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申请/专利权人：上海交通大学

摘要：本发明公开了一种基于LMI的仿生扑翼飞行器H∞鲁棒控制方法及系统，包括：建立仿生扑翼飞行器时变的纵向动力学模型；对仿生扑翼飞行器的气动力和力矩进行周期平均化，得到非线性仿生扑翼飞行器纵向定常模型；将非线性纵向动力学定常模型在平衡点线性化得到线性标称模型；根据实际控制过程对仿生扑翼飞行器的噪声、误差和执行机构动态特性进行建模，并根据噪声的幅值和频率特征、误差的幅值衰减增益和频率特征以及执行机构动态特征的频率特征设计权函数；根据线性标称模型和权函数得到被控对象广义状态空间模型，将仿生扑翼飞行器闭环系统转化成H∞控制器求解的标准形式；基于LMI方法通过求解线性矩阵不等式得到满足鲁棒稳定性和鲁棒性能的控制器。

主权项：1.一种基于LMI的仿生扑翼飞行器H∞鲁棒控制方法，其特征在于，包括：步骤S1：建立仿生扑翼飞行器时变的纵向动力学模型；步骤S2：对仿生扑翼飞行器的气动力和力矩进行周期平均化，得到非线性仿生扑翼飞行器纵向定常模型；步骤S3：将非线性仿生扑翼飞行器纵向定常模型在平衡点线性化得到线性标称模型；步骤S4：根据实际控制过程对仿生扑翼飞行器的噪声、误差和执行机构动态特性进行建模，并根据噪声的幅值和频率特征、误差的幅值衰减增益和频率特征以及执行机构动态特征的频率特征设计权函数；步骤S5：根据线性标称模型和权函数得到被控对象广义状态空间模型，将仿生扑翼飞行器闭环系统转化成H∞控制器求解的标准形式；步骤S6：基于LMI方法通过求解线性矩阵不等式得到满足鲁棒稳定性和鲁棒性能的控制器；在所述步骤S5中：输入参考姿态角θcmd一路进入控制器K，一路进入为从遥控遥杆到机体俯仰角度的传递函数，的输出为俯仰角的理想角度θideal，θideal与实际俯仰角θ的差进入姿态误差控制函数得到姿态误差噪声n经过噪声权函数Wn之后与被控对象的输出量[uwqθ]T相加后得到测量值进入控制器K；其中，u表示机身沿xb轴方向的速度；w表示飞行器zb方向的速度；q表示机身俯仰角速率；θ表示机体俯仰角；控制器的输出[δthcmdδscmd]T经过执行器的传递函数Wact得到进入控制量评价权函数Wu得到控制器的输出误差eu，同时也作为被控对象的输入得到输出[uwqθ]T，得到互连框图之后，应用matlab的工具包RobustControlToolBox得到广义被控对象Pgeneralized_plant，用于求解标准H∞控制问题；其中，表示油门的给定值；表示舵机的给定值；δth表示油门；表示油门量速率；δs表示执行器舵机的动作角度；表示舵机动作角速率；上标T表示转置；在所述步骤S6中将不确定线性闭环系统的鲁棒H∞问题转化求解LMI问题；被控对象广义状态空间模型为： 其中，其中，Agen，为将Pgeneralized_plant分块后的系数矩阵，表示外部输入表示被控输出误差表示控制器的输出；x表示系统状态x＝[uwqθ]T；y表示可测量输出；d表示外部扰动；n表示噪声；闭环系统的鲁棒H∞问题描述为：设计出状态反馈控制器u＝Kx使得闭环系统满足：闭环系统稳定以及闭环系统的H∞范数小于常数γ；其中γ为标量，反映了闭环系统对干扰噪声的抑制作用，数值越小表明对噪声和干扰的抑制能力越强；定义Lyapunov函数为：V＝xTPx，其中，P为正定矩阵；满足1闭环系统稳定；需dVdt＜0；满足2闭环系统的H∞范数小于γ，需综合12得闭环系统状态空间方程为根据有界实引理和Schurcomplement定理，将控制器综合问题转化为在线性矩阵不等式约束下的可行解； 状态反馈控制器为K＝Y*X-1，其中X＝P-1，Y＝KP-1；I表示单位矩阵；如果无可行解，则重新调整姿态误差权函数控制量评价权函数Wu和噪声控制权函数Wn直至满足条件为止，实际实施过程中根据所得的H∞控制器，利用拟合或平衡降阶法对所得控制器进行降阶。

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