CN113985901B - 基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法及装置 - Google Patents

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CN113985901B CN202111076612.5A CN202111076612A CN113985901B CN 113985901 B CN113985901 B CN 113985901B CN 202111076612 A CN202111076612 A CN 202111076612A CN 113985901 B CN113985901 B CN 113985901B
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Abstract

本发明提供一种基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法及装置，该方法包括：基于高超声速飞行器运动刚体模型，根据有限时间收敛的预设性能函数，以及对应的系统误差函数，分别确定模型中速度子系统和高度子系统的转化误差；根据干扰观测器得到的未知干扰项估计值以及各转化误差，对高超声速飞行器的速度和高度进行控制，使得高超声速飞行器的跟踪误差满足预设的瞬态和稳态性能。本发明通过设计的性能函数可以依据系统跟踪性能要求，设定收敛时间值，进而使得跟踪误差在预设的有限时间内收敛至稳态值，提高收敛速度和精度，还包括将虚拟指令导数项与扰动项合并视为总扰动项并进行观测补偿，使得控制器设计流程简化，复杂度降低。

Description

基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法及装置
技术领域
本发明涉及自动控制技术领域，尤其涉及一种基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法及装置。
背景技术
高超声速飞行器是一种在临近空间以5马赫以上速度飞行的新型飞行器，其在民用和军事领域都具有巨大的应用潜力。目前，关于高超声速飞行器控制技术的研究已经取得了一定的成果。
预设性能方法具有能够同时兼顾系统瞬态和稳态性能的独特优势，在高超声速飞行器控制研究中得到了广泛的应用。然而，传统性能函数无限时间收敛至稳态值，收敛速度较慢。因此，在预设性能方法应用中，如何提高系统跟踪误差的动态性能成为目前亟待解决的问题。
发明内容
针对现有技术存在的问题，本发明提供一种基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法及装置。
本发明提供一种基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法，包括：基于高超声速飞行器运动刚体模型，根据有限时间收敛的预设性能函数，以及对应的系统误差函数，分别确定模型中速度子系统和高度子系统的转化误差；根据干扰观测器得到的未知干扰项估计值以及各转化误差，对高超声速飞行器的速度和高度进行控制，使得高超声速飞行器的跟踪误差满足预设的瞬态和稳态性能。
根据本发明一个实施例的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法，所述有限时间收敛的预设性能函数，包括：
Figure BDA0003262486390000021
相应地，确定系统误差函数为：
Figure BDA0003262486390000028
转换函数
Figure BDA0003262486390000022
S(ε)的逆变换为：
Figure BDA0003262486390000023
其中，T0＞0为
Figure BDA0003262486390000029
收敛至稳态值
Figure BDA00032624863900000210
的设定时间；e为跟踪误差；ε为转化误差；
Figure BDA00032624863900000211
μ,
Figure BDA00032624863900000212
均为常数且
Figure BDA00032624863900000213
μ＞0，
Figure BDA00032624863900000214
为误差稳态值，且
Figure BDA0003262486390000024
根据本发明一个实施例的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法，根据干扰观测器得到的未知干扰项估计值以及各转化误差，对高超声速飞行器的速度和高度进行控制之前，还包括：
对于高度子系统和速度子系统中如下形式的不确定系统：
Figure BDA0003262486390000025
通过下述干扰观测器确定未知干扰项：
Figure BDA0003262486390000026
其中，x∈R，u∈R分别为系统状态变量和输入；f(x),g(x)均为连续函数；d(t)为系统未知干扰，χ为x的估计值，
Figure BDA0003262486390000027
为d(t)的估计值；R＞0，l1＞0，l2＞0均为观测器参数。
根据本发明一个实施例的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法，所述根据有限时间收敛的预设性能函数，以及对应的系统误差函数，分别确定模型中速度子系统和高度子系统的转化误差，包括：
对于速度子系统，设置踪误差eV的性能函数，其中eV＝V-Vd，Vd为速度指令：
Figure BDA0003262486390000031
式中，μV,
Figure BDA0003262486390000032
均为性能函数参数；TV＞0为预设的收敛时间；
根据系统误差约束：
Figure BDA0003262486390000033
对速度误差进行误差变换，得到速度转化误差：
Figure BDA0003262486390000034
根据本发明一个实施例的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法，所述根据干扰观测器得到的未知干扰项估计值以及各转化误差，对高超声速飞行器的速度和高度进行控制，包括：
结合速度子系统：
Figure BDA0003262486390000035
对转化误差求导，得到：
Figure BDA0003262486390000036
其中，
Figure BDA0003262486390000037
Figure BDA0003262486390000038
Φ为燃油当量比；航迹倾角γ、俯仰角θ为刚体状态变量；α为攻角，且有α＝θ-γ；m为质量；dV为速度相关的扰动项，包含外界干扰以及参数摄动；T0(α)、TΦ(α)为推力相关的气动参数；
确定速度子系统控制律为：
Figure BDA0003262486390000039
式中：kV＞0，λV＞0均为待设计参数；
Figure BDA00032624863900000310
为dV的观测值，由如下干扰观测器得到：
Figure BDA0003262486390000041
式中：RV,lV1,lV2均为观测器参数；
将速度子系统控制律公式代入速度转化误差公式中，得到：
Figure BDA0003262486390000042
根据确定各参数的速度子系统控制律，对高超声速飞行器的速度进行控制。
根据本发明一个实施例的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法，所述根据有限时间收敛的预设性能函数，以及对应的系统误差函数，分别确定模型中速度子系统和高度子系统的转化误差，包括：
对于高度子系统，设置高度误差eh的性能函数，其中eh＝h-hd，hd为高度指令：
Figure BDA0003262486390000043
式中：μh,
Figure BDA0003262486390000044
为性能函数参数；Th＞0为预设的收敛时间；
根据
Figure BDA0003262486390000045
对高度误差进行变换，得到高度转化误差：
Figure BDA0003262486390000046
根据本发明一个实施例的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法，所述根据干扰观测器得到的未知干扰项估计值以及各转化误差，对高超声速飞行器的速度和高度进行控制，包括：
确定第一虚拟控制律：
Figure BDA0003262486390000051
式中：kh＞0为待设计参数；
Figure BDA0003262486390000052
根据航迹倾角误差eγ＝γ-γd，结合高度子系统中
Figure BDA0003262486390000053
求导得：
Figure BDA0003262486390000054
其中，γ为航迹倾角，γd为航迹倾角控制值，dγ为航迹倾角相关扰动；
Figure BDA0003262486390000055
L0,Lα为升力相关的气动参数，m为质量，g为重力加速度，V为速度；
将
Figure BDA0003262486390000056
作为另一扰动项，
Figure BDA0003262486390000057
作为总扰动，将跟踪误差eγ输入如下干扰观测器确定干扰项dγ的观测值
Figure BDA0003262486390000058
Figure BDA0003262486390000059
其中，Rγ,lγ1,lγ2均为观测器参数；
确定第二虚拟控制律：
Figure BDA00032624863900000510
其中，kγ＞0为待设计参数，θd为俯仰角控制值；
将第二虚拟控制律代入
Figure BDA00032624863900000511
得到：
Figure BDA00032624863900000512
对于俯仰角误差eθ＝θ-θd，结合高度子系统模型中
Figure BDA00032624863900000513
求导，得：
Figure BDA0003262486390000061
式中：
Figure BDA0003262486390000062
将
Figure BDA0003262486390000063
作为未知干扰项；
确定第三虚拟控制律：
Figure BDA0003262486390000064
式中：kθ＞0为待设计参数；
Figure BDA0003262486390000065
为干扰项dθ的估计值，通过如下干扰观测器得到：
Figure BDA0003262486390000066
式中：Rθ,lθ1,lθ2均为观测器参数；
将第三虚拟控制律公式代入
Figure BDA0003262486390000067
得：
Figure BDA0003262486390000068
俯仰角速率误差eq＝q-qd，结合高度子系统模型中
Figure BDA0003262486390000069
求导，得：
Figure BDA00032624863900000610
式中：
Figure BDA00032624863900000611
为总扰动；
Figure BDA00032624863900000612
MT,M0(α),
Figure BDA00032624863900000613
为俯仰力矩相关参数；Iyy为转动惯量；
确定高度子系统控制律：
Figure BDA00032624863900000614
式中：δe为升降舵偏角；kq＞0为待设计参数；
Figure BDA00032624863900000615
为总扰动d′q的估计值，通过如下干扰观测器得到：
Figure BDA0003262486390000071
式中：Rq,lq1,lq2均为观测器参数；
将高度子系统控制律代入
Figure BDA0003262486390000072
中，得到：
Figure BDA0003262486390000073
根据确定各参数后的高度子系统控制律，对高超声速飞行器的高度进行控制。
本发明还提供一种基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制装置，包括：转化误差确定模块，用于基于高超声速飞行器运动刚体模型，根据有限时间收敛的预设性能函数，以及对应的系统误差函数，分别确定模型中速度子系统和高度子系统的转化误差；预设性能控制模块，用于根据干扰观测器得到的未知干扰项估计值以及各转化误差，对高超声速飞行器的速度和高度进行控制，使得高超声速飞行器的跟踪误差满足预设的瞬态和稳态性能。
本发明还提供一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现如上述任一种所述基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法的步骤。
本发明还提供一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现如上述任一种所述基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法的步骤。
本发明提供的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法及装置，通过设计的性能函数可以依据系统跟踪性能要求，设定收敛时间值，进而使得跟踪误差在预设的有限时间内收敛至稳态值，提高收敛速度和精度，通过将虚拟指令导数项与扰动项的两项合并视为总扰动项并进行观测补偿，使得控制器设计过程更加简便，控制器复杂度降低，更有利于实际的应用。
附图说明
为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明提供的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法的流程示意图；
图2是本发明提供的控制器结构示意图；
图3是本发明提供的速度、高度跟踪曲线；
图4是本发明提供的速度误差曲线；
图5是本发明提供的高度误差曲线；
图6是本发明提供的性能函数曲线；
图7是本发明提供的速度、高度误差曲线；
图8是本发明提供的系统输入曲线；
图9是本发明提供的状态变量跟踪曲线；
图10是本发明提供的状态变量跟踪误差曲线；
图11是本发明提供的系统干扰估计曲线；
图12是本发明提供的系统输入曲线；
图13是本发明提供的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制装置的结构示意图；
图14是本发明提供的电子设备的结构示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明通过高超声速飞行器纵向运动刚体模型，将飞行器的预设性能控制分解为速度子系统和高度子系统，从而根据这两个子系统实现高超声速飞行器的预设性能控制，所述高超声速飞行器纵向运动刚体模型为：
Figure BDA0003262486390000091
Figure BDA0003262486390000092
Figure BDA0003262486390000093
Figure BDA0003262486390000094
Figure BDA0003262486390000095
其中，飞行器速度V、飞行器高度h、航迹倾角γ、俯仰角θ以及俯仰角速度q，为刚体状态变量；α为攻角，且有α＝θ-γ；m为质量，g为重力加速度，Iyy为转动惯量；T、D、L、M分别为推力、阻力、升力以及俯仰力矩，对应的公式可描述为：
Figure BDA0003262486390000096
其中，Q＝0.5ρV2，为飞行器动压，ρ为空气密度；S为飞行器参考面积，Φ为燃油当量比，δe为升降舵偏角；
Figure BDA0003262486390000097
和
Figure BDA0003262486390000098
为阻力的相关气动参数，L0和Lα为升力的相关气动参数，TΦ(α)和T0(α)为推力的相关气动参数；MT，M0(α)和
Figure BDA0003262486390000101
为俯仰力矩的相关参数。
在上述高超声速飞行器纵向运动刚体模型中，假设公式3中的Tsinα项数值远小于升力L值，因此该项可以忽略，本发明将其作为假设1。
进一步地，上述系统模型的输出为飞行器速度V和飞行器高度h；控制输入为燃油当量比Φ和升降舵偏角δe。结合高超声速飞行器纵向运动刚体模型的公式1至公式5，以及假设1可知，飞行器速度V的变化主要受燃油当量比Φ控制；升降舵偏角δe通过直接控制俯仰角速度q变化，进而控制俯仰角θ以及航迹倾角γ的变化，使得飞行器高度h变化主要受升降舵偏角δe的控制。为了便于控制律设计，基于高超声速飞行器纵向运动刚体模型的公式1至公式5，可分解为速度子系统模型和高度子系统模型：
Figure BDA0003262486390000102
Figure BDA0003262486390000103
式中：
Figure BDA0003262486390000104
其中，dV,dγ,dq为扰动项，包含外界干扰以及参数摄动。
下面结合图1-图14描述本发明的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法及装置。
图1是本发明提供的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法的流程示意图，如图1所示，本发明提供基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法，包括：
101、基于高超声速飞行器运动刚体模型，根据有限时间收敛的预设性能函数，以及对应的系统误差函数，分别确定模型中速度子系统和高度子系统的转化误差。
预设性能控制方法包含性能函数以及误差转换函数，是指跟踪误差收敛在一个预先设定的任意小区域内的同时，跟踪误差的收敛速度和超调量均满足预设条件，保证系统的瞬态和稳态性能满足预设要求。
常规性能函数表达式如下：
Figure BDA0003262486390000111
式中：
Figure BDA0003262486390000112
μ,
Figure BDA0003262486390000113
均为常数且
Figure BDA0003262486390000114
μ＞0，
Figure BDA0003262486390000115
为误差稳态值，且
Figure BDA0003262486390000116
显然，性能函数始终为正，具有连续有界、单调递减的性质，对系统误差e(t0的约束满足
Figure BDA0003262486390000117
注意到常规性能函数(9)无限时间收敛至稳态值
Figure BDA0003262486390000118
收敛速度较慢，无法保证跟踪误差在明确的有限时间内收敛至稳态值范围内。为了进一步提高跟踪误差的瞬态性能，本发明提出一种有限时间收敛的新型性能函数
在一个实施例中，所述有限时间收敛的预设性能函数，包括：
Figure BDA0003262486390000121
相应地，确定系统误差函数为：
Figure BDA0003262486390000122
转换函数
Figure BDA0003262486390000123
S(ε)的逆变换为：
Figure BDA0003262486390000124
其中，T0＞0为
Figure BDA0003262486390000125
收敛至稳态值
Figure BDA0003262486390000126
的设定时间；e为跟踪误差；ε为转化误差；
Figure BDA0003262486390000127
μ,
Figure BDA0003262486390000128
均为常数且
Figure BDA0003262486390000129
μ＞0，
Figure BDA00032624863900001210
为误差稳态值，且
Figure BDA00032624863900001211
不难得到，所设计的性能函数在t＝T0处连续，是连续有界、单调递减的正函数。由于直接利用不等式(10)难以设计控制器，因此需要将不等式约束转换为等式约束，如式(12)所示。易知，S(ε)为光滑、严增可逆函数。
102、根据干扰观测器得到的未知干扰项估计值以及转化误差，对高超声速飞行器的速度和高度进行控制，使得高超声速飞行器的跟踪误差满足预设的瞬态和稳态性能。
在考虑高超声速飞行器控制系统存在参数不确定、外界干扰的情形下，系统输出能够稳定跟踪指令信号，本发明设置干扰观测器确定未知干扰项。结合上述确定的转化误差以及未知干扰项，系统跟踪误差在预设的有限时间内收敛至稳态值，满足预设的瞬态和稳态性能的要求。
本实施例提供的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法，通过设计的性能函数可以依据系统跟踪性能要求，设定收敛时间值，进而使得跟踪误差在预设的有限时间内收敛至稳态值，提高收敛速度和精度。
在一个实施例中，根据干扰观测器得到的未知干扰项估计值以及各控制量，对高超声速飞行器的速度和高度进行控制之前，还包括：
对于高度子系统和速度子系统中如下形式的不确定系统：
Figure BDA0003262486390000131
通过下述干扰观测器确定未知干扰项：
Figure BDA0003262486390000132
其中，x∈R，u∈R分别为系统状态变量和输入；f(x),g(x)均为连续函数；d(t)为系统未知干扰，χ为x的估计值，
Figure BDA0003262486390000133
为d(t)的估计值；R＞0，l1＞0，l2＞0均为观测器参数。
在一个实施例中，所述根据有限时间收敛的预设性能函数，以及对应的系统误差函数，分别确定模型中速度子系统和高度子系统的转化误差，包括：
对于速度子系统，设置跟踪误差eV的性能函数：
其中，eV＝V-Vd(16)
设置的性能函数为：
Figure BDA0003262486390000134
式中，Vd为速度指令，μV,
Figure BDA0003262486390000135
均为性能函数参数；TV＞0为预设的收敛时间。
根据系统误差约束：
Figure BDA0003262486390000141
即(12)对速度误差进行误差变换，得到速度转化误差：
Figure BDA0003262486390000142
在一个实施例中，所述根据干扰观测器得到的未知干扰项估计值以及各转化误差，对高超声速飞行器的速度和高度进行控制，包括：
结合速度子系统：
Figure BDA0003262486390000143
及式(7)对转化误差式(18)求导，得到：
Figure BDA0003262486390000144
其中，
Figure BDA0003262486390000145
Figure BDA0003262486390000146
Φ为燃油当量比；航迹倾角γ、俯仰角θ为刚体状态变量；α为攻角，且有α＝θ-γ；m为质量；dV为速度相关的扰动项，包含外界干扰以及参数摄动；T0(α)、TΦ(α)为推力相关的气动参数；
设计速度子系统控制律为：
Figure BDA0003262486390000147
式中：kV＞0，λV＞0均为待设计参数；
Figure BDA0003262486390000148
为dV的观测值，由如下干扰观测器得到：
Figure BDA0003262486390000149
式中：RV,lV1,lV2均为观测器参数；
将速度子系统控制律带式(20)入速度转化误差式(18)，得到：
Figure BDA0003262486390000151
预设性能控制器，根据确定参数后的速度子系统控制律对高超声速飞行器的速度进行控制。
在一个实施例中，所述根据有限时间收敛的预设性能函数，以及对应的系统误差函数，分别确定模型中速度子系统和高度子系统的转化误差，包括：
根据高度误差eh构造性能函数，其中eh＝h-hd，hd为高度指令：
Figure BDA0003262486390000152
式中：μh,
Figure BDA0003262486390000153
为性能函数参数；Th＞0为预设的收敛时间；
根据
Figure BDA0003262486390000154
即式(12)对高度误差进行变换，得到高度转化误差：
Figure BDA0003262486390000155
在考虑外界干扰与参数摄动的情形下，高超声速飞行器的反演控制器设计中，虚拟指令导数项与扰动项均难以得到准确值甚至未知。常规方法是分别对该两项进行估计并补偿，虽然该方法能取得较好的效果，但如能将该两项合并视为总扰动项并进行观测补偿，那么控制器设计过程更加简便，控制器复杂度降低，更有利于实际的应用。
在一个实施例中，所述根据干扰观测器得到的未知干扰项估计值以及各转化误差，对高超声速飞行器的速度和高度进行控制，包括：
确定第一虚拟控制律：
Figure BDA0003262486390000156
式中：kh＞0为待设计参数；
Figure BDA0003262486390000157
本发明利用反演控制方法设计高度子系统控制律，考虑到反演设计中虚拟指令导数难以获取以及干扰项对系统的影响，基于干扰观测器提出一种估计方法，目的是取得良好的观测扰动效果的同时，使得控制器设计流程简化，复杂度降低。具体地，针对未知干扰项和难以获取的虚拟指令的一阶导数，将两者合并，利用如式(15)的干扰观测器来获得其估计值。
Step 1、根据航迹倾角误差eγ＝γ-γd，结合高度子系统即式(8)求导得：
Figure BDA0003262486390000161
其中，γ为航迹倾角，γd为航迹倾角控制值，dγ为航迹倾角相关扰动；
Figure BDA0003262486390000162
L0,Lα为升力相关的气动参数，m为质量，g为重力加速度，V为速度；
将
Figure BDA0003262486390000163
作为另一扰动项，
Figure BDA0003262486390000164
作为总扰动，将跟踪误差eγ输入如下干扰观测器确定干扰项dγ的观测值
Figure BDA0003262486390000165
Figure BDA0003262486390000166
其中，Rγ,lγ1,lγ2均为观测器参数。
对于变量θ,q也是类似的用法。
确定第二虚拟控制律：
Figure BDA0003262486390000167
其中，kγ＞0为待设计参数，为俯仰角控制值；
将第二虚拟控制律式(28)代入(26)得到：
Figure BDA0003262486390000171
Step 2、对于俯仰角误差eθ＝θ-θd，结合高度子系统模型式(8)求导，得
Figure BDA0003262486390000172
式中：
Figure BDA0003262486390000173
与Step1类似，视
Figure BDA0003262486390000174
为未知干扰项；
确定第三虚拟控制律：
Figure BDA0003262486390000175
式中：kθ＞0为待设计参数；
Figure BDA0003262486390000176
为干扰项d′θ的估计值，通过如下干扰观测器得到：
Figure BDA0003262486390000177
式中：Rθ,lθ1,lθ2均为观测器参数。
将第三虚拟控制律公式(31)代入式(30)，得：
Figure BDA0003262486390000178
Step 3、定义俯仰角速率误差eq＝q-qd，结合高度子系统模式(8)型求导，得：
Figure BDA0003262486390000179
式中：
Figure BDA00032624863900001710
为总扰动；
Figure BDA00032624863900001711
MT,M0(α),
Figure BDA00032624863900001712
为俯仰力矩相关参数；Iyy为转动惯量；
确定高度子系统控制律：
Figure BDA0003262486390000181
式中：δe为升降舵偏角；kq＞0为待设计参数；
Figure BDA0003262486390000182
为总扰动d′q的估计值，通过如下干扰观测器得到:
Figure BDA0003262486390000183
式中：Rq,lq1,lq2均为观测器参数。
将式(35)代入式(34)中，得到：
Figure BDA0003262486390000184
根据确定各参数后的高度子系统控制律，对高超声速飞行器的高度进行控制。
根据上述实施例，本发明可设计如图2所示的控制器实现。
本发明实施例的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法，通过将虚拟指令导数项与扰动项的两项合并视为总扰动项并进行观测补偿，使得控制器设计过程更加简便，控制器复杂度降低，更有利于实际的应用。
稳定性分析：
定理1对于系统模型(1)～(5)，基于假设1，采用控制律(20)、(35)，闭环系统内所有误差最终一致有界，速度、高度跟踪误差在预设的有限时间内收敛至稳态值，达到预设的瞬态和稳态性能要求。
证明：针对整个闭环系统构建Lyapunov函数
Figure BDA0003262486390000185
结合式(22)、(29)、(33)以及(37)，对式(38)求导，得
Figure BDA0003262486390000191
式中：
Figure BDA0003262486390000192
均为观测器的估计误差。
存在未知常数ηi(i＝1,2,3,4)＞0，使得
Figure BDA0003262486390000193
注意到式(39)中
Figure BDA0003262486390000194
结合式(40)，式(39)可以化简为
Figure BDA0003262486390000195
令Λ＝[εV,eγ,eθ,eq]T，
Figure BDA0003262486390000196
根据前面的分析，存在常数NW＞0，使得
Figure BDA0003262486390000197
因此式(41)可进一步化简为
Figure BDA0003262486390000198
则当
Figure BDA0003262486390000199
时，式(42)有
Figure BDA00032624863900001910
因此可以说明W有界，根据W的定义可得到εV,eγ,eθ,eq有界。由eγ有界可得εh∈l∞。由εV,εh有界可以得到eV,eh有界并且在有限时间内收敛至稳态值，满足预设的瞬态和稳态性能要求。
仿真分析
为验证本发明提出的控制方案的有效性，以高超声速飞行器纵向运动模型(1)～(5)为对象，利用本发明的控制方法进行MATLAB仿真。飞行器模型相关参数可根据文献得到。
本发明通过设置两种情形来进行对比仿真，仿真参数值如表1所示。
表1控制器参数设置
Figure BDA0003262486390000201
考虑系统参数摄动为+20％；扰动dV,dγ,dq包含的外界干扰分别设置为0.5sin(0.1t)，0.002sin(0.1t)，0.2sin(0.1t)；系统状态初始值设置为：V0＝7702ft/s，h0＝85000ft，γ0＝0deg，θ0＝1.5153deg，q0＝0deg/s。
速度、高度的阶跃指令分别设置为
Figure BDA0003262486390000202
并分别通过如下滤波器产生指令信号Vd,hd：
Figure BDA0003262486390000211
Figure BDA0003262486390000212
情形一：为了验证本发明所设计的性能函数(记为“A”)的有效性和优越性，分别引入常规性能函数ρ1(t)(记为“B”)与对比方法所设计的性能函数ρ2(t)(记为“C”)，并采用除性能函数外，与本发明参数相同、形式相同的控制方法进行对比仿真。引入的性能函数相关参数值与本发明相同，函数具体形式分别如下所示。
Figure BDA0003262486390000213
Figure BDA0003262486390000214
情形一的仿真结果如图3-8所示。由图3-5可见，方案A、B、C的系统输出均稳定跟踪指令信号，并且跟踪误差始终处于限制范围内，满足预设的瞬态和稳态性能要求。由图6可见，通过对比可以看出，所设计的性能函数
Figure BDA0003262486390000215
分别在预设的时间点t＝20s、t＝30s收敛到稳态值，收敛速度较快，使得跟踪误差在预设时间内收敛到稳态值(见图7)，达到了预期效果；而传统性能函数(B)收敛速度较慢，ρV1(t),ρh1(t)都在t＝80s处才大致收敛到稳态值(见图6)，使得跟踪误差收敛较慢(见图7)。注意到性能函数(C)ρV2(t),ρh2(t)分别在t＝18.5s、t＝28s处收敛到稳态值(见图6)，均出现了提前收敛的现象，这主要是函数exp(·)随时间增加而收敛速度过快，使得性能函数提前趋于稳态值，实际收敛时间与预设时间存在偏差。若设定的收敛时间值增大，这种偏差还会继续增大，影响性能函数对跟踪误差的有限时间约束效果。由图8可见，系统控制输入在前10s内反应较快，这是为了满足预设的性能要求，需要提供较大的控制量。基于上述分析，体现了本发明所设计的性能函数的有效性和优越性。
情形二：为了验证本发明所提出的干扰估计方法的有效性，将本发明控制方案(记为“Ⅰ”)以及对比的干扰估计方法(记为“II”)进行对比仿真。由于干扰估计方法应用在高度子系统控制器设计上，因此情形二主要进行该子系统的仿真检验。另外，方案“II”采用本发明设计的预设性能反演控制方法，并且参数值不变，从而消除不同控制方法对仿真结果的影响。
情形二的仿真结果如图9-12所示。由于难以准确获取反演设计中虚拟控制律的一阶导数值，无法得知对系统扰动的估计效果。因此可以通过观察系统状态变量的跟踪效果以及对比仿真，来检验所设计的干扰估计方法的有效性。由图9-10可见，控制方案“Ⅰ”、“II”均能使系统实现对指令信号的稳定精确跟踪。说明所提出的干扰估计方法能够较好地抑制干扰对系统的影响。由图11可见，图中“II”估计值曲线由跟踪微分器和干扰观测器的输出组成，目的是利用估计指令导数、未知干扰的常规处理方法，与本发明估计方法进行对比。显然，“Ⅰ”估计值曲线与“II”几乎相同，说明与常规方法相比，所提出的估计方法在简化控制器设计流程、降低控制器复杂度的情况下，能呈现出相似的观测干扰效果。由图12可见，系统输入出现波动，这是由于系统控制律中包含扰动补偿项所引起的。
针对考虑参数不确定、外界干扰的高超声速飞行器控制问题，本发明提出了一种基于干扰观测器的预设性能控制方案。所设计的有限时间性能函数能够保证跟踪误差在预设的有限时间内收敛至稳态值，通过对比仿真，系统输出误差达到了预期效果，体现了该函数的有效性和优越性。在控制器设计过程中，设计一种基于干扰观测器的估计方法，实现对虚拟指令导数以及扰动项的观测，简化设计流程，降低控制器复杂度。仿真结果表明，该估计方法能够较好地抑制干扰对系统的影响，呈现出良好的观测效果。
下面对本发明提供的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制装置进行描述，下文描述的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制装置与上文描述的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法可相互对应参照。
图13是本发明提供的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制装置的结构示意图，如图13所示，该基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制装置包括：转化误差确定模块130和预设性能控制模块1302。其中，转化误差确定模块1301用于基于高超声速飞行器运动刚体模型，根据有限时间收敛的预设性能函数，以及对应的系统误差函数，分别确定模型中速度子系统和高度子系统的转化误差；预设性能控制模块1302用于根据干扰观测器得到的未知干扰项估计值以及各转化误差，对高超声速飞行器的速度和高度进行控制，使得高超声速飞行器的跟踪误差满足预设的瞬态和稳态性能。
本发明实施例提供的装置实施例是为了实现上述各方法实施例的，具体流程和详细内容请参照上述方法实施例，此处不再赘述。
本发明实施例提供的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制装置，通过设计的性能函数可以依据系统跟踪性能要求，设定收敛时间值，进而使得跟踪误差在预设的有限时间内收敛至稳态值，提高收敛速度和精度。
图14是本发明提供的电子设备的结构示意图，如图14所示，该电子设备可以包括：处理器(processor)1401、通信接口(Communications Interface)1402、存储器(memory)1403和通信总线1404，其中，处理器1401，通信接口1402，存储器1403通过通信总线1404完成相互间的通信。处理器1401可以调用存储器1403中的逻辑指令，以执行基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法，该方法包括：基于高超声速飞行器运动刚体模型，根据有限时间收敛的预设性能函数，以及对应的系统误差函数，分别确定模型中速度子系统和高度子系统的转化误差；根据干扰观测器得到的未知干扰项估计值以及各转化误差，对高超声速飞行器的速度和高度进行控制，使得高超声速飞行器的跟踪误差满足预设的瞬态和稳态性能。
此外，上述的存储器1403中的逻辑指令可以通过软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
另一方面，本发明还提供一种计算机程序产品，所述计算机程序产品包括存储在非暂态计算机可读存储介质上的计算机程序，所述计算机程序包括程序指令，当所述程序指令被计算机执行时，计算机能够执行上述各方法所提供的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法，该方法包括：基于高超声速飞行器运动刚体模型，根据有限时间收敛的预设性能函数，以及对应的系统误差函数，分别确定模型中速度子系统和高度子系统的转化误差；根据干扰观测器得到的未知干扰项估计值以及各转化误差，对高超声速飞行器的速度和高度进行控制，使得高超声速飞行器的跟踪误差满足预设的瞬态和稳态性能。
又一方面，本发明还提供一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现以执行上述各实施例提供的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法，该方法包括：基于高超声速飞行器运动刚体模型，根据有限时间收敛的预设性能函数，以及对应的系统误差函数，分别确定模型中速度子系统和高度子系统的转化误差；根据干扰观测器得到的未知干扰项估计值以及各转化误差，对高超声速飞行器的速度和高度进行控制，使得高超声速飞行器的跟踪误差满足预设的瞬态和稳态性能。
以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，其中所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (9)

1.一种基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法，其特征在于，包括：
基于高超声速飞行器运动刚体模型，根据有限时间收敛的预设性能函数，以及对应的系统误差函数，分别确定模型中速度子系统和高度子系统的转化误差；
根据干扰观测器得到的未知干扰项估计值以及各转化误差，对高超声速飞行器的速度和高度进行控制，使得高超声速飞行器的跟踪误差满足预设的瞬态和稳态性能；
所述有限时间收敛的预设性能函数，包括：
Figure FDA0004225097250000011
相应地，确定系统误差函数为：
Figure FDA0004225097250000012
转换函数
Figure FDA0004225097250000013
S(ε)的逆变换为：
Figure FDA0004225097250000014
其中，T0＞0为
Figure FDA0004225097250000015
收敛至稳态值
Figure FDA0004225097250000016
的设定时间；e为跟踪误差；ε为转化误差；
Figure FDA0004225097250000017
μ,
Figure FDA0004225097250000018
均为常数且
Figure FDA0004225097250000019
μ＞0，
Figure FDA00042250972500000110
为误差稳态值，且
Figure FDA00042250972500000111
2.根据权利要求1所述的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法，其特征在于，根据干扰观测器得到的未知干扰项估计值以及各转化误差，对高超声速飞行器的速度和高度进行控制之前，还包括：
对于高度子系统和速度子系统中如下形式的不确定系统：
Figure FDA0004225097250000021
通过下述干扰观测器确定未知干扰项：
Figure FDA0004225097250000022
其中，x∈R，u∈R分别为系统状态变量和输入；f(x),g(x)均为连续函数；d(t)为系统未知干扰，χ为x的估计值，
Figure FDA0004225097250000023
为d(t)的估计值；R＞0，l1＞0，l2＞0均为观测器参数。
3.根据权利要求1所述的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法，其特征在于，所述根据有限时间收敛的预设性能函数，以及对应的系统误差函数，分别确定模型中速度子系统和高度子系统的转化误差，包括：
对于速度子系统，设置踪误差eV的性能函数，其中eV＝V-Vd，Vd为速度指令：
Figure FDA0004225097250000024
式中，μV,
Figure FDA0004225097250000025
均为性能函数参数；TV＞0为预设的收敛时间；
根据系统误差约束：
Figure FDA0004225097250000026
对速度误差进行误差变换，得到速度转化误差：
Figure FDA0004225097250000027
4.根据权利要求3所述的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法，其特征在于，所述根据干扰观测器得到的未知干扰项估计值以及各转化误差，对高超声速飞行器的速度和高度进行控制，包括：
结合速度子系统：
Figure FDA0004225097250000031
对转化误差求导，得到：
Figure FDA0004225097250000032
其中，
Figure FDA0004225097250000033
Figure FDA0004225097250000034
Φ为燃油当量比；航迹倾角γ、俯仰角θ为刚体状态变量；α为攻角，且有α＝θ-γ；m为质量；dV为速度相关的扰动项，包含外界干扰以及参数摄动；T0(α)、TΦ(α)为推力相关的气动参数；
确定速度子系统控制律为：
Figure FDA0004225097250000035
式中：kV＞0，λV＞0均为待设计参数；
Figure FDA0004225097250000036
为dV的观测值，由如下干扰观测器得到：
Figure FDA0004225097250000037
式中：RV,lV1,lV2均为观测器参数；
将速度子系统控制律公式代入速度转化误差公式中，得到：
Figure FDA0004225097250000038
根据确定参数后的速度子系统控制律，对高超声速飞行器的速度进行控制。
5.根据权利要求1所述的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法，其特征在于，所述根据有限时间收敛的预设性能函数，以及对应的系统误差函数，分别确定模型中速度子系统和高度子系统的转化误差，包括：
对于高度子系统，设置高度误差eh的性能函数，其中eh＝h-hd，hd为高度指令：
Figure FDA0004225097250000041
式中：μh,
Figure FDA0004225097250000042
为性能函数参数；Th＞0为预设的收敛时间；
根据
Figure FDA0004225097250000043
对高度误差进行变换，得到高度转化误差：
Figure FDA0004225097250000044
6.根据权利要求5所述的基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法，其特征在于，所述根据干扰观测器得到的未知干扰项估计值以及各转化误差，对高超声速飞行器的速度和高度进行控制，包括：
确定第一虚拟控制律：
Figure FDA0004225097250000045
式中：kh＞0为待设计参数；
Figure FDA0004225097250000046
根据航迹倾角误差eγ＝γ-γd，结合高度子系统中
Figure FDA0004225097250000047
求导得：
Figure FDA0004225097250000048
其中，γ为航迹倾角，γd为航迹倾角控制值，dγ为航迹倾角相关扰动；
Figure FDA0004225097250000051
L0,Lα为升力相关的气动参数，m为质量，g为重力加速度，V为速度；
将
Figure FDA0004225097250000052
作为另一扰动项，
Figure FDA0004225097250000053
作为总扰动，将跟踪误差eγ输入如下干扰观测器确定干扰项dγ的观测值
Figure FDA0004225097250000054
Figure FDA0004225097250000055
其中，Rγ,lγ1,lγ2均为观测器参数；
确定第二虚拟控制律：
Figure FDA0004225097250000056
其中，kγ＞0为待设计参数，θd为俯仰角控制值；
将第二虚拟控制律代入
Figure FDA0004225097250000057
得到：
Figure FDA0004225097250000058
对于俯仰角误差eθ＝θ-θd，结合高度子系统模型中
Figure FDA0004225097250000059
求导，得：
Figure FDA00042250972500000510
式中：
Figure FDA00042250972500000511
将
Figure FDA00042250972500000512
作为未知干扰项；
确定第三虚拟控制律：
Figure FDA00042250972500000513
式中：kθ＞0为待设计参数；
Figure FDA00042250972500000514
为干扰项d′θ的估计值，通过如下干扰观测器得到：
Figure FDA0004225097250000061
式中：Rθ,lθ1,lθ2均为观测器参数；
将第三虚拟控制律公式代入
Figure FDA0004225097250000062
得：
Figure FDA0004225097250000063
俯仰角速率误差eq＝q-qd，结合高度子系统模型中
Figure FDA0004225097250000064
求导，得：
Figure FDA0004225097250000065
式中：
Figure FDA0004225097250000066
为总扰动；
Figure FDA0004225097250000067
MT,M0(α),Mδe为俯仰力矩相关参数；Iyy为转动惯量；
确定高度子系统控制律：
Figure FDA0004225097250000068
式中：δe为升降舵偏角；kq＞0为待设计参数；
Figure FDA0004225097250000069
为总扰动dq′的估计值，通过如下干扰观测器得到：
Figure FDA00042250972500000610
式中：Rq,lq1,lq2均为观测器参数；
将高度子系统控制律代入
Figure FDA00042250972500000611
中，得到：
Figure FDA00042250972500000612
根据确定各参数后的高度子系统控制律，对高超声速飞行器的高度进行控制。
7.一种基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制装置，其特征在于，包括：
转化误差确定模块，用于基于高超声速飞行器运动刚体模型，根据有限时间收敛的预设性能函数，以及对应的系统误差函数，分别确定模型中速度子系统和高度子系统的转化误差，
预设性能控制模块，用于根据干扰观测器得到的未知干扰项估计值以及各转化误差，对高超声速飞行器的速度和高度进行控制，使得高超声速飞行器的跟踪误差满足预设的瞬态和稳态性能；
所述有限时间收敛的预设性能函数，包括：
Figure FDA0004225097250000071
相应地，确定系统误差函数为：
Figure FDA0004225097250000072
转换函数
Figure FDA0004225097250000073
S(ε)的逆变换为：
Figure FDA0004225097250000074
其中，T0＞0为
Figure FDA0004225097250000075
收敛至稳态值
Figure FDA0004225097250000076
的设定时间；e为跟踪误差；ε为转化误差；
Figure FDA0004225097250000077
μ,
Figure FDA0004225097250000078
均为常数且
Figure FDA0004225097250000079
μ＞0，
Figure FDA00042250972500000710
为误差稳态值，且
Figure FDA00042250972500000711
8.一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现如权利要求1至6任一项所述基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法的步骤。
9.一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至6任一项所述基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法的步骤。
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