基于自抗扰滑模理论的倾转旋翼飞行器非线性姿态控制研究

潘震 池程芝 张竞凯 李铁颖

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

摘要：傾转旋翼飞行器具有非定常、非线性、不同通道耦合明显和控制冗余等特性。本文基于分体法和Pitt-Peters动态入流理论建立的非线性模型能够很好模拟该类飞行器气动力学特征。结合自抗扰控制理论、滑模控制理论和动态面控制理论的新型自抗扰滑模控制算法，利用跟踪微分器得到对象姿态角和姿态角速度的指令，利用基于滑模理论的新型滑模扩张状态观测器估计内外部干扰，包括模型误差和多通道耦合等。该新型算法具有对被控对象摄动和内外部干扰适应能力强、参数清晰等优点。不同飞行状态的仿真结果表明，该算法具有较好的控制效果和鲁棒性。

关键词：倾转旋翼飞行器;非线性模型;自抗扰滑模控制;跟踪微分器;滑模扩张状态观测器

中图分类号：TJ760;TP273文献标识码：A文章编号：1673-5048（2018）06-0044-06[SQ0]

0引言

倾转旋翼飞行器具备直升机模式下的垂直起降和飞机模式下的高速巡航双重能力。该型飞机结构复杂，直升机模式下的旋翼产生的下洗气流严重影响机翼的稳定性，机体的中心位置和惯性积在飞行模式转换的过程中变化较大，不同通道之间存在较大的耦合效应等[1]，对其控制算法的设计提出了挑战。

为解决上述问题，NASA依据大量飞行数据提出了通用倾转旋翼飞行器仿真模型[2-3]，然而由于模型过于复杂，不适用于设计控制算法，需要简化。Klein根据倾转旋翼分析问题搭建了一个线性化模型[4]，但是还不够简洁。传统线性化模型的PID或者其他控制算法必须在多个配平点调整参数，使得控制器相对复杂。Kleinhesselink简化了旋翼和机翼之间的耦合，使得模型脱离了实际飞行数据[5]。反演PID算法能够实现不同状态下的姿态稳定，但震荡比较严重[6]。

本文针对倾转旋翼飞行器在飞机模式下不同飞行状态设计了统一参数的自抗扰滑模控制算法，基于Pitt-Peters动态入流理论设计了非线性耦合模型，该算法利用跟踪微分器以获取姿态角和姿态角速度指令，利用滑模扩张状态观测器获取各类干扰观测量，最后基于动态面控制理论设计新型控制算法。

1数学模型

以XV-15的飞机模式为基准，模型根据分体法设计，包括旋翼、机身、机翼、垂尾和平尾[2，5]。本节给出了XV-15的动力学和运动学方程，模型基于空气坐标系和机体坐标系搭建。

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