本发明涉及航空器飞行控制技术领域，主要涉及一种基于自适应增广控制理论的飞翼无人机三轴全权限控制方法。
背景技术：
目前，随着现代战争环境越来越复杂，飞翼布局无人机因其气动效率高、隐身性好等优点，得到了越来越多的关注与研究。为提高飞行任务的执行效率和安全性，无人机控制系统需在复杂环境下依旧具备良好的控制品质。
大部分无人机的内回路控制采用基于pid控制理论的姿态角控制结构，其优点是结构清晰简单，易于工程实现且可靠性强，但是在受到干扰时，是通过牺牲控制性能来保证系统的鲁棒性。对于飞翼无人机来说，航向静不稳定且荷兰滚阻尼弱，若不加增稳控制，飞行中很容易产生漂移。基于姿态角设计的内环控制器动态响应慢，存在相位滞后和跟踪静差，并且利用经典控制理论设计的pid控制器在系统存在较大的不确定性的情况下跟踪性能急剧恶化，诱发较强的非线性特征，甚至导致系统不稳定。因此迫切需要提出一种对不确定性适应能力强、具备良好动态性能与稳态性能的控制方法。
技术实现要素：
发明目的：本发明提供了一种基于自适应增广控制理论的飞翼无人机三轴全权限控制方法，实现了飞翼无人机在受到外界干扰、内部不确定性等情况下，保持闭环系统的一致性能，提高控制器误差的收敛速度和指令跟踪精度。
技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种基于自适应增广控制理论的飞翼无人机三轴全权限控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤s1、基于无人机动力学模型，设计前馈解耦补偿控制器，抵消滚转、俯仰、偏航三通道间的角速率耦合；
步骤s2、根据步骤s1所述解耦后的线性模型，根据鲁棒伺服理论，基于角速率反馈设计三轴控制律；
步骤s3、基于步骤s2所述鲁棒伺服三轴控制律设计俯仰通道以及滚转通道模型参考自适应控制律，利用投影算子对所述模型参考自适应控制律进行修正；
步骤s4、基于pid控制理论，设计俯仰通道和滚转通道的姿态角控制回路，获取内环角速率指令；其中，针对俯仰角控制回路设计迎角保护机制。
进一步地，所述前馈解耦补偿控制器通过分别在三个通道进行舵面偏转，产生补偿力矩，与无人机动力学模型中待补偿的耦合力矩相抵消，具体如下：
其中，ucm是待补偿力矩，
其中，-s(ω)iω为待补偿的惯性耦合量，
其中p,q,r依次代表滚转、俯仰、偏航方向的角速率，cm0是零升俯仰力矩系数，clβ,cmα,cnβ为静稳定性导数。
进一步地，所述步骤s2中根据鲁棒伺服理论，基于角速率反馈设计三轴控制律，具体方法如下：
其中，δe,δa,δr依次代表升降舵、副翼舵和方向舵舵偏，
引入积分信号，实现指令跟踪和抑制常值干扰，包含一阶误差动态的增广状态空间模型的数学表达式如下：
其中，指令跟踪误差积分
根据内环角速率的伺服模型，构造线性二次型的性能指标函数，其数学表达式为：
其中，(q,r)为成本权重矩阵，q为对称半正定矩阵，r为对称正定矩阵；根据q和r求解黎卡提方程，得到俯仰角速率和滚转角速率回路鲁棒伺服控制律，其数学表达式如下：
其中，俯仰角速率跟踪误差eq＝q-qg，滚转角速率跟踪误差ep＝p-pg。对上式进行积分，获得原系统的控制输入δe和δa，状态反馈项
进一步地，所述步骤s3中模型参考自适应控制率表达如下：
其中，uade为俯仰通道的自适应增广输入，uada为滚转通道的自适应增广输入，
其中，θtφ(q),θtφ(p)依次代表俯仰通道、滚转通道的匹配不确定性；uble和ubla依次代表俯仰通道、滚转通道的基准控制输入，由步骤s2得出；
式中
由lyapunov稳定性推导得到俯仰通道和滚转通道的自适应律，其表达式如下
其中
为了实现自适应律对于可能存在于系统中的参数和非参数不确定性的鲁棒性，设计基于投影算子修正的俯仰通道自适应律，数学表达式如下：
其中
其中ε是射影公差且大于0；当自适应参数
根据步骤s2-s3，基于自适应增广理论的角速率控制通道总输入，其数学表达式如下：
进一步地，所述步骤s4中基于pid控制理论设计俯仰通道和滚转通道的姿态角控制回路，数学表达式如下：
其中
对于俯仰通道，有：
其中θref是俯仰角前馈值，θnav由制导律解算得出；
其中边界值
有益效果：
1、本发明利用前馈解耦补偿的方法，抵消无人机角速率内环的惯性耦合和气动耦合，改善飞翼无人机三通道间耦合强的情况，提高飞行控制品质。
2、本发明利用角速率反馈控制提高了动态响应速度、改善了阻尼特性，还将舵面使用权限拓宽至最最大可用范围。并且利用鲁棒伺服控制理论，引入角速率比例积分控制结构，增加了系统型别，提高了系统对指令的无静差跟踪能力以及对确定形式扰动的抑制能力，将系统对鲁棒性、时域品质等要求，融合到控制律的设计过程中，缩短了控制律的设计周期。
3、本发明在鲁棒伺服基准控制器的基础上，利用模型参考自适应控制理论，设计自适应控制律，参数通过自适应律在线更新实现对参考模型状态的渐近跟踪，提高了系统对不确定性有界扰动和未知参数变化的容忍能力，进一步增强了控制系统鲁棒性、改善了飞行品质。
4、本发明在内回路包含积分控制环节的基础上，采用比例环节设计姿态角控制回路，实现对姿态角指令的无静差跟踪，俯仰角控制回路增加迎角保护机制，在无人机迎角超上边界的情况下保护机制快速给出压头指令，将迎角管理在理想范围内，增强了飞行的安全性。
附图说明
图1是本发明提供的三轴控制系统框图；
图2是本发明提供的鲁棒伺服控制器的自适应增广框图；
图3是本发明提供的姿态控制回路结构示意图；
图4是本发明提供的存在不确定性时俯仰角速率曲线示意图；
图5是本发明提供的存在不确定性时滚转角速率曲线示意图；
图6是本发明提供的俯仰角曲线示意图；
图7是本发明提供的滚转角曲线示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作更进一步的说明。
一种基于自适应增广控制理论的飞翼无人机三轴全权限控制方法，包括以下步骤：
步骤s1、基于无人机动力学模型，设计前馈解耦补偿控制器，抵消滚转、俯仰、偏航三通道间的角速率耦合。
无人机角动力学方程的数学表达式为：
将式写为
其中p,q,r分别是滚转、俯仰、偏航方向的角速率，
设计的解耦补偿器通过三个通道舵面偏转产生补偿力矩，与模型中待补偿的耦合力矩相抵消，其数学表达式为：
其中，ucm是待补偿力矩，
其中，-s(ω)iω为待补偿的惯性耦合量，
其中p,q,r依次代表滚转、俯仰、偏航方向的角速率，cm0是零升俯仰力矩系数，clβ,cmα,cnβ为静稳定性导数。
解耦后的角动力学方程为一个线性系统，其数学表达式如下：
其中s2包含阻尼导数和交叉动导数，s3包含操纵导数和操纵交叉导数。
步骤s2、根据步骤s1所述解耦后的线性模型，根据鲁棒伺服理论，基于角速率反馈设计三轴控制律。具体如下：
其中，δe,δa,δr依次代表升降舵、副翼舵和方向舵舵偏，
由于跟踪的角速率指令为常值信号，所以只需引入一个积分信号即可实现指令跟踪和抑制常值干扰，则包含一阶误差动态的增广状态空间模型的数学表达式为：
其中z是增广系统状态，
其中，角速率指令跟踪误差积分
根据内环角速率的伺服模型，构造线性二次型的性能指标函数，其数学表达式为：
其中成本权重矩阵(q,r)分别为对称半正定和对称正定的，q和r的选取直接影响增益
对上式进行一次积分即可获得原系统的控制输入δe和δa，其中状态反馈项
此外，基于俯仰角速率反馈的
步骤s3、基于步骤s2所述鲁棒伺服基准控制器设计俯仰通道以及滚转通道模型参考自适应控制律，利用投影算子对所述模型参考自适应控制律进行修正。
基于解耦后的模型，设计三轴控制律，但是前馈解耦控制器不能完全抵消耦合量，模型中仍然存在舵面耦合、未建模的非线性耦合等，对于未消除的耦合量和不确定性因素，本发明采用模型参考自适应(mrac)方法估计并抵消。通过在线调整参数，系统在存在匹配不确定性时能够保证期望的跟踪性能，如果不存在不确定性则自适应控制模块不工作，系统的主控制输入为基准的鲁棒伺服控制器。设计的俯仰通道以及滚转通道模型参考自适应控制律的数学表达式为：
其中，uade为俯仰通道的自适应增广输入，uada为滚转通道的自适应增广输入，
其中，θtφ(q),θtφ(p)依次代表俯仰通道、滚转通道的匹配不确定性；uble和ubla依次代表俯仰通道、滚转通道的基准控制输入，由步骤s2得出；
式中
根据lyapunov稳定性推导，可得俯仰通道和滚转通道的自适应律，其表达式如下
其中
为了实现自适应律对于可能存在于系统中的参数和非参数不确定性的鲁棒性，设计投影算子修正，保证自适应参数的一致有界性，基于投影算子修正的俯仰通道自适应律的数学表达式如下：
其中
其中ε是射影公差且大于0，根据投影算子理论，如果自适应参数
根据步骤s2-s3，可以得到基于自适应增广理论的角速率控制回路总输入，其数学表达式如下：
步骤s4、基于pid控制理论，设计俯仰通道和滚转通道的姿态角控制回路，获取内环角速率指令；其中，针对俯仰角控制回路设计迎角保护机制。
俯仰通道和滚转通道的姿态角控制回路，数学表达式如下：
其中
对于俯仰通道，有：
其中θref是俯仰角前馈值，θnav由制导律解算得出；
其中边界值
本发明的飞翼无人机三轴控制律，不仅对于确定形式的扰动有抑制能力，跟踪误差能够收敛到零，而且对系统中存在的不确定形式的扰动有较强的容忍能力，利用结合自适应增广控制的鲁棒伺服控制律对俯仰角速率、滚转角速率、俯仰角和滚转角指令进行了跟踪仿真，效果如图4-图7所示。控制律具有较强的跟踪误差快速收敛性和抗干扰能力。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
1.一种基于自适应增广控制理论的飞翼无人机三轴全权限控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤s1、基于无人机动力学模型，设计前馈解耦补偿控制器，抵消滚转、俯仰、偏航三通道间的角速率耦合；
步骤s2、根据步骤s1所述解耦后的线性模型，根据鲁棒伺服理论，基于角速率反馈设计三轴控制律；
步骤s3、基于步骤s2所述鲁棒伺服三轴控制律设计俯仰通道以及滚转通道模型参考自适应控制律，利用投影算子对所述模型参考自适应控制律进行修正，获取基于自适应增广理论的角速率控制通道总输入；
步骤s4、基于pid控制理论，设计俯仰通道和滚转通道的姿态角控制回路，获取内环角速率指令；其中，针对俯仰角控制回路设计迎角保护机制。
2.根据权利要求1所述的一种基于自适应增广控制理论的飞翼无人机三轴全权限控制方法，其特征在于，所述前馈解耦补偿控制器通过分别在三个通道进行舵面偏转，产生补偿力矩，与无人机动力学模型中待补偿的耦合力矩相抵消，具体如下：
其中，ucm是待补偿力矩，
其中，-s(ω)iω为待补偿的惯性耦合量，
其中p,q,r依次代表滚转、俯仰、偏航方向的角速率，cm0是零升俯仰力矩系数，clβ,cmα,cnβ为静稳定性导数。
3.根据权利要求1所述的一种基于自适应增广控制理论的飞翼无人机三轴全权限控制方法，其特征在于，所述步骤s2中根据鲁棒伺服理论，基于角速率反馈设计三轴控制律，数学表达式如下：
其中，δe,δa,δr依次代表升降舵、副翼舵和方向舵舵偏，
引入积分信号，实现指令跟踪和抑制常值干扰，包含一阶误差动态的增广状态空间模型的数学表达式如下：
其中，指令跟踪误差积分
根据内环角速率的伺服模型，构造线性二次型的性能指标函数，其数学表达式为：
其中，(q,r)为成本权重矩阵，q为对称半正定矩阵，r为对称正定矩阵；根据q和r求解黎卡提方程，得到俯仰角速率和滚转角速率回路鲁棒伺服控制律，其数学表达式如下：
其中，俯仰角速率跟踪误差eq＝q-qg，滚转角速率跟踪误差ep＝p-pg。对上式进行积分，获得原系统的控制输入δe和δa，状态反馈项
4.根据权利要求3所述的一种基于自适应增广控制理论的飞翼无人机三轴全权限控制方法，其特征在于，所述步骤s3中模型参考自适应控制律表达如下：
其中，uade为俯仰通道的自适应增广输入，uada为滚转通道的自适应增广输入，
其中，θtφ(q),θtφ(p)依次代表俯仰通道、滚转通道的匹配不确定性；uble和ubla依次代表俯仰通道、滚转通道的基准控制输入，由步骤s2得出；
式中
由lyapunov稳定性推导得到俯仰通道和滚转通道的自适应律，其表达式如下
其中
为了实现自适应律对于可能存在于系统中的参数和非参数不确定性的鲁棒性，设计基于投影算子修正的俯仰通道自适应律，数学表达式如下：
其中
其中ε是射影公差且大于0；当自适应参数
根据步骤s2-s3，基于自适应增广理论的角速率控制通道总输入，其数学表达式如下：
5.根据权利要求1所述的一种基于自适应增广控制理论的飞翼无人机三轴全权限控制方法，其特征在于，所述步骤s4中基于pid控制理论设计俯仰通道和滚转通道的姿态角控制回路，数学表达式如下：
其中
对于俯仰通道，有：
其中θref是俯仰角前馈值，θnav由制导律解算得出；
其中边界值
