CN111258333B - 大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法,其是一种结合固定时间控制器、任意阶滑模微分观测器与超螺旋干扰观测器的控制方法，具体包括以下步骤：根据大长径比飞行器的物理特性建立其动力学方程，同时做适当的系统重构以简化模型；应用固定时间控制器调整参数；通过超螺旋滑模观测器估计干扰；假定跟踪误差可直接获取，且导数未知，利用任意阶滑模微分观测器来获取跟踪误差的导数信息；线性化大长径比飞行器动力系统并设定飞行器低空飞行的指定高度路径；导出跟踪误差数据及图像并与PID控制系统跟踪结果对比，得出结论。本发明可有效实现大长径比飞行器定高型路径跟踪问题的快速收敛同时保持较高的跟踪精度。

Description

大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法

技术领域

本发明提出一种大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法。

背景技术

大长径比飞行器作为一种高精度远程运载工具，凭借重量轻、对发射平台要求低及其超强的低空飞行能力被高频使用。10m-30m海面低空区域是大长径比飞行器主要活动空间，在这个空间尺度内，海浪的运动和风场存在强耦合的非线性影响关系，使得飞行效能受海浪及低空风切变等多重环境因素严重制约。根据海况的分级原理，即由风兴浪，风力对大长径比飞行器水平面的运动产生干扰，且同时在水面上兴起海浪，由于大长径比飞行器测高传感器(如雷达)坐标系的局限性，其高度测量基准变动，使得掠海高度控制产生波动，高海况扰动下控制系统甚至多有失效情况，致使大长径比飞行器的掠海飞行任务执行效果大打折扣，同时其气动特性伴有剧烈变化，从而导致大长径比飞行器掠海飞行控制问题变得极为复杂。

大长径比飞行器的飞行速度多处于亚音速或跨音速区段，如何在动力系统气动力参数摄动且飞行器高速飞行的条件下完成稳定高度的掠海低空安全飞行，是大长径比飞行器定高路径跟踪控制设计的难点之一，该难点对控制方法的收敛时间提出了较高的要求，故有限时间及更佳的收敛条件成为亚音速或跨音速飞行器跟踪控制的关键内容。此外，由于海面上空环境复杂，目前尚无充足细致的研究建模内容验证大长径比飞行器在各级海况下的控制器执行效果。

发明内容

为解决以上现有技术存在的问题，本发明提出一种大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法。

本发明可通过以下技术方案予以解决：

一种大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法,其是一种结合固定时间控制器、任意阶滑模微分观测器与超螺旋干扰观测器的控制方法，具体包括以下步骤：

1)根据大长径比飞行器的物理特性建立其动力学方程，同时进行系统重构以简化模型；

2)应用固定时间控制器并调整参数；

3)通过超螺旋滑模观测器估计干扰；

4)假定跟踪误差可直接获取，且导数未知，利用任意阶滑模微分观测器来获取跟踪误差的导数信息；

5)线性化大长径比飞行器动力系统并设定飞行器低空飞行的指定高度路径；

6)导出步骤5)中的跟踪误差数据及图像并与PID控制系统跟踪结果对比，得出结论。

所述步骤1)为：

首先，假设弹体的质量为常数，针对大长径比飞行器垂直面上的运动特性建立其纵向动力学方程

其中，x飞行器飞行的前向距离,h为飞行器飞行的高度，υ为飞行器飞行的前向速度，θ为飞行器的俯仰角，

为速度矢量υ与水平面间的夹角，q为飞行器俯仰角速度，α为飞行器飞行的攻角，P为驱动器所提供的推力，X为飞行器飞行时所受的气动阻力，Y为飞行器飞行时所受的气动升力，m为飞行器质量，g为重力加速度，M为飞行器关于z轴的俯仰力矩，J_z为飞行器关于z轴转动惯量，相关的控制量，包括驱动器的驱动力燃料比冲φ及控制飞行器俯仰活动的翼面舵角δ，均囊括在阻力X(α，δ)、升力Y(α，δ)、俯仰力矩M(P，α，δ)及推力P(φ，α)的表达式中；

然后通过对大长径比飞行器动力系统多次求导并整合非线性未知项来完成系统重构，以避免复杂气动力及推力项的构建与求解，将飞行高度h、俯仰角θ作为系统输出，对系统求导直至控制输入项燃料比冲φ及翼面舵角δ独立出现，此时对系统输出进行了三次求导，控制输入的导数独立出现在式中

此时将控制输入燃料比冲φ及翼面舵角δ的导数作为大长径比飞行器控制器的控制输入，控制输入的线性项均已知，故将线性项和控制输入项合并后作为新的系统输入

与

非线性项则与系统干扰等项目一同合并为干扰

定义系统输出误差(e_h与e_θ)为期望路径x_d(h_d与θ_d)与实际值间的差值，结合上述实际值导数即可得到输出误差的三阶导数，以下公式中均以下标h和θ区分高度及俯仰角的相关参数，以下标d代表相关参数的期望值，以跟踪误差上方点数

或上标数值(eⁿ)表示其多阶导数，

e_h＝h_d-h

e_θ＝θ_d-θ

进一步地，所述步骤2)为

其中控制输入参数需分别满足赫尔维茨多项式s³+i³s²+i₂s+i₁、s³+I₃s²+I₂s+I₁、s³+j₃s²+j₂s+j₁、s³+J₃s²+J₂s+J₁以使上述线性系统稳定。

误差微分指数需分别满足以下条件：

i_n∈(0，1)，

I_n∈(0，1)，

j_n∈(1，1+ε)，

J_n∈(1，1+ε)，

,其中ε为大于0的极小邻域，上述参数及M、N、m、n系列参数需根据大长径比飞行器模型适应状况调节。

进一步地，所述步骤3)为：干扰估计项

与

可通过二阶超螺旋滑模观测器获得，定义滑模面满足

其中n＝h，θ.

η_1n与η_2n需根据大长径比飞行器模型适应状况来选定。

进一步地，所述步骤4)为

其形式如下,n＝h，θ，L_n为李普希兹常数，k₀、k₁、k₂、k₃需根据大长径比飞行器模型适应状况来选定，l_n系列参数代表观测的跟踪误差的各级导数，其下标代表导数的阶数，

进一步地，所述步骤5为：线性化大长径比飞行器动力系统并设定飞行器低空飞行的指定高度路径。

进一步地，导出上述跟踪误差数据及图像并与PID控制系统跟踪结果对比，得出结论。

有益效果

本发明对大长径比飞行器的动力方程进行求导同时进行组合重构，调整了系统的输入输出，避免了复杂浮动的大长径比飞行器气动力参数计算并使实际的控制输入更为连续顺滑；提出固定时间控制器+任意阶滑模微分器的控制形式以提高其收敛速度，保证大长径比飞行器在高速飞行时仍能快速收敛跟踪至期望高度；在固定时间控制器中引入干扰估计项，并通过超螺旋滑模观测器观测该干扰项，使大长径比飞行器能够抵御复杂海况下的风浪干扰。

附图说明

图1为1级海况飞行器低空飞行PID系统及固定时间系统高度跟踪误差；

图2为2级海况飞行器低空飞行PID系统及固定时间系统高度跟踪误差；

图3为3级海况飞行器低空飞行PID系统及固定时间系统高度跟踪误差；

图4为4级海况飞行器低空飞行PID系统及固定时间系统高度跟踪误差；

图5为5级海况飞行器低空飞行PID系统及固定时间系统高度跟踪误差；

图6为飞行器低空飞行定高路径跟踪控制系统图。

具体实施方式

以下通过特定的具体实施例说明本发明的实施方式，本领域的技术人员可由本说明书所揭示的内容轻易地了解本发明的其他优点及功效。

本发明针对飞行器低空飞行的情景提出一种定高型路径跟踪控制方法，该方法首先对大长径比飞行器的动力方程进行系统重构，重构后的系统避免了复杂多变的气动力参数计算；随后采用固定时间控制器+二阶滑模超螺旋干扰观测器+任意阶滑模微分器的控制策略来解决大长径比飞行器受风浪干扰下的定高路径跟踪控制问题(图6为飞行器低空飞行定高路径跟踪控制系统图)，并以“战斧”式大长径比飞行器作为对象应用至1-5级复杂海况环境中以检验本发明方法的正确性及可行性。

1)固定时间控制器：针对次系统提出的一种固定时间控制器，区别于其他控制器，该控制器的优点在于通过该方法控制的系统可实现有限时间甚至固定时间内收敛至原点，这对于大长径比飞行器等高速飞行器的控制问题提供了极大的便利，通过向该控制器中引入干扰估计项来补偿大长径比飞行器飞行时所受到的风浪干扰；

2)二阶滑模超螺旋干扰观测器：一种发展成熟的滑模型观测器，可实现有限时间内的干扰估计；

3)任意阶滑模微分器：假定仅有系统状态变量可测，该微分器可用于观测状态变量的任意阶微分。

本发明具体包括以下步骤：

S1：根据大长径比飞行器的物理特性建立其动力学方程，同时做适当的系统重构以简化模型：

首先，假设弹体的质量为常数，针对大长径比飞行器垂直面上的运动特性建立其纵向动力学方程

其中，x飞行器飞行的前向距离,h为飞行器飞行的高度，v为飞行器飞行的前向速度，θ为飞行器的俯仰角，

为速度矢量v与水平面间的夹角，q为飞行器俯仰角速度，α为飞行器飞行的攻角，P为驱动器所提供的推力，X为飞行器飞行时所受的气动阻力，Y为飞行器飞行时所受的气动升力，m为飞行器质量，g为重力加速度，M为飞行器关于z轴的俯仰力矩，J_z为飞行器关于z轴转动惯量。相关的控制量，包括驱动器的驱动力燃料比冲Φ及控制弹体俯仰活动的翼面舵角δ，均囊括在阻力X(α，δ)、升力Y(α，δ)、俯仰力矩M(P，α，δ)及推力P(φ，α)的表达式中。然后通过对大长径比飞行器动力系统多次求导并整合非线性未知项来完成系统重构，以避免复杂气动力及推力项的构建与求解。将飞行高度h、俯仰角θ作为系统输出，对系统求导直至控制输入项燃料比冲φ及翼面舵角δ独立出现，此时对系统输出进行了三次求导，控制输入的导数独立出现在式中。

此时将控制输入燃料比冲Φ及翼面舵角δ的导数作为大长径比飞行器控制器的控制输入，控制输入的线性项均已知，故将线性项和控制输入项合并后作为新的系统输入

与

非线性项则与系统干扰等项目一同合并为干扰

定义系统输出误差(e_h与e_θ)为期望路径x_d(h_d与θ_d)与实际值间的差值，结合上述实际值导数即可得到输出误差的三阶导数。以下公式中均以下标h和θ区分高度及俯仰角的相关参数，以下标d代表相关参数的期望值，以跟踪误差上方点数

或上标数值(eⁿ)表示其多阶导数。

e_h＝h_d-h

e_θ＝θ_d-θ

S2：应用固定时间控制器并调整参数：

其中控制输入参数需分别满足赫尔维茨多项式s³+i₃s²+i₂s+i₁、s³+I₃s²+I₂s+I₁、s³+j₃s²+j₂s+j₁、s³+J₃s²+J₂s+J₁以使上述线性系统稳定。

误差微分指数需分别满足以下条件：

i_n∈(0，1)，

I_n∈(0，1)，

j_n∈(1，1+ε)，

J_n∈(1，1+ε)，

其中ε为大于0的极小邻域。上述参数及M、N、m、n系列参数需根据大长径比飞行器模型适应状况调节。

S3：通过超螺旋滑模观测器估计干扰：

干扰估计项

与

可通过二阶超螺旋滑模观测器获得，定义滑模面满足

其中n＝h，θ.

η_1n与η_2n需根据大长径比飞行器模型适应状况来选定。

S4：假定跟踪误差可直接获取，且导数未知，利用任意阶滑模微分观测器来获取跟踪误差的导数信息：

其形式如下，其中n＝h，θ，L_n为李普希兹常数，k₀、k₁、k₂、k₃需根据大长径比飞行器模型适应状况来选定，l_n系列参数代表观测的跟踪误差的各级导数，其下标代表导数的阶数。

S5：线性化大长径比飞行器动力系统并设定飞行器低空飞行的指定高度路径：

仿真验证中以“战斧”型大长径比飞行器为控制对象，令其以定高10m的期望轨迹进行巡航活动，动力系统在速度v＝225m/s，高度5m处线性化。

S6：导出上述跟踪误差数据及图像并与PID控制系统跟踪结果对比，显而易见固定系统的收敛时间与跟踪误差均优于PID系统：

各级海况下风浪对“战斧”型大长径比飞行器飞行轨迹的影响主要体现在飞行高度的波动上，下述对比以大长径比飞行器相对于期望高度的跟踪误差为主要评价基准。

1级海况下风速为0.3～0.5m/s，风压约0.0056Kg/m²，海面有软风微波，浪高约0.1m，大长径比飞行器定高平衡态未见明显变化，攻角为平衡态1.66°±0.23°，等同于施加1g平均值下变化幅值±0.04g的载荷因子，此时PID出现幅值约0.1m的周期波动，固定时间系统跟踪精度及总体控制误差极小；

2级海况下风速为1.6～3.3m/s，风压约0.68Kg/m²，海面有轻风小波，浪高为0.2～0.3m，大长径比飞行器稳定后攻角为平衡态1.66°±0.37°，等同于施加1g平均值下变化幅值±0.22g的载荷因子，此时PID出现幅值约0.5m的周期波动，固定时间系统总体控制误差略有极小波动；

3级海况下风速为3.4～5.4m/s，风压约1.82Kg/m²，海面有微风小浪，浪高为0.6～1.0m，大长径比飞行器稳定后攻角为平衡态1.66°±0.65°，等同于施加1g平均值下变化幅值±0.39g的载荷因子，此时PID出现不可忽略的约为0.5m的稳定误差，同时伴有周期波动，整体轨迹出现少量偏移，固定时间系统稳定后出现幅值约0.1m的误差波动；

4级海况下风速为5.5～7.9m/s，风压约3.9Kg/m²，海面有和风轻浪，浪高为1.0～1.5m，大长径比飞行器稳定后攻角为平衡态1.66°±0.86°，等同于施加1g平均值下变化幅值±0.52g的载荷因子，此时PID出现更为明显的稳定误差，其值约为1.5m，并伴有幅值约1m的周期波动，整体运动方向有变，固定时间系统也呈现幅值约0.2m的误差波动；

5级海况下风速为8.0～10.7m/s，风压约7.16Kg/m²，海面有清风中浪，浪高为2.0～2.5m，大长径比飞行器稳定后攻角为平衡态1.66°±1.13°，等同于施加1g平均值下变化幅值±0.68g的载荷因子，此时PID的稳定误差约3.5m，并伴有幅值超过1m的周期波动，整体运动受严重影响，固定时间系统同时出现不可忽略的误差波动，但整体跟踪情况可满足要求。

为躲避对方侦察，同时提高定点打击效率，大长径比飞行器常在掠海飞行时尽量与海面保持30m以下的距离，以便借由海面的复杂环境干扰敌方，但在隐身的同时大长径比飞行器的定高航行也会受海风海浪等干扰而发生剧烈扰动。为阐明各级海况下风浪干扰对大长径比飞行器定高航行效果的干扰情况，采用PID控制器与上述组合系统对比，图1-5为1-5级海况下大长径比飞行器定高航行的飞行情况。本发明针对飞行器低空定高飞行提出的一种固定时间控制器、任意阶滑模微分器与超螺旋干扰观测器三者相结合的控制方式，该方式对定高航行及抵御风浪干扰有显著效果。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围内。

Claims (5)

1.一种大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法，其特征在于，其是一种结合固定时间控制器、任意阶滑模微分观测器与超螺旋干扰观测器的控制方法，具体包括以下步骤：

1)根据大长径比飞行器的物理特性建立其动力学方程，同时进行系统重构以简化模型；

2)应用固定时间控制器并调整参数；

3)通过超螺旋滑模观测器估计干扰；

4)假定跟踪误差可直接获取，且导数未知，利用任意阶滑模微分观测器来获取跟踪误差的导数信息；

5)线性化大长径比飞行器动力系统并设定飞行器低空飞行的指定高度路径；

6)导出步骤5)中的跟踪误差数据及图像并与PID控制系统跟踪结果对比，得出结论；

所述步骤1)包括：

首先，假设飞行器的质量为常数，针对大长径比飞行器垂直面上的运动特性建立其纵向动力学方程

其中，x为飞行器飞行的前向距离，h为飞行器飞行的高度，v为飞行器飞行的前向速度，θ为飞行器的俯仰角，

为速度矢量v与水平面间的夹角，q为飞行器俯仰角速度，α为飞行器飞行的攻角，P为驱动器所提供的推力，X为飞行器飞行时所受的气动阻力，Y为飞行器飞行时所受的气动升力，m为飞行器质量，g为重力加速度，M为飞行器关于z轴的俯仰力矩，J_z为飞行器关于z轴转动惯量，相关的控制量，包括驱动器的驱动力燃料比冲φ及控制飞行器俯仰活动的翼面舵角δ，均囊括在阻力X(α，δ)、升力Y(α，δ)、俯仰力矩M(P，α，δ)及推力P(φ，α)的表达式中；

然后通过对大长径比飞行器动力系统多次求导并整合非线性未知项来完成系统重构，以避免复杂气动力及推力项的构建与求解，将飞行高度h、俯仰角θ作为系统输出，对系统求导直至控制输入项燃料比冲φ及翼面舵角δ独立出现，此时对系统输出进行了三次求导，控制输入的导数独立出现在式中，其中ψ_unknown为未知的外界干扰

此时将控制输入燃料比冲φ及翼面舵角δ的导数作为大长径比飞行器控制器的控制输入，控制输入的线性项均已知，故将线性项和控制输入项合并后作为新的系统输入

与

非线性项则与系统干扰等项目一同合并为干扰

定义系统输出误差(e_h与e_θ)为期望路径x_d(h_d与θ_d)与实际值间的差值，结合上述实际值导数即可得到输出误差的三阶导数，以下公式中均以下标h和θ区分高度及俯仰角的相关参数，以下标d代表相关参数的期望值，以跟踪误差上方点数

或上标数值(eⁿ)表示其多阶导数，

e_h＝h_d-h

e_θ＝θ_d-θ

2.根据权利要求1所述的大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法，其特征在于，所述步骤2)为：

其中控制输入参数需分别满足赫尔维茨多项式s³+i₃s²+i₂s+i₁、s³+I₃s²+I₂s+I₁、s³+j₃s²+j₂s+j₁、s³+J₃s²+J₂s+J₁以使上述线性系统稳定，误差微分指数需分别满足以下条件：

i_n∈(0，1)，

I_n∈(0，1)，

j_n∈(1，1+ε)，

J_n∈(1，1+ε)，

其中ε为大于0的极小邻域，上述参数及M、N、m、n系列参数需根据大长径比飞行器模型适应状况调节。

3.根据权利要求1所述的大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法，其特征在于，所述步骤3)为：

干扰估计项

与

可通过二阶超螺旋滑模观测器获得，定义滑模面满足

其中n＝h，θ.

与η_2n需根据大长径比飞行器模型适应状况来选定。

4.根据权利要求1所述的大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法，其特征在于，所述步骤4)为：

其形式如下，其中n＝h，θ，L_n为李普希兹常数，k₀、k₁、k₂、k₃需根据大长径比飞行器模型适应状况来选定，l_n系列参数代表观测的跟踪误差的各级导数，其下标代表导数的阶数，

5.根据权利要求1所述的大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法，其特征在于，所述步骤5)为：线性化大长径比飞行器动力系统并设定飞行器低空飞行的指定高度路径。

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