]T，-Fsat≤ui≤Fsat,i＝1,2；-Fsat为控制量所限定的最小值，Fsat为控制量所限定的最大值；u0i是控制律u0的第i维分量；
2)利用辅助控制系统修正姿态角速度跟踪误差项，其设计方法如下：
其中，K3∈R2×2，K3＝K3T＞0；
步骤七将模型控制律应用于3-DOF直升机非线性模型，进行姿态角跟踪仿真。
2.根据权利要求1所述的一种三自由度直升机抗饱和姿态跟踪控制方法，其特征在于：
在步骤一中所述的给定期望姿态角包括：期望姿态角为xd＝[ρd εd]T，可以是时间的函数xd(t)，也可以是定值xd(c)。
3.根据权利要求1所述的一种三自由度直升机抗饱和姿态跟踪控制方法，其特征在于：
在步骤二中所述的姿态角跟踪误差z1，其计算方法如下：
1)当期望姿态角为时间的函数xd(t)时，姿态角跟踪误差z1为
z1＝x-xd(t)
2)当期望姿态角为定值xd(c)时，姿态角跟踪误差z1为
z1＝x-xd(c)。
4.根据权利要求1所述的一种三自由度直升机抗饱和姿态跟踪控制方法，其特征在于：
将模型控制律应用于3-DOF直升机非线性模型，进行姿态角跟踪仿真。
一种三自由度直升机抗饱和姿态跟踪控制方法
技术领域
背景技术
发明内容
为系统未知的重力惯量，其中m＝Mwg·Lw-(Mf+Mb)g·La；D(v,x,t)∈R是附加的系统未知干扰；u＝[u1 u2]T＝[Ff-Fsat Fb-Fsat]T为控制输入矢量，前螺旋桨输出电压Ff∈(0,2Fsat)，后螺旋桨输出电压Fb∈(0,2Fsat)；y为观测输出。
附图说明
具体实施方式
扰；u＝[u1 u2] ＝[Ff-Fsat Fb-Fsat]为控制输入矢量，前螺旋桨输出电压Ff∈(0,2Fsat)，后螺旋桨输出电压Fb∈(0,2Fsat)；y为观测输出。
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