CN112882486A - 一种基于输出信息的高超声速飞行器轨迹跟踪控制方法 - Google Patents

一种基于输出信息的高超声速飞行器轨迹跟踪控制方法 Download PDF

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Abstract

一种基于输出信息的高超声速飞行器轨迹跟踪控制方法，包括以下步骤：步骤一：利用输入输出线性化技术，把高超声速飞行器纵向模型转化为含有集总干扰(外部干扰和参数不确定性的总和)的输入输出模型；步骤二：根据步骤一建立的输入输出模型，设计固定时间扩张状态观测器估计未知干扰和输入输出模型的状态；步骤三，基于固定时间扩张状态观测器和系统的输出值，设计固定时间连续终端滑模面，进一步得到高超声速飞行器系统的固定时间连续终端滑模轨迹跟踪控制方案；本发明方法可以使得系统输出在固定时间内跟踪上参考轨线。本发明适用于高超声速飞行器控制领域。

Description

一种基于输出信息的高超声速飞行器轨迹跟踪控制方法
技术领域
本发明涉及一种基于输出信息的高超声速飞行器轨迹跟踪控制方法，主要应用于高超声速飞行器控制技术领域。
背景技术
高超声速飞行器是一种飞行在近空间且速度大于5马赫的飞行器,兼具航天器和航空器的功能,是未来实现空间作战和全球作战的主要力量。由此可见,对高超声速飞行器的研究有着重要的军事意义,正成为各军事强国研究的焦点.高超声速飞行器具备速度快、反应时间短、突防能力强等特点,从而能够有效地进行高空高速的侦察和突防,也可以对敌人进行直接的打击或作为远距离突袭的武器发射平台,这大大提高了远程作战的能力.此外, 由于其极快的飞行速度、高的飞行高度和较强的侧向机动性,目前没有任何的防空武器可以击中它。总之,高超声速飞行器对于情报收集、侦察监视、通信保障以及对空对地作战等,都具有独特的优势.发展高超声速飞行器是“陆海空天电”五维一体化战场的需要,是国家安全体系的一个重要环节。
高超声速飞行器不仅在军事上有着重要的战略意义,还在民用上有着广阔的应用前景.民用客机经高超声速技术改造后,可以大大缩短旅行飞行的时间；高超声速飞行器制造成大型的运输机,会比普通的飞机承载的负荷更多、飞行速度更快以及飞得更远,从而成为一种极具吸引力的运输工具。为了实现高超声速飞行器的飞行目标,必须有良好的控制系统。控制系统是高超声速飞行器重要的分系统之一,是保证高超声速飞行器安全飞行,完成既定任务的重要保障。首先,高超声速飞行器是一类强非线性、强耦合的多变量非线性系统,传统的控制方法已无法满足控制性能和控制精度的要求,因此,需要设计新的控制系统来提升高超声速飞行器的控制性能和控制精度。再者,高超声速飞行器的飞行环境相当恶劣,存在着各种的外部干扰及参数不确定性,从而要求设计的控制系统要有很好的鲁棒性和抗干扰性能；高超声速飞行器在飞行过程中作动器失效、发动机故障等在所难免,这也要求控制系统要有良好的控制精度和容错能力。由此可见,为高超声速飞行器设计良好的控制系统是一项非常艰巨的任务。
目前设计的高超声速飞行器系统的控制方法可分为两大类：线性控制和非线性控制。然而，由于高超声速飞行器的非线性特征，传统的线性控制器无法获得满意的性能。目前常用的非线性控制方法有动态逆控制、滑模控制、自适应控制以及反步法等。很多方法通过反馈抑制来压制外部干扰，往往会导致控制量过大。而且大多都是基于全状态信息设计的控制器，对飞行器的传感器要求较高。如何设计基于输出信息的高超声速飞行器的快速跟踪控制方法是值得研究的问题。
发明内容
本发明为了解决现有飞行器控制算法复杂、鲁棒性能差以及跟踪时间无法估计等问题。基于固定时间扩张状态观测器和固定时间连续滑模控制理论，设计了固定时间跟踪控制器，使得跟踪误差可以在固定时间内到达滑模面，并沿着滑模面固定时间收敛到原点。
一种基于输出信息的高超声速飞行器轨迹跟踪控制方法以下步骤实现：
步骤一：利用输入输出线性化技术，把高超声速飞行器纵向模型转化为含有集总干扰(外部干扰和参数不确定性的总和)的输入输出模型；
步骤二：根据步骤一建立的输入输出模型，设计固定时间扩张状态观测器估计未知干扰和输入输出模型的状态；
步骤三，基于固定时间扩张状态观测器和系统的输出值，设计固定时间连续终端滑模面，进一步得到高超声速飞行器系统的固定时间连续终端滑模轨迹跟踪控制方案。
具体实施步骤如下：
第一步，利用输入输出线性化技术，把高超声速飞行器纵向模型转化为含有集总干扰(外部干扰和参数不确定性的总和)的输入输出模型；
建立模型的具体过程如下：
高超声速飞行器系统的纵向模型为：
Figure RE-GDA0002994392910000031
其中，V，h，α，γ，q分别表示飞行器的速度，高度，攻角，航迹角以及俯仰角速率；μ为地球引力常数，r＝h+R，R为地球半径，Myy为控制力矩， Iyy为转动惯量，
Figure RE-GDA0002994392910000032
r＝h+ReCL＝0.6203α,CD＝0.6450α2+0.0043378α+0.003772,CM(δ)＝ce(δE+d2(t)-α),
Figure RE-GDA0002994392910000033
Figure RE-GDA0002994392910000034
发动机的二阶动力学模型为：
Figure RE-GDA0002994392910000035
其中，βc为发动机节流阀设定指令，β为发动机节流阀，ωn为发动机动力学的无阻尼自然频率，ξ为阻尼比；控制输入u选为u＝[βc,δe]T,δe为升降舵偏角指令，输出为y＝[V,h]T；系统(1.1)的输入输出线性化模型为：
Figure RE-GDA0002994392910000036
其中，xT＝[V γ α β h],
Figure RE-GDA0002994392910000037
Figure RE-GDA0002994392910000041
Figure RE-GDA0002994392910000042
Figure RE-GDA0002994392910000043
Figure RE-GDA0002994392910000044
Figure RE-GDA0002994392910000045
Figure RE-GDA0002994392910000046
定义跟踪误差eh＝h-hd,eV＝V-Vd.误差系统描述为：
Figure RE-GDA0002994392910000047
其中，
Figure RE-GDA0002994392910000048
第二步，基于系统(1.4)设计固定时间扩张状态观测器估计未知干扰和输出误差的一阶和高阶微分。
固定时间扩张状态观测器设计为：
Figure RE-GDA0002994392910000049
Figure RE-GDA00029943929100000410
Figure RE-GDA00029943929100000411
Figure RE-GDA00029943929100000412
Figure RE-GDA00029943929100000413
Figure RE-GDA00029943929100000414
Figure RE-GDA00029943929100000415
Figure RE-GDA00029943929100000416
Figure RE-GDA00029943929100000417
其中
Figure RE-GDA00029943929100000418
分别为eh,
Figure RE-GDA00029943929100000419
的估计；ε1V,ε2V,和ε3V分别为eV,
Figure RE-GDA00029943929100000420
的估计.参数满足αih∈(0,1),αjV∈(0,1),βih＞1,βiV＞1,
Figure RE-GDA00029943929100000421
Figure RE-GDA00029943929100000422
l1h,l1V,l2h,l2V为充分小的常数,Y1＞Hh,Y2＞HV,i＝1,2,3,4,5,j＝1,2,3,4. 固定时扩张状态观测器参数选择应满足如下条件：
Figure RE-GDA0002994392910000051
第三步，基于固定时间扩张状态观测器和系统的输出值，设计固定时间连续终端滑模面，进一步得到高超声速飞行器系统的固定时间连续终端滑模轨迹跟踪控制器：
Figure RE-GDA0002994392910000052
其中，
Figure RE-GDA0002994392910000053
Figure RE-GDA0002994392910000054
B0为矩阵B的标称值.
进一步设计如下固定时间连续终端滑模控制器
Figure RE-GDA0002994392910000055
Figure RE-GDA0002994392910000056
其中η1＞0,η2＞0,，p＞0.
本发明与现有技术相比的优点在于：本发明设计的基于输出信息的高超声速飞行器轨迹跟踪控制方法，针对模型不确定性、外部干扰以及不可测系统状态设计了固定时间扩张状态观测器；基于观测器输出值，构造了新的固定时间滑模面，进一步设计了固定时间跟踪控制方法。此方法可以有效的对付系统中模型不确定性、外部干扰以及未知系统状态。另外，基于滑模控制理论给出了连续控制器设计方法，可以有效消除系统抖阵，但没有牺牲系统的动态性能。
附图说明
图1为本发明一种基于输出信息的高超声速飞行器轨迹跟踪控制方法的设计流程图。
具体实施方式
如图1所示，本发明具体实现步骤如下(以下以高超声速飞行器纵向模型为例来说明方法的具体实现)：
1)利用输入输出线性化技术，把高超声速飞行器纵向模型转化为含有集总干扰(外部干扰和参数不确定性的总和)的输入输出模型；
高超声速飞行器系统的纵向模型为：
Figure RE-GDA0002994392910000061
其中，V，h，α，γ，q分别表示飞行器的速度，高度，攻角，航迹角以及俯仰角速率；μ为地球引力常数，r＝h+R，R为地球半径，Myy为控制力矩， Iyy为转动惯量，
Figure RE-GDA0002994392910000062
r＝h+ReCL＝0.6203α,CD＝0.6450α2+0.0043378α+0.003772,CM(δ)＝ce(δE+d2(t)-α),
Figure RE-GDA0002994392910000063
Figure RE-GDA0002994392910000064
发动机的二阶动力学模型为：
Figure RE-GDA0002994392910000065
其中，βc为发动机节流阀设定指令，β为发动机节流阀，ωn为发动机动力学的无阻尼自然频率，ξ为阻尼比；控制输入u选为u＝[βc,δe]T,δe为升降舵偏角指令，输出为y＝[V,h]T；系统(1.1)的输入输出线性化模型为：
Figure RE-GDA0002994392910000066
其中，xT＝[Vγαβh],
Figure RE-GDA0002994392910000067
Figure RE-GDA0002994392910000071
Figure RE-GDA0002994392910000072
Figure RE-GDA0002994392910000073
Figure RE-GDA0002994392910000074
Figure RE-GDA0002994392910000075
Figure RE-GDA0002994392910000076
定义跟踪误差eh＝h-hd,eV＝V-Vd.误差系统描述为：
Figure RE-GDA0002994392910000077
其中，
Figure RE-GDA0002994392910000078
2)基于系统(1.4)设计固定时间扩张状态观测器估计未知干扰和输出误差的一阶和高阶微分。
固定时间扩张状态观测器设计为：
Figure RE-GDA0002994392910000079
Figure RE-GDA00029943929100000710
Figure RE-GDA00029943929100000711
Figure RE-GDA00029943929100000712
Figure RE-GDA00029943929100000713
Figure RE-GDA00029943929100000714
Figure RE-GDA00029943929100000715
Figure RE-GDA00029943929100000716
Figure RE-GDA00029943929100000717
其中
Figure RE-GDA00029943929100000718
ε1h,ε2h,ε3h,ε4h分别为eh,
Figure RE-GDA00029943929100000719
的估计；ε1V,ε2V,和ε3V分别为eV,
Figure RE-GDA00029943929100000720
的估计.参数选取如下：
k1V＝12,κ1V＝16,k2V＝54,κ2V＝96,k3V＝108,κ3V＝256,k4V＝81,κ4V＝256,
αV＝0.9,α1V＝αV,α2V＝2αV-1,α3V＝3αV-2,α4V＝4αV-3,
βV＝1.1,β1V＝βV,β2V＝2βV-1,β3V＝3βV-2,β4V＝4βV-3,
k1h＝κ1h＝15,k2h＝κ2h＝90,k3h＝κ3h＝270,k4h＝κ4h＝405,k5h＝κ5h＝243,
αh＝0.9,α1h＝αh,α2h＝2αh-1,α3h＝3αh-2,α4h＝4αV-3,α5h＝5αh-4,
βh＝1.1,β1h＝βh,β2h＝2βh-1,β3h＝3βh-2,β4h＝4βV-3,β5h＝5βh-4,Y1＝1,Y＝2.
3)基于固定时间扩张状态观测器和系统的输出值，设计固定时间连续终端滑模面，进一步得到高超声速飞行器系统的固定时间连续终端滑模轨迹跟踪控制器：
Figure RE-GDA0002994392910000081
其中
Figure RE-GDA0002994392910000082
Figure RE-GDA0002994392910000083
Figure RE-GDA0002994392910000084
Figure RE-GDA00029943929100000810
Figure RE-GDA0002994392910000085
Figure RE-GDA0002994392910000086
k1＝κ1＝0.4096,k2＝κ2＝2.0480,k3＝κ3＝3.84,k4＝κ4＝3.2,
Figure RE-GDA0002994392910000087
B0为矩阵B的标称值.
进一步设计如下固定时间连续终端滑模控制器
Figure RE-GDA0002994392910000088
Figure RE-GDA0002994392910000089
其中η1＝10,η2＝0.6,p＝1.5。

Claims (4)

1.一种基于输出信息的高超声速飞行器轨迹跟踪控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
1)利用输入输出线性化技术，把高超声速飞行器纵向模型转化为含有集总干扰(外部干扰和参数不确定性的总和)的输入输出模型；
2)根据1)建立的输入输出模型，设计固定时间扩张状态观测器估计未知干扰和输入输出模型的状态；
3)基于固定时间扩张状态观测器和系统的输出值，设计固定时间连续终端滑模面，进一步得到高超声速飞行器系统的固定时间连续终端滑模轨迹跟踪控制方案。
2.根据权利要求1所述的一种基于输出信息的高超声速飞行器轨迹跟踪控制方法，其特征在于，步骤1中，建立模型的具体过程如下：
高超声速飞行器系统的纵向模型为：
Figure FDA0002919249960000011
其中，V，h，α，γ，q分别表示飞行器的速度，高度，攻角，航迹角以及俯仰角速率；μ为地球引力常数，r＝h+R，R为地球半径，Myy为控制力矩，Iyy为转动惯量，
Figure FDA0002919249960000012
r＝h+ReCL＝0.6203α,CD＝0.6450α2+0.0043378α+0.003772,CM(δ)＝ce(δE+d2(t)-α),
Figure FDA0002919249960000013
CM(α)＝-0.035α2+0.036617α+5.3261×10-6,,
Figure FDA0002919249960000014
Figure FDA0002919249960000015
发动机的二阶动力学模型为：
Figure FDA0002919249960000016
其中，βc为发动机节流阀设定指令，β为发动机节流阀，ωn为发动机动力学的无阻尼自然频率，ξ为阻尼比；控制输入u选为u＝[βc,δe]T,δe为升降舵偏角指令，输出为y＝[V,h]T；系统(1.1)的输入输出线性化模型为：
Figure FDA0002919249960000021
其中，
Figure FDA0002919249960000022
Figure FDA0002919249960000023
Figure FDA0002919249960000024
Figure FDA0002919249960000025
Figure FDA0002919249960000026
Figure FDA0002919249960000027
Figure FDA0002919249960000028
定义跟踪误差eh＝h-hd,eV＝V-Vd.误差系统描述为：
Figure FDA0002919249960000029
其中，
Figure 1
。
3.根据权利要求1或2所述的一种基于输出信息的高超声速飞行器轨迹跟踪控制方法，其特征在于，步骤2中，基于系统(1.4)设计固定时间扩张状态观测器估计未知干扰和输出误差的一阶和高阶微分，固定时间扩张状态观测器设计为：
Figure RE-FDA00029943929000000211
Figure RE-FDA00029943929000000212
Figure RE-FDA00029943929000000213
Figure RE-FDA00029943929000000214
Figure RE-FDA0002994392900000031
Figure RE-FDA0002994392900000032
Figure RE-FDA0002994392900000033
Figure RE-FDA0002994392900000034
Figure RE-FDA0002994392900000035
其中
Figure RE-FDA0002994392900000036
ε1h,ε2h,ε3h,ε4h分别为eh,
Figure RE-FDA0002994392900000037
的估计；ε1V,ε2V,和ε3V分别为eV,
Figure RE-FDA0002994392900000038
的估计.参数满足αih∈(0,1),αjV∈(0,1),βih＞1,βiV＞1,
Figure RE-FDA0002994392900000039
Figure RE-FDA00029943929000000310
l1h,l1V,l2h,l2V为充分小的常数,Y1＞Hh,Y2＞HV,i＝1,2,3,4,5,j＝1,2,3,4.固定时扩张状态观测器参数选择应满足如下条件：
Figure 2
。
4.根据权利要求1-3任一项所述的一种基于输出信息的高超声速飞行器轨迹跟踪控制方法，其特征在于，步骤3中，基于固定时间扩张状态观测器和系统的输出值，设计固定时间连续终端滑模面，进一步得到高超声速飞行器系统的固定时间连续终端滑模轨迹跟踪控制器：
Figure FDA00029192499600000313
其中，
Figure FDA00029192499600000314
Figure FDA00029192499600000315
B0为矩阵B的标称值.
进一步设计如下固定时间连续终端滑模控制器：
Figure FDA00029192499600000316
Figure FDA00029192499600000317
其中η1＞0,η2＞0,，p＞0 。
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