CN104571100B - 一种非最小相位高超声速飞行器控制方法 - Google Patents

Abstract

一种非最小相位高超声速飞行器控制方法，步骤如下：(1)选择航迹角γ和俯仰角速度Q作为被控输出，设计被控输出高度h，速度V，俯仰角速度Q的参考轨迹；(2)设计航迹角γ的参考轨迹；(3)在当前控制周期的初始时刻，通过量测得到高超声速飞行器的状态量：速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q，攻角α，高度h；(4)得到状态偏差所述的状态偏差满足动态方程(5)估计步骤(4)的未知矩阵；(6)设计控制律k<0，为常数；利用该控制律得到当前控制周期的控制指令；根据上述控制指令对飞行器进行控制，进入下一控制周期转步骤(2)循环执行。

Description

一种非最小相位高超声速飞行器控制方法

技术领域

本发明属航空航天领域，涉及一种非最小相位高超声速飞行器控制方法。

背景技术

吸气式高超声速飞行器飞行速度高，受到各军事大国的普遍关注。由于大多采用“机身—发动机一体化”设计技术，以及复杂的飞行环境，导致飞行器的动力学具有强耦合、强非线性、强不确定性等特点。由于飞行器自身结构的特殊性和大气气流的不确定性，在飞行器升降舵与气动力之间存在耦合，使得飞行器呈现非最小相位特性。这些特点对它的控制律设计带来很大困难。

发明内容

本发明的技术解决问题是：提供了一种非最小相位高超声速飞行器的控制方法，该方法能够在一定程度上解决非最小相位不确定高超声速飞行器的控制问题。

本发明的技术解决方案是：一种非最小相位高超声速飞行器控制方法，步骤如下：

(1)选择航迹角γ和俯仰角速度Q作为被控输出，根据高超声速飞行器在巡航飞行阶段航迹角γ和俯仰角速度Q最终状态为0，设计被控输出高度h，速度V，俯仰角速度Q的参考轨迹；

(2)根据步骤(1)设计的参考轨迹，设计航迹角γ的参考轨迹；

(3)在当前控制周期的初始时刻，通过量测得到高超声速飞行器的状态量：速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q，攻角α，高度h；

(4)以步骤(3)给出量测得到的状态量速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q分别对应减去步骤(1)(2)设计的参考轨迹，得到状态偏差所述的状态偏差满足动态方程

其中，u＝[Φ δ_e δ_c]^T；

α表示攻角，为动压，S,z_T分别表示飞行器的参考面积，弦长和推力力臂，β_i,i＝1,2,…,8, 表示气动系数

m,I_yy分别为飞行器的质量和飞行器沿纵轴的转动惯量；

为G中的不确定参数取标称值时的矩阵，所述的不确定参数包括气动系数和空气密度；

Φ,δ_e,δ_c分别表示燃气比，升降舵偏角和鸭翼偏角，为系统输入，为控制量，初值为0；

(5)以步骤(3)量测的状态量和上一控制周期求取的系统输入为输入，估计步骤(4)的未知矩阵将记为的估计值；

(6)设计控制律k<0，为常数；利用该控制律得到当前控制周期的控制指令：燃气比，升降舵偏角和鸭翼偏角；根据上述控制指令对飞行器进行控制，进入下一控制周期转步骤(2)循环执行。

本发明与现有技术相比有益效果为：

(1)这里提出一种非小相位高超声速飞行器的控制方法。首先通过选择被控输出，实现了高超声速飞行器动力学的精确反馈线性化。但是内动态是非最小相位的，因此不能直接采用反馈线性化方法进行控制；并且由于存在不确定性，无法求出内动态的跟踪目标，因此难以对内动态进行跟踪控制。我们进一步通过设计自适应鲁棒控制方法，使得外动态是指数稳定的，结合动力学的特点，实现了内动态的有界性。本发明在一定程度上解决了非最小相位不确定高超声速飞行器的跟踪控制问题。

(2)本发明考虑三输入二输出(输入为燃气比Φ，升降舵偏角δ_e、鸭翼偏角δ_c；输出为速度V、高度h)的非线性高超声速飞行器动力学，通过选择被控输出，实现了动力学的精确反馈线性化。

(3)本发明使得被控对象动力学可以转化为三输入三输出的形式，通过控制律设计可以直接求取三个控制输入，避免了控制分配，简化了设计。

(4)本发明考虑带有不确定性的非线性高超声速飞行器动力学，通过设计自适应鲁棒控制方法，克服了不确定性的影响。

(5)利用高超声速飞行器作为仿真对象，设计了非最小相位高超声速飞行器的控制方法，实现了有效控制。。

附图说明

图1为本发明方法流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做详细说明，图1为本发明方法的流程框图。本发明包括如下7个步骤：

在高超声速飞行器的每个控制周期计算控制指令：燃气比Φ，升降舵偏角δ_e、鸭翼偏角δ_c，通过步骤(1)-步骤(7)实现。

步骤(1)选择被控输出：航迹角γ和俯仰角速度Q，联合系统的被控输出V，使得公式(1)的前四个方程是三输入三输出的，输入为燃气比Φ，升降舵偏角δ_e、鸭翼偏角δ_c，从而可以采用反馈线性化技术进行设计。

本发明中，考虑吸气式高超声速飞行器纵向通道模型如下：

式中：V,γ,θ,Q,h分别表示飞行器纵向速度，航迹角，俯仰角，俯仰角速度和高度；m,g,I_yy分别为飞行器的质量，重力加速度和飞行器沿纵轴的转动惯量；T,L,D,M分别表示发动机的推力，升力，阻力和俯仰力矩；系统的被控输出为V和h。

经过曲线拟合，表达式如下：

其中，α表示攻角，为动压，S,z_T分别表示飞行器的参考面积，弦长和推力力臂，ρ表示空气密度，

Φ,δ_e,δ_c分别表示燃气比，升降舵偏角和鸭翼偏角，为系统输入，为控制量；β_i,i＝1,2,…,8, 表示气动系数。我们的控制目标是，针对不确定非最小相位高超声速飞行器方程(1)，设计控制律，使得速度和高度到达希望的状态V^*,h^*，并且全部状态有界。方程(1)的不确定性包括气动系数和空气密度不确定性。

飞行器在巡航飞行阶段航迹角γ和俯仰角速度Q最终希望达到的状态是0，是已知的。因此，除了系统被控输出高度h和速度V以外，我们可以进一步选择航迹角γ和俯仰角速度Q作为被控输出，使得方程(1)的前四个方程是三输入三输出的，从而可以采用反馈线性化技术进行设计。

步骤(2)设计被控输出高度h，速度V，俯仰角速度Q的参考轨迹。

为了实现跟踪控制，我们设计高度h，速度V，俯仰角速度Q，航迹角γ的参考轨迹，其中航迹角γ的参考轨迹在步骤(4)中进行设计。

我们用h_ref表示高度参考轨迹，选取如下：

易见，h_ref→h^*,t→∞，其中，h₀表示高度的初始值，t表示时间。

假设飞行器按照常动压飞行。由动压关系式和(ρ₀为海平面空气密度，h_s为一常数)可得和进一步可得速度参考轨迹V_ref：

其中V₀表示速度的初始值。通过对(3)式积分可得速度终值

俯仰角参考轨迹Q_ref取为指数收敛轨迹：

其中Q₀表示俯仰角速度的初始值。

步骤(3)在当前控制周期的初始时刻，通过量测得到状态量：速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q，攻角α，高度h。

步骤(4)针对高度动力学，以步骤(2)所设计的参考轨迹和步骤(3)所测量的高度h为输入，设计航迹角γ的参考轨迹。

航迹角参考轨迹γ_ref选取为：

其中

步骤(5)以步骤(3)给出的量测量减去步骤(2)和(4)设计的参考轨迹，得到状态偏差。

由方程(1)可得，状态偏差满足如下动态方程：

其中，

F＝[f_V f_γ f_Q]，

进一步，我们记方程(6)为：

其中，为G中的不确定参数(气动系数和空气密度)取标称值时的矩阵，记和的第i行分别为和i＝1,2,3。

步骤(6)以步骤(5)给出的状态偏差和上一控制周期求出的输入Φ,δ_e,δ_c为输入(初值取0)，设计估计器估计步骤(5)的未知矩阵F，使得当t→∞时，指数趋于0，其中为的估计值。

本发明中，估计器可以选取为高增益观测器，干扰观测器和扩张状态观测器。

这里给出扩张状态观测器设计方法，其他方法可以类似设计。假设的第j_i阶导数为0。由此假设，我们设计j_i+1阶扩张状态观测器：

其中，β_ik,k＝1,2,…,j_i+1,选取为使得为Hurwitz多项式。则的估计量为z_i2，记i＝1,2,3。则有：当t→∞时，指数趋于0。记

步骤(7)以步骤(3)，步骤(5)和步骤(6)给出的量测状态、状态偏差和未知矩阵估计量为输入，设计控制律，求取系统输入燃气比Φ，升降舵偏角δ_e、鸭翼偏角δ_c。控制律设计为：

其中k<0，为常数。

把式(8)代入式(7)可得闭环系统为：

由指数趋于0和k<0可得当t→∞时，指数趋于0。因此V-V_ref→0。结合V^*-V_ref→0可得V→V^*。下面证明h→h^*。由式(1)的第5式和式(5)可得

结合指数趋于0，可知趋于零，也即h→h^*。由式(4)可得，Q_ref指数趋于零。因此，Q指数趋于零。进一步由式(1)的第3式可得θ有界。从而实现了内动态的有界性。易知γ有界。综上，步骤(1)-步骤(7)实现了控制目标。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (1)

1.一种非最小相位高超声速飞行器控制方法，其特征在于步骤如下：

(1)选择航迹角γ和俯仰角速度Q作为被控输出，根据高超声速飞行器在巡航飞行阶段航迹角γ和俯仰角速度Q最终状态为0，设计被控输出高度h，速度V，俯仰角速度Q的参考轨迹；

(2)根据步骤(1)设计的参考轨迹，设计航迹角γ的参考轨迹；

(3)在当前控制周期的初始时刻，通过量测得到高超声速飞行器的状态量：速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q，攻角α，高度h；

(4)以步骤(3)给出量测得到的状态量速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q分别对应减去步骤(1)(2)设计的参考轨迹，得到状态偏差所述的状态偏差满足动态方程

其中，u＝[Φ δ_e δ_c]^T；

$g_V^1=\frac{1}{m}({\mathrm{\&beta;}}_1{\mathrm{\&alpha;}}^3+{\mathrm{\&beta;}}_3{\mathrm{\&alpha;}}^2+{\mathrm{\&beta;}}_5\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_7)cos\mathrm{\&alpha;},g_V^2=-\frac{1}{m}\stackrel{\&OverBar;}{q}{\mathrm{SC}}_D^{{\mathrm{\&delta;}}_e},g_V^3=-\frac{1}{m}\stackrel{\&OverBar;}{q}{\mathrm{SC}}_D^{{\mathrm{\&delta;}}_c}$

$g_{\mathrm{\&gamma;}}^1=\frac{1}{mV}({\mathrm{\&beta;}}_1{\mathrm{\&alpha;}}^3+{\mathrm{\&beta;}}_3{\mathrm{\&alpha;}}^2+{\mathrm{\&beta;}}_5\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_7)sin\mathrm{\&alpha;},g_{\mathrm{\&gamma;}}^2=\frac{1}{mV}\stackrel{\&OverBar;}{q}{\mathrm{SC}}_L^{{\mathrm{\&delta;}}_e},g_{\mathrm{\&gamma;}}^3=\frac{1}{mV}\stackrel{\&OverBar;}{q}{\mathrm{SC}}_L^{{\mathrm{\&delta;}}_c}$

$g_Q^1=\frac{z_T}{I_{yy}}({\mathrm{\&beta;}}_1{\mathrm{\&alpha;}}^3+{\mathrm{\&beta;}}_3{\mathrm{\&alpha;}}^2+{\mathrm{\&beta;}}_5\mathrm{\&alpha;}+{\mathrm{\&beta;}}_7),g_Q^2=\frac{1}{I_{yy}}\stackrel{\&OverBar;}{q}S\stackrel{\&OverBar;}{c}{C}_e,g_Q^3=\frac{1}{I_{yy}}\stackrel{\&OverBar;}{q}S\stackrel{\&OverBar;}{c}{C}_c$

α表示攻角，为动压，S,z_T分别表示飞行器的参考面积，弦长和推力力臂，β_i,i＝1,3,5,7,k＝δ_e,δ_c，C_e,C_c表示气动系数；

m,I_yy分别为飞行器的质量和飞行器沿纵轴的转动惯量；

为G中的不确定参数取标称值时的矩阵，所述的不确定参数包括气动系数和空气密度；

Φ,δ_e,δ_c分别表示燃气比，升降舵偏角和鸭翼偏角，为系统输入，为控制量，初值为0；

(5)以步骤(3)量测的状态量和上一控制周期求取的系统输入为输入，估计步骤(4)的未知矩阵将记为的估计值；

(6)设计控制律k<0，为常数；利用该控制律得到当前控制周期的控制指令：燃气比，升降舵偏角和鸭翼偏角；根据上述控制指令对飞行器进行控制，进入下一控制周期转步骤(2)循环执行。