CN110162071A - 一种高超声速飞行器再入末段姿态控制方法及系统 - Google Patents

Abstract

一种高超声速飞行器再入末段姿态控制方法及系统，包括：(1)选取姿态跟踪误差作为被控输出，结合控制目标及飞行器姿态动力学分析，建立三通道姿态误差特征模型；(2)通过特征模型参数的时变结构特性分析，将动压引入参数自适应更新律中，建立基于动压的参数估计模型；(3)设计自适应输出反馈控制结构，并结合期望的系统动态，确定控制器反馈系数。本发明具有对大范围快时变环境的适应性强、控制精度较高且控制器结构简单等优点，适用于高超声速飞行器高速高机动再入时姿态高精度稳定控制。

Description

一种高超声速飞行器再入末段姿态控制方法及系统

技术领域

本发明属航天航空领域，涉及一种适应大范围快时变环境的高超声速飞行器再入末段姿态控制方法及系统。

背景技术

高超声速再入飞行器具有飞行速度快、反应时间短、机动性能强、飞行范围广、负载能力强等诸多优点，因而具有很高的军事和民用价值。再入过程中，尤其再入末段，飞行器高度、速度发生剧烈变化，加之周围稠密的大气环境，飞行器的气动特性、质心和惯性矩等均发生快速变化，导致高超声速飞行器快时变特征极为显著，使得高超声速再入飞行器姿态控制系统设计面临巨大的挑战。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种可适应大范围快时变环境的高超声速飞行器再入姿态控制方法，实现飞行环境大范围快时变情况下姿态的稳定跟踪，且利于工程实现。

本发明的技术解决方案是：

一种高超声速飞行器再入末段姿态控制方法，步骤如下：

(1)选取姿态跟踪误差作为被控输出，建立三通道姿态误差特征模型；

(2)针对所述三通道姿态误差特征模型，建立基于动压的参数估计模型，设计特征模型参数自适应更新律；

(3)基于所述三通道姿态误差特征模型以及所述特征模型参数自适应更新律，设计自适应输出反馈控制结构，确定控制器参数；

(4)根据所述反馈控制结构以及控制器参数，实现高超声速飞行器再入末段的姿态控制。

所述步骤(1)中三通道姿态误差特征模型的建立，具体为：采用泰勒展开的离散化方法，建立攻角通道、侧滑角和滚转角通道的姿态特征模型为：

其中，k用来描述当前的离散时刻，具体为当前连续时刻与采样周期的比值，e_α，e_β，e_γ分别为攻角跟踪误差、侧滑角跟踪误差和滚转角跟踪误差，δ_e(k)，δ_r(k)，δ_a(k)分别为升降舵偏角、方向舵偏角和副翼偏角，特征参量f_0i,f_1i,g_0i表达式如下

常数N_i>0，T为采样周期，N_α>0，α,β,γ分别为攻角、侧滑角和倾侧角，Δ_α,Δ_β,Δ_γ分别为三通道的未建模动态及干扰项；

c₂,c₄,c₆为转动惯量相关参数，Q为动压，V为速度，S为参考面积，l为参考长度，C_mq,C_lp,C_nr,C_lp,C_nr,为气动参数。

所述步骤(2)建立基于动压的参数估计模型具体为：

(2.1)对特征参量g_0α(k),g_0β(k),g_0γ(k)进行结构分解：

其中，

(2.2)建立基于动压的参数估计模型：

其中，分别是k时刻对d_α,d_β,d_γ的估计。

设计特征模型参数自适应更新律，具体为：

其中，ρ_α,ρ_β,ρ_γ为可调参数，向量为k时刻

θ_α(k)＝[f_0α(k) f_1α(k) d_αT²]^T的估计，向量为k时刻

θ_β(k)＝[f_0β(k) f_1β(k) d_βT²]^T的估计，向量为k时刻

θ_γ(k)＝[f_0γ(k) f_1γ(k) d_γT²]^T的估计，P为投影算子，将输入投影至特征参量预估范围内，φ_α(k)＝[e_α(k) e_α(k-1) Q(k)δ_e(k)]^T，φ_β(k)＝[e_β(k) e_β(k-1) Q(k)δ_r(k)]^T，φ_γ(k)＝[e_γ(k) e_γ(k-1) Q(k)δ_a(k)]^T，

基于等价性原理，自适应输出反馈控制结构表达式如下：

其中，是依赖于的函数向量，d_α1(k)，d_α2(k)，c_α1(k)为向量元素；是依赖于的函数向量，d_β1(k)，d_β2(k)，c_β1(k)为向量元素；是依赖于的函数向量，d_γ1(k)，d_γ2(k)，c_γ1(k)为向量元素。

确定控制器参数，具体为：

(3.1)将自适应输出反馈控制结构表达式代入三通道姿态误差特征模型得到闭环系统方程为：

其中，

(3.2)根据期望的系统特征值选取Hurwitz多项式

其中|λ_i1|<1,|λ_i2|<1,|λ_i3|<1,i∈{α,β,γ}为期望的系统特征值；

(3.3)令则获得控制器参数表达式如下

一种基于所述高超声速飞行器再入末段姿态控制方法实现的姿态控制系统，包括：

三通道姿态误差特征模型建立模块：选取姿态跟踪误差作为被控输出，建立三通道姿态误差特征模型；

更新律确定模块：针对所述三通道姿态误差特征模型，建立基于动压的参数估计模型，设计特征模型参数自适应更新律；

反馈控制结构及参数设计模块：基于所述三通道姿态误差特征模型以及所述特征模型参数自适应更新律，设计自适应输出反馈控制结构，确定控制器参数；

姿控模块：根据所述反馈控制结构以及控制器参数，实现高超声速飞行器再入末段的姿态控制。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本方法包含一种基于动压的特征模型参数估计方法，解决了高超声速飞行器再入末段易出现因飞行环境变化剧烈而导致的控制器失稳问题，显著提高姿态控制系统对环境的自适应性。

(2)本方法包含一种基于期望动态的输出反馈自适应律设计方法，该方法具有输出采样形式、控制器结构简单，且设计灵活，便于工程实现。

附图说明

图1为本发明方法流程图；

图2为实施例仿真中高速、速度、动压变化曲线

图3为实施例仿真中控制参数变化曲线

图4为实施例仿真中g_0α(k),g_0β(k),g_0γ(k)估计曲线

图5为实施例仿真中估计误差

图6为实施例仿真中α,β,γ跟踪曲线

图7为实施例仿真中对比方案下g_0α(k),g_0β(k),g_0γ(k)估计曲线

图8为实施例仿真中对比方案下估计误差

图9为实施例仿真中对比方案下α,β,γ跟踪曲线

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。本发明步骤如下，如图1所示：

在高超声速飞行器的每个控制周期计算控制指令：升降舵偏角δ_e、方向舵偏角δ_r、副翼偏角δ_a，通过步骤(1)－(3)实现。

步骤(1)根据高超声速飞行器动力学模型，结合控制目标和系统特性分析建立控制误差特征模型。

本发明中考虑再入式高超声速飞行器全通道控制姿态动力学模型如下：

式中，α,β,γ为攻角、侧滑角和倾侧角；p,q,r为滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度；

式中，μ,m,V为弹道倾角、飞行器质量和速度；J_x,J_y,J_z为绕机体系各轴的转动惯量；气动力X,Y,Z和气动力矩L,M,N的表达式如下：

式中，Q(Q＝0.5ρV²),Ma,S,l为动压、马赫数、飞行器参考面积和参考长度；

δ_a,δ_e,δ_r为三通道舵偏角。C_i∈{C_x,C_y,C_z,C_l,C_m,C_n,C_lp,C_mq,C_nr}为气动系数，ΔC_i为气动数据存在的干扰不确定性。

定义飞行器姿态跟踪误差e_α＝α-α_c，e_β＝β-β_c，e_γ＝γ-γ_c，其中α_c，β_c，γ_c是姿态角跟踪指令，假设其光滑且已知，结合飞行器动力学模型可得姿态跟踪误差方程如下：

考虑到飞行器以BTT模式飞行，即飞行期间侧滑角维持在0°附近，通道间耦合相对较弱。因此，建立三通道解耦的特征模型。求取e_α,e_β,e_γ的二阶导数，并将p,q,r的动态方程代入求导结果可得

式中，

将气动参数近似如下：

进而可得

其中，

根据角速率的动力学方程可得：

结合上式可进一步求得姿态误差的动力学方程

其中，

控制增益系数表达式如下：

定义采样周期T，分别在kT时刻对e_α((k+1)T)和e_α((k-1)T)进行二阶泰勒展开可得

其中，0≤τ₁,τ₂≤T。用A(k)表示A(kT)，将上述两式相减并结合姿态动力学表达式可得

其中，通过将Δ_α分别压缩至e_α(k)，e_α(k-1)，δ_e(k)的系数中，可获得如下攻角通道特征模型如下：

e_α(k+1)＝f_0α(k)e_α(k)+f_1α(k)e_α(k-1)+g_0α(k)δ_e(k)

同理可得侧滑角和滚转角通道特征模型：

特征参量f_0i,f_1i,g_0i表达式如下

常数N_i>0。

步骤(2)通过特征模型参数的时变结构特性分析，建立基于动压的参数估计模型，获取特征模型中特征参量的估计值。

以攻角通道为例，估计特征模型的特征参量，记分别为k时刻特征参量f_0α,f_1α,g_0α的估计。特征参量其中分析特征参量b_α的表达式可知，高度、速度的剧烈变化导致动压大范围快时变，进而导致b_α快速变化，进一步导致特征参量g_0α(k)快速变化。这种情况下，传统的仅依赖与输入输出且将特征参量视为慢时变参数的估计方法将不再使用。在此，通过上述对g_0α(k)的结构分析，对其进行如下结构分解

g_0α(k)＝Q(k)d_αT²

其中，进而建立如下基于动压的估计模型：

其中，是k时刻对d_α的估计。

定义向量θ_α(k)＝[f_0α(k) f_1α(k) d_αT²]^T，当飞行包线确定后，结合特征参量表达式以及d_α的表达式可估算出θ_α(k)的取值范围

其中，

L_α1，L_α2， d的取值由飞行包线决定。

定义向量为k时刻θ_α(k)的估计，设计如下更新律

其中，数据向量φ_α(k)＝[e_α(k) e_α(k-1) Q(k)δ_e(k)]^T，可调参数ρ_α>0，投影算子将估计参数投影至集合Ω^α内，为模型估计误差，式中

步骤(3)设计自适应输出反馈控制结构，并结合期望的系统动态，确定控制器反馈系数。

基于等价性原理，设计自适应输出反馈控制律形式如下：

其中，是依赖于的函数向量。

控制器参数确定方法如下：

将控制律代入对象可得闭环系统方程

其中，

根据期望的系统动态选取Hurwitz多项式其中|λ_αi|<1,i∈1,2,3为期望的系统特征值。令则可获得控制器反馈系数表达式如下

实施例：

高超声速飞行器进行BTT-180°机动，这种机动方式常见于飞行器快速再入或地面攻击阶段。在此期间，攻角指令在15秒内由20°减小到10°，而后又在15秒内增加到20°，同时倾侧角在6秒内由0°增加到180°，侧滑角维持在0°。在整个飞行过程中，高度和速度快速变化，动压亦随之快速变化，进而导致飞行器时变特性显著。高度、速度以及动压的变化曲线如图2所示，从动压变化曲线可知，在再入末段的最后20秒内，动压变化了10倍之上。动压的快速变化将导致舵面的控制增益快速变化，具体变化如图3所示。

为验证本文提出的特征参量估计方法对快时变对象的有效性，开展对比仿真。对比控制方案中，特征参量估计算法采用目前常用的梯度投影法，控制器其他部分与本方案相同。

实施例结构及分析：

特征参量的估计结果如图4所示，为g_0α(k),g_0β(k),g_0γ(k)估计曲线。可见特征参量的估计结果与图3所示飞行器控制增益曲线变化趋势一致。估计误差曲线如图5所示，其验证了参数估计算法的收敛性。飞行器姿态响应曲线如图6所示，为α,β,γ跟踪曲线，可知在相应的自适应控制方案下，飞行器实现了整个机动飞行过程中(尤其是其快时变特征显著的最后20s)，对姿态参考指令的快速稳定跟踪。

在对比方案控制下，特征模型控制增益估计曲线如图7所示，为对比方案下g_0α(k),g_0β(k),g_0γ(k)估计曲线。对比方案下估计误差如图8所示，飞行器姿态响应结果如图9所示，为对比方案下α,β,γ跟踪曲线。

将图7与图3对比可知，估计结果没能反映出飞行器控制增益的变化，估计误差逐步增大，进而导致估计参数发散、控制失稳。

总结上述仿真结果可得，所提出基于动压估计模型的特征参量估计方法可实现对飞行器时变特征参量的准确估计，相应的自适应控制方案实现了时变环境下高超声速飞行器姿态的稳定精确跟踪。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种高超声速飞行器再入末段姿态控制方法，其特征在于步骤如下：

(1)选取姿态跟踪误差作为被控输出，建立三通道姿态误差特征模型；

(2)针对所述三通道姿态误差特征模型，建立基于动压的参数估计模型，设计特征模型参数自适应更新律；

(3)基于所述三通道姿态误差特征模型以及所述特征模型参数自适应更新律，设计自适应输出反馈控制结构，确定控制器参数；

(4)根据所述反馈控制结构以及控制器参数，实现高超声速飞行器再入末段的姿态控制。

2.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器再入末段姿态控制方法，其特征在于：所述步骤(1)中三通道姿态误差特征模型的建立，具体为：采用泰勒展开的离散化方法，建立攻角通道、侧滑角和滚转角通道的姿态特征模型为：

其中，k用来描述当前的离散时刻，具体为当前连续时刻与采样周期的比值，e_α，e_β，e_γ分别为攻角跟踪误差、侧滑角跟踪误差和滚转角跟踪误差，δ_e(k)，δ_r(k)，δ_a(k)分别为升降舵偏角、方向舵偏角和副翼偏角，特征参量f_0i,f_1i,g_0i表达式如下

常数N_i>0，T为采样周期，N_α>0，α,β,γ分别为攻角、侧滑角和倾侧角，Δ_α,Δ_β,Δ_γ分别为三通道的未建模动态及干扰项；

c₂,c₄,c₆为转动惯量相关参数，Q为动压，V为速度，S为参考面积，l为参考长度，为气动参数。

3.根据权利要求2所述的一种高超声速飞行器再入末段姿态控制方法，其特征在于：所述步骤(2)建立基于动压的参数估计模型具体为：

(2.1)对特征参量g_0α(k),g_0β(k),g_0γ(k)进行结构分解：

其中，

(2.2)建立基于动压的参数估计模型：

其中，分别是k时刻对d_α,d_β,d_γ的估计。

4.根据权利要求3所述的一种高超声速飞行器再入末段姿态控制方法，其特征在于：设计特征模型参数自适应更新律，具体为：

其中，ρ_α,ρ_β,ρ_γ为可调参数，向量为k时刻θ_α(k)＝[f_0α(k)f_1α(k) d_αT²]^T的估计，向量为k时刻θ_β(k)＝[f_0β(k) f_1β(k) d_βT²]^T的估计，向量为k时刻θ_γ(k)＝[f_0γ(k) f_1γ(k) d_γT²]^T的估计，P为投影算子，将输入投影至特征参量预估范围内，φ_α(k)＝[e_α(k) e_α(k-1) Q(k)δ_e(k)]^T，φ_β(k)＝[e_β(k) e_β(k-1) Q(k)δ_r(k)]^T，φ_γ(k)＝[e_γ(k) e_γ(k-1) Q(k)δ_a(k)]^T，

5.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器再入末段姿态控制方法，其特征在于：基于等价性原理，自适应输出反馈控制结构表达式如下：

其中，是依赖于的函数向量，d_α1(k)，d_α2(k)，c_α1(k)为向量元素；是依赖于的函数向量，d_β1(k)，d_β2(k)，c_β1(k)为向量元素；是依赖于的函数向量，d_γ1(k)，d_γ2(k)，c_γ1(k)为向量元素。

6.根据权利要求4所述的一种高超声速飞行器再入末段姿态控制方法，其特征在于：确定控制器参数，具体为：

(3.1)将自适应输出反馈控制结构表达式代入三通道姿态误差特征模型得到闭环系统方程为：

其中，

(3.2)根据期望的系统特征值选取Hurwitz多项式

其中|λ_i1|<1,|λ_i2|<1,|λ_i3|<1,i∈{α,β,γ}为期望的系统特征值；

(3.3)令则获得控制器参数表达式如下

7.一种基于权利要求1～6中任一项所述高超声速飞行器再入末段姿态控制方法实现的姿态控制系统，其特征在于包括：

三通道姿态误差特征模型建立模块：选取姿态跟踪误差作为被控输出，建立三通道姿态误差特征模型；

更新律确定模块：针对所述三通道姿态误差特征模型，建立基于动压的参数估计模型，设计特征模型参数自适应更新律；

反馈控制结构及参数设计模块：基于所述三通道姿态误差特征模型以及所述特征模型参数自适应更新律，设计自适应输出反馈控制结构，确定控制器参数；

姿控模块：根据所述反馈控制结构以及控制器参数，实现高超声速飞行器再入末段的姿态控制。

8.根据权利要求7所述的姿态控制系统，其特征在于：

三通道姿态误差特征模型的建立，具体为：采用泰勒展开的离散化方法，建立攻角通道、侧滑角和滚转角通道的姿态特征模型为：

其中，k用来描述当前的离散时刻，具体为当前连续时刻与采样周期的比值，e_α，e_β，e_γ分别为攻角跟踪误差、侧滑角跟踪误差和滚转角跟踪误差，δ_e(k)，δ_r(k)，δ_a(k)分别为升降舵偏角、方向舵偏角和副翼偏角，特征参量f_0i,f_1i,g_0i表达式如下

常数N_i>0，T为采样周期，N_α>0，α,β,γ分别为攻角、侧滑角和倾侧角，Δ_α,Δ_β,Δ_γ分别为三通道的未建模动态及干扰项；

c₂,c₄,c₆为转动惯量相关参数，Q为动压，V为速度，S为参考面积，l为参考长度，为气动参数；

建立基于动压的参数估计模型具体为：

(2.1)对特征参量g_0α(k),g_0β(k),g_0γ(k)进行结构分解：

其中，

(2.2)建立基于动压的参数估计模型：

其中，分别是k时刻对d_α,d_β,d_γ的估计。

9.根据权利要求7所述的姿态控制系统，其特征在于：

设计特征模型参数自适应更新律，具体为：

其中，ρ_α,ρ_β,ρ_γ为可调参数，向量为k时刻θ_α(k)＝[f_0α(k)f_1α(k) d_αT²]^T的估计，向量为k时刻θ_β(k)＝[f_0β(k) f_1β(k) d_βT²]^T的估计，向量为k时刻θ_γ(k)＝[f_0γ(k) f_1γ(k) d_γT²]^T的估计，P为投影算子，将输入投影至特征参量预估范围内，φ_α(k)＝[e_α(k) e_α(k-1) Q(k)δ_e(k)]^T，φ_β(k)＝[e_β(k) e_β(k-1) Q(k)δ_r(k)]^T，φ_γ(k)＝[e_γ(k) e_γ(k-1) Q(k)δ_a(k)]^T，

确定控制器参数，具体为：

(3.1)将自适应输出反馈控制结构表达式代入三通道姿态误差特征模型得到闭环系统方程为：

其中，

(3.2)根据期望的系统特征值选取Hurwitz多项式

其中|λ_i1|<1,|λ_i2|<1,|λ_i3|<1,i∈{α,β,γ}为期望的系统特征值；

(3.3)令则获得控制器参数表达式如下

10.根据权利要求7所述的姿态控制系统，其特征在于：

基于等价性原理，自适应输出反馈控制结构表达式如下：

其中，是依赖于的函数向量，d_α1(k)，d_α2(k)，c_α1(k)为向量元素；是依赖于的函数向量，d_β1(k)，d_β2(k)，c_β1(k)为向量元素；是依赖于的函数向量，d_γ1(k)，d_γ2(k)，c_γ1(k)为向量元素。