基于LMI的無人直升機(jī)姿態(tài)解耦魯棒控制器設(shè)計

4 基于LMI的H∞魯棒控制器設(shè)計

無人直升機(jī)具有強(qiáng)烈的靜不穩(wěn)、強(qiáng)耦合、不確定性特點(diǎn)。采用極點(diǎn)配置方法解決了4通道之間的耦合問題。但是,無人直升機(jī)受擾之后模型參數(shù)攝動非常明顯,該問題可以采用H∞魯棒控制器給予解決。無人直升機(jī)姿態(tài)控制器實(shí)質(zhì)上是一個具有良好跟蹤性能的四輸入——四輸出控制器[6,7,8]。原理示意框圖如圖3所示:

其中,

為權(quán)重函數(shù);為H∞控制器。

4.1 權(quán)重函數(shù)選取

5 仿真實(shí)驗(yàn)結(jié)果及性能評估

圖7表明動態(tài)性能和解耦效果很好,當(dāng)總距通道和偏航通道存在操縱輸入時,本通道的調(diào)節(jié)時間很短(0.8s左右)、超調(diào)很小(11%左右)并且?guī)缀醪淮嬖谕ǖ礼詈?。圖7表明在被控對象參數(shù)攝動時,設(shè)計的魯棒控制器仍然可以完成控制任務(wù),效果與攝動之前沒有明顯惡化,并且存在攝動的通道對其它通道的影響不大。

6 結(jié)束語

本文首先比較詳細(xì)地介紹了小型無人直升機(jī)完備的空氣動力學(xué)模型建立過程;然后運(yùn)用狀態(tài)反饋進(jìn)行極點(diǎn)配置,把無人直升機(jī)解耦成四個相互獨(dú)立的通道;最后運(yùn)用回路成形理論設(shè)計了H∞魯棒控制器,解決了無人直升機(jī)模型參數(shù)攝動范圍大的問題。論文還對所設(shè)計的控制器進(jìn)行了仿真驗(yàn)證,結(jié)果表明控制效果達(dá)到了ADS—33E—PRF標(biāo)準(zhǔn)LEVEL1的要求。本文為設(shè)計基于先進(jìn)算法的無人直升機(jī)自動駕駛儀進(jìn)行了理論方面的探討,為控制器后續(xù)工程實(shí)現(xiàn)、半實(shí)物仿真和試飛驗(yàn)證奠定基礎(chǔ)。