CN112068421B - 一种基于l1自适应控制的弹性高超声速飞行器容错控制方法 - Google Patents
一种基于l1自适应控制的弹性高超声速飞行器容错控制方法 Download PDFInfo
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Abstract
Description
技术领域
本发明属于飞行器控制技术领域,具体提出了一种基于L1自适应控制的弹性高超声速飞行器容错控制方法。
背景技术
高超声速飞行器是指能以音速5倍以上的速度运动的飞机、导弹、炮弹等有翼或无翼飞行器。具有穿透成功率高的特点。高超音速飞行器具有巨大的军事和经济价值。美国首次使用吸气式超燃冲压发动机的X-51飞行是高超音速飞行器发展的里程碑,法国设立了一个名为“普罗米西”的项目来研究高超音速飞行器。印度在班纳罗尔举行的高超音速飞行热力学会议上失去了工作,近年来,中国在空气呼吸系统方面也取得了一些进展。高超音速飞行器具有巨大的应用价值,特别是在军事上,受到了各国的重视,对高超声速飞行器的控制研究是十分必要的。
高超声速飞行器受力情况复杂,控制效果在一定程度上取决于数学模型的适用性。高超音速飞行器的高速性决定了机体弹性对其动力学模型有很大的影响,高超声速飞行器的弹性建模一直是研究的热点。高超音速飞行器在飞行器的应用中起着重要的作用,必须保证其安全性。在飞行中,可能会发生突发事故。如果飞行器工作环境艰苦,则不确定因素较多,故障可能性较大。对于高超声速飞行器来说,容错控制是整个控制系统的重要组成部分,保证了飞行的安全性。
发明内容
本发明旨在克服现有控制方法的不足,针对弹性高超声速飞行器,提出一种基于L1自适应控制的弹性高超声速飞行器容错控制方法,使弹性高超声速飞行器在执行机构损伤故障下可以快速,准确地实现对目标纵向速度和高度的跟踪。
本发明采用的技术方案为:一种基于L1自适应控制的弹性高超声速飞行器容错控制方法,包括如下步骤:
步骤一:给定期望的纵向速度Vr和高度hr;
步骤二:建立弹性高超声速飞行器的非线性动力学和运动学模型;
其中,在步骤二中所描述的弹性高超声速飞行器非线性动力学和运动学模型的建立方法如下:
考虑弹性的高超声速飞行器模型可写为:
其中m是弹性高超声速飞行器质量,V,h,γ,θ,Q表示五种刚体系统状态量分别为纵向速度,高度,航迹倾角,俯仰角和俯仰角速度,α=θ-γ是攻角,T,D,L,M和Ni是推力,阻力,升力,俯仰力矩和总弹性力,g是重力加速度,Iyy为纵向转动惯量,ηi和表示6种弹性状态,ζi是阻尼系数,ωi是固有频率。上式中力和力矩可表示为:
其中ρ是空气密度,ρ0是标称高度空气密度,h0表示标称高度,hs是空气密度指数衰减率的倒数,其余系数CT,CT φ,CD,CL,CM定义为:
CL=CL αα+CL 0
u1=φ,u2=δe.
速度误差模型为:
控制输入定义为uV=φ设计控制输入为φ:
其中σ1=Vc-1且有界,纵向速度控制状态量为x1=Ve,控制系统可描述为:
y1=c1x1
其中A1=-KV,b1=1,c1=1,纵向速度控制观测器可写为:
其中
升降舵偏δe与高度h无直接关系,为了保证过程简单,选用普通自适应控制建立两者之间的关系,参考高度已知,参考航迹倾角可以计算出来:
定义控制量uQ=nδe,其中n表示舵偏损失率,控制输入δe设计为:
其中σ2=Qcn-1,高度控制状态量为x2=Qe,控制系统可描述为:
y2=c2x2
其中A2=-KQ,b2=1,c2=1,状态观测器为:
本发明为“一种基于L1自适应控制的弹性高超声速飞行器容错控制方法”,与现有的控制方法相比,其优点是:
1)本方法设计的控制器是所调参数可应用于整个轨迹跟踪过程,不必取工作点进行模式切换,在实际工程上易于实现。
2)本方法设计的控制器可以有效地改善弹性高超声速飞行器在升降舵失效故障的情况下跟踪纵向速度和高度的效果。
3)本方法设计的控制器可以有效降低模型非线性,耦合,环境干扰和参数不确定带来的影响,快速且鲁棒性强。
附图说明
图2为无故障平飞状态PID控制器状态量及状态量误差图。
图3为无故障平飞状态PID控制器控制量图。
图7为无故障俯仰机动PID控制器状态量及状态量误差图。
图8为无故障俯仰机动PID控制器控制量图。
图9为无故障俯仰机动PID控制器航迹倾角图。
具体实施方式
下面结合实施例,并配合附图对本发明中的各部分设计方法作进一步的说明
本发明为“一种基于L1自适应控制的弹性高超声速飞行器容错控制方法”,附图见图1—图12所示,其具体步骤如下:
步骤一:给定期望的纵向速度Vr=10000ft/s和高度hr=100000ft;
步骤二:建立弹性高超声速飞行器的非线性动力学和运动学模型;
弹性高超声速飞行器的考虑弹性模型可写为:
其中m=147.9slug是弹性高超声速飞行器质量,V,h,γ,θ,Q表示五种刚体系统状态量分别为纵向速度,高度,航迹倾角,俯仰角和俯仰角速度,初始速度V0=8000ft/s,初始高度h0=80000ft,α=θ-γ是攻角,T,D,L,M和Ni是推力,阻力,升力,俯仰力矩和总弹性力,g=32.17ft/s2是重力加速度,Iyy=86722.54slug·ft2/rad为纵向转动惯量,ηi和表示6种弹性状态,ζi=0.02是阻尼系数,ωi是固有频率,其中ω1=21.17rad/s,ω2=53.92rad/s,ω3=109.1rad/s。上式中力和力矩可表示为:
其中ρ是空气密度,ρ0=6.7429×10-5slugs/ft3是标称高度空气密度,h0=85000ft,表示标称高度,hs=21358.8ft是空气密度指数衰减率的倒数,其余系数CT,CT φ,CD,CL,CM定义为:
CL=CL αα+CL 0
其中的气动参数如表1所示。
表1气动系数表
u1=φ,u2=δe.
速度误差模型为:
控制输入定义为uV=φ设计控制输入为φ:
其中σ1=Vc-1且有界,纵向速度控制状态量为x1=Ve,控制系统可描述为:
y1=c1x1
其中A1=-KV,b1=1,c1=1,纵向速度控制观测器可写为:
其中
升降舵偏δe与高度h无直接关系,为了保证过程简单,选用普通自适应控制建立两者之间的关系,参考高度已知,参考航迹倾角可以计算出来:
定义控制量uQ=nδe,其中n表示舵偏损失率,控制输入δe设计为:
其中σ2=Qcn-1,高度控制状态量为x2=Qe,控制系统可描述为:
y2=c2x2
其中A2=-KQ,b2=1,c2=1,状态观测器为:
根据步骤二得到的飞行器模型,和步骤三得到的控制器,在simulink仿真平台上进行仿真验证,并将所设计的控制器与标准PID控制器作对比,来验证所设计控制器的性能,主要分为平飞状态和俯仰机动进行仿真。
实例1:无故障平飞状态,PID控制器效果。
失效故障范围从0到1,将失效故障步长设置为0.05。经过一系列试验,在水平飞行状态下,PID控制器能容忍的最大故障率为0.35。在0.35-0.5之间,纵向速度速度可以控制,但高度发散。如果执行机构的损耗超过50%,它将失去控制。图4-图6是故障率为0.45时PID控制器和自适应控制器的比较。在水平飞行中,自适应控制器明显优于PID控制器。
实例3:无故障俯仰机动,PID控制器效果。
由上文平飞状态可试验出,在俯仰机动飞行中,PID控制器能容忍的最大故障率为0.15明显小于水平飞行时的容错率。在0.15-0.35之间,速度可以控制,但高度不能。如果故障率超过0.4,纵向速度和高度都会失去控制。图10-图12是故障率为0.35时的控制结果。虽然PID控制器在速度控制方面具有优势,但高度完全是不可控制的。
Claims (2)
步骤一:给定期望的纵向速度Vr和高度hr;
步骤二:建立弹性高超声速飞行器的非线性动力学和运动学模型;
上述所述步骤二的弹性高超声速飞行器的非线性模型为:
其中m是弹性高超声速飞行器质量,V,h,γ,θ,Q表示五种刚体系统状态量分别为纵向速度,高度,航迹倾角,俯仰角和俯仰角速度,α=θ-γ是攻角,T,D,L,M和Ni是推力,阻力,升力,俯仰力矩和总弹性力,g是重力加速度,Iyy为纵向转动惯量,ηi和表示6种弹性状态,ζi是阻尼系数,ωi是固有频率,简化模型成为面向控制的模型,其中刚体部分可写成:
其中γe=γ-γr,γr是参考航迹倾角,一般为0,表示不确定量,是气动弦长,S是气动参考面积,zT是推力-力矩耦合系数,是动压,CT,CT φ,CD,CM为气动参数,一种基于自适应控制的弹性高超声速飞行器容错控制方法,其中所述步骤三中的自适应控制器为:
u1=φ,u2=δe.
速度误差模型为:
控制输入定义为uV=φ设计控制输入为φ:
其中σ1=Vc-1且有界,纵向速度控制状态量为x1=Ve,控制系统可描述为:
y1=c1x1
其中A1=-KV,b1=1,c1=1,纵向速度控制观测器可写为:
其中
ζV(s)=D1(s)χ1(s)
舵偏δe与高度h无直接关系,为了保证过程简单,选用普通自适应控制建立两者之间的关系,参考高度已知,参考航迹倾角可以计算出来:
定义控制量uQ=nδe,其中n表示舵偏损失率,控制输入δe设计为:
其中σ2=Qcn-1,高度控制状态量为x2=Qe,控制系统可描述为:
y2=c2x2
其中A2=-KQ,b2=1,c2=1,状态观测器为:
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