CN115685764A - 变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法及系统。基于变翼展飞行器在不同翼展构型下的气动分析数据，拟合其气动参数非线性表达式；表征翼展变形执行误差引入的系统干扰，建立严反馈形式下考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模型；设计非线性变翼展优化指标，提出任务自适应的连续变翼展优化控制律；在反步控制方法框架下，提出基于干扰估计的自适应指令滤波反步跟踪控制律；联合变翼展飞行动力学模型、连续变翼展优化控制和自适应指令滤波反步跟踪控制，完成任务跟踪。本发明可实现任务自适应的连续变翼展辅助飞行，同时可保证变形执行误差下的高精度任务跟踪，易于工程实现，适用于具有对称变翼展特点飞行器的任务跟踪控制。

Description

变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法及系统

技术领域

本发明属于飞行器控制领域，具体涉及一种变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法及系统。

背景技术

近年来物流运输、环境监测、应急救援、现代农业等行业和领域对新一代飞行器长久巡航/短距起降等多性能兼备、多任务遂行能力的需求愈来愈迫切。受自然界的飞行生物启发，变构型飞行器在飞行过程中利用构型变化改善气动特性、增强操纵能力、改善发动机性能等，可扩大其任务场景与应用范围。伴随仿生材料、机构设计等技术发展的推动，变翼展飞行器因高效改变气动受力面积和气动性能的特点，已成为各国变构型飞行器的强力研发方向。

变翼展飞行器未来工程应用的发展潜力源于其动态任务的适应性，跟踪控制系统作为核心“大脑”子系统，是保障其安全执行任务的关键。但变翼展在赋予飞行器多性能兼备、多任务遂行能力的同时，也使飞行器面临飞行任务复杂化动态化、构型与控制非线性时变、系统干扰多源耦合等挑战，对其跟踪控制系统的任务适应能力、协调变形能力和抗干扰能力提出了较高的需求。

针对固定构型飞行器的跟踪控制问题国内外已开展了较为系统地研究，但针对变翼展飞行器在动态任务下以变形辅助飞行过程中的跟踪控制问题研究较少，且现有跟踪控制方法多面向结构化单一任务或给定构型，根据构型状态将飞行动力学模型处理为离散局部模型后再进行控制律设计，控制律设计时采用保守性较高的集总方式处理构型变化引入的干扰，并未对干扰进行具体建模与分析，这种控制策略本质上属变形与任务跟踪的分通道控制。在变翼展飞行器强耦合多干扰的系统特性和动态多变的任务特性下，分通道控制方法难以根据动态任务需求实时调整翼展变化改善飞行器气动性能，对构型突变、变形执行误差及其相关系统干扰等应对能力不足，这不利于变翼展飞行器任务适应性和飞行安全性的保证，并进一步制约着变翼展飞行器的研发与应用。

综上所述，现有方法针对变翼展飞行器在动态任务下以变形辅助飞行过程中的跟踪控制问题，协调连续变形控制与变形执行误差下抗干扰跟踪控制的能力尚有不足，为进一步提高变翼展飞行器的任务适应性和飞行安全性，亟需提出一种新的变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法及系统。

发明内容

针对变翼展飞行器在动态任务下以变形辅助飞行过程中的跟踪控制问题，克服现有技术协调连续变形控制与变形执行误差下抗干扰飞行控制的不足，本发明提出一种新的变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法，建立考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模型，设计任务自适应的连续变翼展优化控制律和基于干扰估计的自适应指令滤波反步跟踪控制律，完成变形与飞行协调控制。本发明可实现任务自适应的连续变翼展辅助飞行，以及变形执行误差下的高精度任务跟踪，能够有效提高变翼展飞行器的任务适应性和飞行安全性。

为达到上述目的，本发明从任务适应性和飞行安全性的角度出发，设计任务自适应的连续变翼展优化控制律以及基于干扰估计的自适应指令滤波反步跟踪控制律，解决变翼展飞行器在动态任务下以变形辅助飞行过程中的跟踪控制问题，具体采用的技术方案如下：

一种变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法，包括以下步骤：

第一步，基于变翼展飞行器在不同翼展构型下的气动参数分析数据，以翼展变形比率和飞行状态为变量拟合气动参数非线性表达式；所述变翼展飞行器为两侧为平直翼且翼展对称伸缩的飞行器；

第二步，联合第一步的气动参数非线性表达式，表征翼展变形执行误差引入的系统干扰，建立严反馈形式下考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模型；

第三步，面向不同任务阶段进行非线性变翼展优化，结合连续变翼展执行控制，提出任务自适应的连续变翼展优化控制律；

第四步，在反步控制方法框架下，分别以发动机推力和俯仰舵偏为速度控制子系统与高度控制子系统的控制变量，提出基于干扰估计的自适应指令滤波反步跟踪控制律，保证变形执行误差干扰下的高精度任务跟踪；

第五步，联合第二步建立的严反馈形式下考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模型、第三步提出的任务自适应的连续变翼展优化控制律、第四步提出的基于干扰估计的自适应指令滤波反步跟踪控制律，装载于变翼展飞行器，在任务执行过程中根据飞行任务进行自适应的变形控制和跟踪控制，完成变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制。

进一步地，所述第一步中，所述气动参数分析数据为飞行器在不同工作点的升力系数C _L 、阻力系数C _D 和力矩系数C _m ；所述翼展变形比率ξ的定义为：

，其中0≤ξ≤1，W表示两侧机翼的翼展之和，W _min表示两侧机翼的最小翼展之和，W _max表示两侧机翼的最大翼展之和；所述飞行状态包括飞行速度V、飞行迎角α和俯仰舵偏δ _m ；所述气动参数非线性表达式为：

其中，C _L 表示升力系数，其拟合多项式为{1,α,ξ,ξ ²,αξ}，相应拟合系数为{c _l1,c _l2,c _l3,c _l4,c _l5}；C _D 表示阻力系数，其拟合多项式为{1,α,α ²,ξ,ξ ²,αξ,V}，相应拟合系数为{c _d1,c _d2,c _d3,c _d4,c _d5,c _d6,c _d7}；C _m 表示俯仰力矩系数，其拟合多项式为{1,δ _m －α,α ²,ξ,ξ ²,αξ}，相应拟合系数为{c _m1,c _m2,c _m3,c _m4,c _m5,c _m6}；工作点的选取考虑飞行器的翼展变形比率ξ、飞行速度V、飞行迎角α和俯仰舵偏δ _m 四个维度，具体为：翼展变形比率ξ在[0, 1]区间内设计离散取值点N ₁个，飞行速度V在最小飞行速度V _min与最大飞行速度V _max区间内设计离散取值点N ₂个，飞行迎角α在最小飞行迎角α _min和最大飞行迎角α _max区间内设计离散取值点N ₃个，俯仰舵偏δ _m 在最小俯仰舵偏δ _{m_min}和最大俯仰舵偏δ _{m_max}区间内设计离散取值点N ₄个，共计N ₁ ×N ₂ × N ₃ ×N ₄个工作点。

进一步地，所述第二步中，所述翼展变形执行误差采用翼展变形比率误差∆ξ来表示；所述系统干扰包括翼展变形执行比率误差∆ξ直接引入的气动参考面积误差和气动参数不确定性，以及间接引入的气动力不确定性和气动力矩不确定性，其表达式为：

上式中，∆S为气动参考面积误差，∆C _L 为升力参数不确定性，∆C _D 为阻力参数不确定性，∆C _m 为俯仰力矩参数不确定性；∆L为气动升力不确定性，∆D为气动阻力不确定性，∆M _yy 为俯仰力矩不确定性；b为飞行器机翼平均弦长；S为不考虑变形执行误差的气动参考面积，其表达式为S=[W _min+ξ(W _max－W _min)]·b；∆x _cg 为飞行器质心位置偏差；

为考虑变形执行误差的气动阻力，其表达式为

，ρ为空气密度，

为考虑变形执行误差的气动参考面积，其表达式为

，

为考虑变形执行误差的阻力参数，其表达式为

；

为考虑变形执行误差的气动升力，其表达式为

，

为考虑变形执行误差的升力参数，其表达式为

；

所述严反馈形式下考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模型为：

上式中，V表示飞行器相对空气的飞行速度，h表示飞行器的飞行高度，γ表示飞行器的航迹倾斜角，α表示飞行器的飞行迎角，q表示飞行器的俯仰角速度，

为其相应变量的导数；T表示发动机推力，δ _m 表示俯仰舵偏；f _V 、g _V 、∆f _V 、f _γ 、g _γ 、∆f _γ 、f _α 、g _α 、∆f _α 、f _q 、g _q 、∆f _q 均表示该变翼展飞行动力学模型推导过程中的中间变量，其表达式为：

其中，m表示飞行器质量，g表示重力加速度；D表示不考虑变形执行误差的气动阻力，其表达式为

；I _yy 表示飞行器绕俯仰轴的转动惯量；中间变量∆f _v 、∆f _γ 、∆f _α 、∆f _q 的范数|∆f _v |、|∆f _γ |、|∆f _α |、|∆f _q |有界，满足0≤|∆f _v |≤λ _v 、0≤|∆f _γ |≤λ _γ 、0≤|∆f _α |≤λ _α 、0≤|∆f _q |≤λ _q ，其中|∆f _v |、|∆f _γ |、|∆f _α |、|∆f _q |上界的λ _v 、λ _γ 、λ _α 、λ _q 均表示未知常数。

进一步地，所述第三步中，所述连续变翼展优化控制律包括非线性变翼展优化和连续变翼展执行控制两部分；所述非线性变翼展优化，包括在可行范围[0,1]内寻找满足面向不同任务阶段的非线性变翼展优化指标f _aero的最优翼展变化比率ξ _in ，该优化问题表达为：

其中，不同任务阶段包括加速上升阶段、减速上升阶段、加速俯冲阶段、减速俯冲阶段和匀速/定高阶段；f _aero为面向不同任务阶段的非线性变翼展优化指标，表达式为：

上式中max(*)表示对括号内*表达式求最大值，min(*)表示对括号内*表达式求最小值；

所述连续变翼展执行控制，包括设计最优翼展变化比率ξ _in 的执行控制律，以保证整个任务执行阶段的变形连续，所述执行控制律为：

其中，ξ _in 为连续变翼展执行控制部分的输入变量，也是非线性变翼展优化部分的输出变量；ξ _out 为连续变翼展执行控制部分的输出变量，

为其一阶导数，

为其二阶导数；控制参数r ₁>0、r ₂>0。

进一步地，所述第四步中，所述基于干扰估计的自适应指令滤波反步跟踪控制律，包括速度控制子系统内的自适应推力控制律和高度控制子系统内的自适应舵偏控制律；

所述速度控制子系统内的自适应推力控制律为：

其中，控制变量T表示发动机推力，控制参数k _v >0、c _v >1，ε _v >0；V _d 表示飞行器执行任务时的期望飞行速度，

表示V _d 的导数；e _v =V _d －V表示速度跟踪误差，|e _v |表示速度跟踪误差的绝对值；

为对中间变量∆f _v 的范数|∆f _v |的上界λ _v 的估计值，其估计值

的自适应律为

，估计参数a _v >0；

所述高度控制子系统内的自适应舵偏控制律为：

其中，第一行e _h 为飞行高度跟踪误差，h _d 为期望飞行高度，

为h _d 的一阶导数，虚拟控制变量γ _d 为根据飞行高度跟踪误差e _h 所设计的期望航迹倾斜角，z _γ 为期望航迹倾斜角γ _d 的滤波跟踪变量，

为z _γ 的一阶导数，

为z _γ 的二阶导数，k _h 、r _γ 为控制参数，且k _h >0、r _γ >0；第二行，e _γ 为航迹倾斜角跟踪误差，虚拟控制变量α _d 为根据e _γ 所设计的期望迎角，

为对中间变量∆f _γ 的范数|∆f _γ |的上界λ _γ 的估计值，

为估计值

的自适应律，z _α 为期望迎角α _d 的滤波跟踪变量，

为z _α 的一阶导数，

为z _α 的二阶导数，k _γ 、ε _γ 、c _γ 、a _γ 、r _α 均为控制参数，且k _γ >0、ε _γ >0、c _γ >1、a _γ >0、r _α >0；第三行，e _α 为迎角跟踪误差，虚拟控制变量q _d 为根据e _α 所设计的期望俯仰角速度，

为对中间变量∆f _α 的范数|∆f _α |的上界λ _α 的估计值，

为估计值

的自适应律，z _q 为期望俯仰角速度q _d 的滤波跟踪变量，

为z _q 的一阶导数，

为z _q 的二阶导数，k _α 、ε _α 、c _α 、a _α 、r _q 为控制参数，且k _α >0、ε _α >0、c _α >1、a _α >0、r _q >0；第四行，e _q 表示俯仰角速度跟踪误差，δ _m 表示根据俯仰角速度跟踪误差e _q 所设计的实际控制变量俯仰舵偏，

为对中间变量∆f _q 的范数|∆f _q |的上界λ _q 的估计值，

为估计值

的自适应律，k _q 、ε _q 、c _q 、a _q 均为控制参数，且k _q >0、c _q >1、ε _q >0、a _q >0。

本发明还提供一种所述的变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法的任务自适应跟踪控制系统，包括：

考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模块，通过拟合飞行器气动参数与翼展变形比率之间的非线性关系，建模表征翼展变形执行误差引入的系统干扰，以发动机推力和俯仰舵偏为控制变量，建立严反馈形式下考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模型；

任务自适应的连续变翼展优化控制模块，基于面向不同任务阶段的非线性变翼展优化指标，在不同任务阶段在线优化翼展变形比率后，结合连续变翼展执行控制律，完成连续变翼展优化控制，实现任务自适应的连续变翼展辅助飞行；

基于干扰估计的自适应指令滤波跟踪控制模块，在反步控制方法框架下，设计速度控制子系统中的自适应推力控制律和高度控制子系统中的自适应舵偏控制律，控制律中同时考虑变形执行误差引入的系统干扰上界自适应估计值，达成干扰抑制效果，实现翼展变形执行误差下的高精度任务跟踪。

本发明与现有技术相比的优点在于：针对变翼展飞行器在动态任务下以变形辅助飞行过程中的跟踪控制问题，现有方法同时协调连续变形控制与变形执行误差下抗干扰跟踪控制的能力不足，本发明提出的变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法及系统，有机联合了变翼展控制和跟踪控制，能够有效提高变翼展飞行器的任务适应性和飞行安全性；变翼展控制使得飞行器能够在不同的任务阶段合理利用翼展变化带来的气动性能提升，进而提高任务适应性、降低飞行能耗，并通过连续执行控制律减少变形突变对跟踪控制精度的影响，跟踪控制对变形执行误差相关的系统干扰进行自适应地估计并抑制，最终确保任务跟踪精度，达成提高变翼展飞行安全性的效果。

附图说明

图1为本发明变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法的流程图；

图2为本发明变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制系统概图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

如图1所示，本发明提出的一种变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法，面向两侧为平直翼且翼展对称伸缩的变翼展飞行器，针对变翼展飞行器在动态任务下如何协调变形控制与变形执行误差下的抗干扰跟踪控制问题。具体实施步骤包括：

第一步，基于变翼展飞行器在不同翼展构型下的气动参数分析数据，以翼展变形比率和飞行状态为变量拟合气动参数非线性表达式；所述变翼展飞行器为两侧为平直翼且翼展对称伸缩的飞行器；

第二步，联合第一步的气动参数非线性表达式，表征翼展变形执行误差引入的系统干扰，建立严反馈形式下考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模型；

第三步，面向不同任务阶段进行非线性变翼展优化，结合连续变翼展执行控制，提出任务自适应的连续变翼展优化控制律；

第四步，在反步控制方法框架下，分别以发动机推力和俯仰舵偏为速度控制子系统与高度控制子系统的控制变量，提出基于干扰估计的自适应指令滤波反步跟踪控制律，保证变形执行误差干扰下的高精度任务跟踪；

第五步，联合第二步建立的严反馈形式下考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模型、第三步提出的任务自适应的连续变翼展优化控制律、第四步提出的基于干扰估计的自适应指令滤波反步跟踪控制律，装载于变翼展飞行器，在任务执行过程中根据飞行任务进行自适应的变形控制和跟踪控制，完成变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制。

具体地，以翼型NA2410、最大翼展2.6m、最小翼展1.8m、弦长为0.3m的某型号变翼展飞行器为应用对象，解释本发明具体步骤：

第一步，基于变翼展飞行器在不同翼展构型下的气动参数分析数据，以翼展变形比率和飞行状态为变量拟合气动参数非线性表达式，具体包括：

步骤(1.1) 飞行器气动参数分析：

在飞行器设计与气动分析软件中，建立该变翼展飞行器模型后，在其飞行包线内进行气动分析，获得不同翼展构型下的气动参数分析数据。定义翼展变形比率ξ表征飞行器两侧机翼同时对称伸缩后总翼展的变化程度，

，其中0≤ξ≤1，W表示两侧机翼的翼展之和，W _min表示两侧机翼的最小翼展之和，W _max表示两侧机翼的最大翼展之和。该飞行器中，W _min=1.8m，W _max=2.6m，

；选择飞行器的翼展变形比率ξ、飞行速度V、飞行迎角α和俯仰舵偏δ _m 四个变量，构建[ξ,V,α,δ _m ]四个维度描述的工作空间，并选择一定数量的工作点执行气动分析操作，获得不同工作点对应的升力系数C _L 、阻力系数C _D 和力矩系数C _m ，形成变翼展飞行器气动参数分析数据。

以该变翼展飞行器为例，工作点选择方式为：令翼展变形比率ξ在0与1区间内以0.1为间隔取值11个点，令飞行速度V在最小飞行速度10m/s与最大飞行速度30m/s区间内以5m/s为间隔离散取值5个点，令飞行迎角α在最小飞行迎角-5 deg 和最大飞行迎角5 deg内以1deg为间隔区间取值11个点，令俯仰舵偏δ _m 在最小俯仰舵偏-30deg和最大俯仰舵偏30deg区间内以5deg为间隔离散取值13个点，四维取值组合后共计11×5×11×13个工作点。

步骤(1.2) 飞行器气动参数非线性多项式拟合：

基于上述飞行器气动参数分析数据，以工作点的维度——翼展变形比率ξ、飞行速度V、飞行迎角α和俯仰舵偏δ _m 为相关变量，选择多项式形式，构建变翼展飞行器气动参数的非线性表达式，利用最小二乘法拟合多项式系数，并根据拟合效果迭代优化多项式形式。该变翼展飞行器拟合结果如下：

(1)

其中，c _l1=0.2061，c _l2=0.0598，c _l3=0.0624，c _l4=－0.0048，c _l5=0.0133，c _d1=0.0185，c _d2=0.0018，c _d3=0.0004，c _d4=－0.0022，c _d5=0.0018，c _d6=0.0006，c _d7=－0.0002，c _m1=0.0442，c _m2=0.0147，c _m3=－0.0001，c _m4=－0.0311，c _m5=0.0141，c _m6=0.0088。

第二步，联合第一步的气动参数非线性表达式，表征翼展变形执行误差引入的系统干扰，建立严反馈形式下考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模型，具体包括：

步骤(2.1) 翼展变形执行误差引入的系统干扰表征：

采用变形比率误差∆ξ表示翼展变形执行误差，翼展变形执行误差引入的系统干扰包括：气动参考面积误差、飞行器质心位置偏差、气动参数不确定性、气动力不确定性和气动力矩不确定性，推导可获得以下表达式：

(2)

上式中，∆S为气动参考面积误差，∆C _L 为升力参数不确定性，∆C _D 为阻力参数不确定性，∆C _m 为俯仰力矩参数不确定性；∆L为气动升力不确定性，∆D为气动阻力不确定性，∆M _yy 为俯仰力矩不确定性；b为飞行器机翼平均弦长；S为不考虑变形执行误差的气动参考面积，其表达式为S=[W _min+ξ(W _max－W _min)]·b；∆x _cg 为飞行器质心位置偏差；

为考虑变形执行误差的气动阻力，其表达式为

，ρ为空气密度，

为考虑变形执行误差的气动参考面积，其表达式为

，

为考虑变形执行误差的阻力参数，其表达式为

；

为考虑变形执行误差的气动升力，其表达式为

，

为考虑变形执行误差的升力参数，其表达式

；该变翼展飞行器的机翼平均弦长b=0.3m，不考虑变形执行误差的气动参考面积S=(1.8+0.8ξ)·0.3，考虑50%范围的变形执行误差则∆ξ为[-0.5,0.5]区间内的随机常数，考虑0.1m的质心偏差则∆x _cg 为[-0.1m,0.1m]区间内的随机常数。

步骤(2.2) 考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学建模：

基于水平无侧滑假设将飞行器的纵向运动与横向运动解耦，再基于翼展对称伸缩变化、不影响重心偏离机体纵轴的假设，考虑变形执行误差后变翼展飞行器的纵向的变翼展飞行动力学模型可表示为：

(3)

其中，V表示飞行器的飞行速度，h表示飞行器的飞行高度，γ表示飞行器的航迹倾斜角，α表示飞行器的飞行迎角，q表示飞行器的俯仰角速度，

为相应变量的导数；m为飞行器质量，g为重力加速度，T表示发动机推力，I _yy 为飞行器俯仰轴的转动惯量；

为考虑变形执行误差后的气动升力，

为考虑变形执行误差后的气动阻力，二者表达式见上一步骤(2.1)；

为考虑变形执行误差后飞行器受到的俯仰力矩，其表达式为

，ρ、S、b、∆M _yy 表示意义见上一步骤(2.1)，C _m 见步骤(1.2)中式(1)。假设该飞行器质量m=4.56kg，重力加速度g=9.8m/s²，飞行器俯仰轴的转动惯量I _yy =0.37119kg·m²，飞行环境中空气密度ρ=1.225kg/m³。

为了面向后续步骤中的飞行控制系统设计，将上述变翼展飞行动力学模型转至严反馈形式，建立考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模型：

(4)

式中，发动机推力T和俯仰舵偏δ _m 为系统控制变量，f _V 、g _V 、∆f _V 、f _γ 、g _γ 、∆f _γ 、f _α 、g _α 、∆f _α 、f _q 、g _q 、∆f _q 均表示该动力学模型推导过程中的中间变量，其表达式为：

(5)

其中，D为不考虑变形执行误差的气动阻力，表达式为

。由上述表达式和前述步骤可知，变翼展飞行器的气动参数与翼展变形比率非线性相关，翼展变化将会直接导致气动参数的变化，进而导致飞行器的动力学模型发生变化。式(5)变翼展飞行动力学模型推导过程中的中间变量∆f _V 、∆f _γ 、∆f _α 、∆f _q 与变形执行误差及其引入的系统干扰相关，即变形执行误差及引入的系统干扰通过∆f _V 、∆f _γ 、∆f _α 、∆f _q 项影响飞行器系统状态，∆f _v 、∆f _γ 、∆f _α 、∆f _q 的范数|∆f _v |、|∆f _γ |、|∆f _α |、|∆f _q |有界，满足下列不等式：

0≤|∆f _v |≤λ _v ， 0≤|∆f _γ |≤λ _γ ，0≤|∆f _α |≤λ _α ，0≤|∆f _q |≤λ _q (6)

其中|∆f _v |、|∆f _γ |、|∆f _α |、|∆f _q |的上界λ _v 、λ _γ 、λ _α 、λ _q 均表示未知常数。

第三步，面向不同任务阶段进行非线性变翼展优化，结合连续变翼展执行控制，提出任务自适应的连续变翼展优化控制律，具体包括：

步骤(3.1) 非线性变翼展优化：

从不同任务阶段的气动性能需求出发，设计面向不同任务阶段的非线性变翼展优化指标f _aero：

(7)

上式中max(*)表示对括号内*表达式求最大值，min(*)表示对括号内*表达式求最小值。根据步骤(1.2)式(1)中C _L 和C _D 的表达式，f _aero与飞行器的翼展变形比率ξ、飞行速度V、飞行迎角α、俯仰舵偏δ _m 有关。以翼展变形比率ξ为优化变量，在飞行过程中根据实时任务阶段、飞行速度V、飞行迎角α、俯仰舵偏δ _m 求解最优翼展变形比率ξ _in 使变翼展优化指标函数f _aero最优，令飞行器以更优的气动性能实时适应不同的任务阶段。该优化问题表示为：

(8)

采用一维非线性优化算法求解式(8)获得最优翼展变化比率ξ _in ，供后续连续变翼展执行控制使用。以下列纵向飞行任务为任务示例说明面向不同任务阶段的非线性变翼展优化指标f _aero：

其中，t为飞行时间，该飞行任务共100s，分为3个任务阶段，在0≤t≤30s为减速上升阶段，初值V=20m/s、h=150m，终值V=10m/s、h=200m；在30s<t<70s为匀速定高巡航阶段，V=10m/s、h=200m；在70s≤t≤100s为加速俯冲阶段，初值V=10m/s、h=200m，终值V=20m/s、h=150m。变翼展飞行器的初始状态为V=20m/s、h=150m，α=0rad，γ=0rad，q=0rad/s。在该示例飞行任务中，0≤t≤30s减速上升阶段非线性变翼展优化指标选择为f _aero=max(C _L )，在30s<t<70s匀速定高巡航阶段非线性变翼展优化指标为

，70s≤t≤100s加速俯冲阶段非线性变翼展优化指标为f _aero=min(C _D )。

步骤(3.2) 连续变翼展执行控制：

变翼展飞行器在不同任务阶段切换时，翼展变形比率突变将导致飞行器系统特性发生突变，进而影响系统稳定性。从物理实现和飞行安全的需求出发，需保证翼展变化的执行连续性。本发明设计翼展变形比率的执行控制律为：

(9)

其中，ξ _in 为执行控制律的输入变量，即步骤(3.1)的优化结果；ξ _out 为执行控制律的输出变量，

为其一阶导数，

为其二阶导数；控制参数r ₁、r ₂的取值为r ₁=2、r ₂=1。

以此，联合非线性变翼展优化和连续变翼展执行控制两步，完成任务自适应的连续变翼展优化控制律设计。

第四步，在反步控制方法框架下，分别以发动机推力和俯仰舵偏为速度控制子系统与高度控制子系统的控制变量，提出基于干扰估计的自适应指令滤波反步跟踪控制律，保证变形执行误差干扰下的高精度任务跟踪，具体包括：

步骤(4.1) 速度控制子系统的推力自适应控制律设计：

速度控制子系统的动力学模型为：

(10)

其中，f _V 、g _V 、∆f _V 表示变翼展飞行动力学模型推导过程中的中间变量，表达式见步骤(2.2)式(5)，∆f _v 的范数|∆f _v |有界，满足0≤|∆f _v |≤λ _v ，|∆f _v |上界λ _v 为未知常数。

基于对|∆f _v |上界λ _v 的自适应估计，设计速度控制子系统内发动机推力T的自适应控制律为：

(11)

其中，V _d 表示飞行器执行任务时的期望飞行速度，

表示V _d 的导数；e _v =V _d －V表示速度跟踪误差，|e _v |表示速度跟踪误差的绝对值；

为对|∆f _v |上界λ _v 的估计量，其估计值的自适应律为

。控制参数k _v >0、c _v >1、ε _v >0，估计参数a _v >0，取值分别为k _v =10、c _v =2、ε _v =0.01、a _v =3。

步骤(4.2) 高度控制子系统的舵偏自适应控制律设计：

高度控制子系统的动力学模型为：

(12)

其中，f _γ 、g _γ 、∆f _γ 、f _α 、g _α 、∆f _α 、f _q 、g _q 、∆f _q 均表示变翼展飞行动力学模型推导过程中的中间变量，其表达式见步骤(2.2)式(5)；∆f _γ 、∆f _α 、∆f _q 的范数|∆f _γ |、|∆f _α |、|∆f _q |有界，满足不等式0≤|∆f _γ |≤λ _γ 、0≤|∆f _α |≤λ _α 、0≤|∆f _q |≤λ _q ，|∆f _γ |、|∆f _α |、|∆f _q |上界λ _γ 、λ _α 、λ _q 均为未知常数。

在反步控制框架下结合指令滤波器，以及|∆f _γ |、|∆f _α |、|∆f _q |上界λ _γ 、λ _α 、λ _q 的自适应估计，提出高度控制子系统内舵偏自适应控制律为：

(13)

其中，第一行e _h 为飞行高度跟踪误差，h _d 为期望飞行高度，

为h _d 的一阶导数，虚拟控制变量γ _d 为根据e _h 所设计的期望航迹倾斜角，z _γ 为期望航迹倾斜角γ _d 的滤波跟踪变量，

为z _γ 的一阶导数，

为z _γ 的二阶导数，k _h 、r _γ 为控制参数，且k _h >0、r _γ >0；第二行，e _γ 为航迹倾斜角跟踪误差，虚拟控制变量α _d 为根据e _γ 所设计的期望迎角，

为对|∆f _γ |上界λ _γ 的估计值，

为估计值

的自适应律，z _α 为期望迎角α _d 的滤波跟踪变量，

为z _α 的一阶导数，

为z _α 的二阶导数，k _γ 、ε _γ 、c _γ 、a _γ 、r _α 均为控制参数，且k _γ >0、ε _γ >0、c _γ >1、a _γ >0、r _α >0；第三行，e _α 为迎角跟踪误差，虚拟控制变量q _d 为根据e _α 所设计的期望俯仰角速度，

为对|∆f _α |上界λ _α 的估计值，

为估计值

的自适应律，z _q 为期望俯仰角速度q _d 的滤波跟踪变量，

为z _q 的一阶导数，

为z _q 的二阶导数，k _α 、ε _α 、c _α 、a _α 、r _q 为控制参数，且k _α >0、ε _α >0、c _α >1、a _α >0、r _q >0；第四行，e _q 表示俯仰角速度跟踪误差，δ _m 表示根据e _q 所设计的实际控制变量俯仰舵偏，

为对|∆f _q |上界λ _q 的估计值，

为估计值

的自适应律，k _q 、ε _q 、c _q 、a _q 均为控制参数，且k _q >0、c _q >1、ε _q >0、a _q >0。各参数取值为k _h =6，k _γ =10，ε _γ =0.01，c _γ =2，a _γ =3，r _γ =30，k _α =20，ε _α =0.01，c _α =2，a _α =3，r _α =30，k _q =50，c _q =2，ε _q =0.01，a _q =3，r _q =30。

第五步，实现任务自适应跟踪控制。

联合第二步建立的严反馈形式下考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模型、第三步提出的任务自适应的连续变翼展优化控制律、第四步提出的基于干扰估计的自适应指令滤波反步跟踪控制律，装载于变翼展飞行器，在任务执行过程中根据飞行任务进行自适应的变形控制和跟踪控制，完成变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制。

如图2所示，本发明的一种变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法的任务自适应跟踪控制系统，包括考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模块、任务自适应的连续变翼展优化控制模块和基于干扰估计的自适应指令滤波跟踪控制模块。

所述考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模块，通过拟合飞行器气动参数与翼展变形比率之间的非线性关系，建模表征翼展变形执行误差引入的系统干扰，以发动机推力和俯仰舵偏为控制变量，建立严反馈形式下考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模型；

所述任务自适应的连续变翼展优化控制模块，基于面向不同任务阶段的非线性变翼展优化指标，在不同任务阶段在线优化翼展变形比率后，结合连续变翼展执行控制律，完成连续变翼展优化控制，实现任务自适应的连续变翼展辅助飞行；

所述基于干扰估计的自适应指令滤波跟踪控制模块，在反步控制方法框架下，设计速度控制子系统中的自适应推力控制律和高度控制子系统中的自适应舵偏控制律，控制律中同时考虑变形执行误差引入的系统干扰上界自适应估计值，达成干扰抑制效果，实现翼展变形执行误差下的高精度任务跟踪。

在变速度变高度的飞行任务示例中，该系统通过任务自适应的非线性连续变翼展优化控制模块，能够实现不同任务阶段的翼展变形比率优化和阶段间的翼展连续变化，并呈现约20%的发动机推力耗能节省，有效提高飞行器的任务适应性；在50%大范围的变形执行误差和0.1m的质心偏差下，该系统通过基于干扰估计的自适应指令滤波跟踪控制模块，可呈现10^-2m/s量级速度跟踪误差、10^-2m量级高度跟踪误差的控制效果，切实保证变翼展飞行器的飞行安全性。

本发明针对变翼展飞行器在动态任务下以变形辅助飞行过程中的跟踪控制问题，提出一种变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法及系统，有机联合了变翼展控制和跟踪控制，能够有效提高变翼展飞行器的任务适应性和飞行安全性；变翼展控制使得飞行器能够在不同的任务阶段合理利用翼展变化带来的气动性能提升，进而提高任务适应性、降低飞行能耗，并通过连续执行控制律减少变形突变对跟踪控制精度的影响，跟踪控制对变形执行误差相关的系统干扰进行自适应地估计并抑制，最终确保任务跟踪精度，达成提高变翼展飞行安全性的效果。

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公知的现有技术。本领域的技术人员容易理解，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之内。

Claims (6)

1.一种变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

第一步，基于变翼展飞行器在不同翼展构型下的气动参数分析数据，以翼展变形比率和飞行状态为变量拟合气动参数非线性表达式；所述变翼展飞行器为两侧为平直翼且翼展对称伸缩的飞行器；

第二步，联合第一步的气动参数非线性表达式，表征翼展变形执行误差引入的系统干扰，建立严反馈形式下考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模型；

第三步，面向不同任务阶段进行非线性变翼展优化，结合连续变翼展执行控制，提出任务自适应的连续变翼展优化控制律；

第四步，在反步控制方法框架下，分别以发动机推力和俯仰舵偏为速度控制子系统与高度控制子系统的控制变量，提出基于干扰估计的自适应指令滤波反步跟踪控制律，保证变形执行误差干扰下的高精度任务跟踪；

第五步，联合第二步建立的严反馈形式下考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模型、第三步提出的任务自适应的连续变翼展优化控制律、第四步提出的基于干扰估计的自适应指令滤波反步跟踪控制律，装载于变翼展飞行器，在任务执行过程中根据飞行任务进行自适应的变形控制和跟踪控制，完成变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制。

2.根据权利要求1所述的一种变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法，其特征在于：所述第一步中，所述气动参数分析数据为飞行器在不同工作点的升力系数C _L 、阻力系数C _D 和力矩系数C _m ；所述翼展变形比率ξ的定义为：

，其中0≤ξ≤1，W表示两侧机翼的翼展之和，W _min表示两侧机翼的最小翼展之和，W _max表示两侧机翼的最大翼展之和；所述飞行状态包括飞行速度V、飞行迎角α和俯仰舵偏δ _m ；所述气动参数非线性表达式为：

其中，C _L 表示升力系数，其拟合多项式为{1,α,ξ,ξ ²,αξ}，相应拟合系数为{c _l1,c _l2,c _l3,c _l4,c _l5}；C _D 表示阻力系数，其拟合多项式为{1,α,α ²,ξ,ξ ²,αξ,V}，相应拟合系数为{c _d1,c _d2,c _d3,c _d4,c _d5,c _d6,c _d7}；C _m 表示俯仰力矩系数，其拟合多项式为{1,δ _m －α,α ²,ξ,ξ ²,αξ}，相应拟合系数为{c _m1,c _m2,c _m3,c _m4,c _m5,c _m6}；工作点的选取考虑飞行器的翼展变形比率ξ、飞行速度V、飞行迎角α和俯仰舵偏δ _m 四个维度，具体为：翼展变形比率ξ在[0, 1]区间内设计离散取值点N ₁个，飞行速度V在最小飞行速度V _min与最大飞行速度V _max区间内设计离散取值点N ₂个，飞行迎角α在最小飞行迎角α _min和最大飞行迎角α _max区间内设计离散取值点N ₃个，俯仰舵偏δ _m 在最小俯仰舵偏δ _{m_min}和最大俯仰舵偏δ _{m_max}区间内设计离散取值点N ₄个，共计N ₁ ×N ₂ ×N ₃ × N ₄个工作点。

3.根据权利要求2所述的一种变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法，其特征在于：所述第二步中，所述翼展变形执行误差采用翼展变形比率误差∆ξ来表示；所述系统干扰包括翼展变形执行比率误差∆ξ直接引入的气动参考面积误差和气动参数不确定性，以及间接引入的气动力不确定性和气动力矩不确定性，其表达式为：

上式中，∆S为气动参考面积误差，∆C _L 为升力参数不确定性，∆C _D 为阻力参数不确定性，∆C _m 为俯仰力矩参数不确定性；∆L为气动升力不确定性，∆D为气动阻力不确定性，∆M _yy 为俯仰力矩不确定性；b为飞行器机翼平均弦长；S为不考虑变形执行误差的气动参考面积，其表达式为S=[W _min+ξ(W _max－W _min)]·b；∆x _cg 为飞行器质心位置偏差；

为考虑变形执行误差的气动阻力，其表达式为

，ρ为空气密度，

为考虑变形执行误差的气动参考面积，其表达式为

，

为考虑变形执行误差的阻力参数，其表达式为

；

为考虑变形执行误差的气动升力，其表达式为

，

为考虑变形执行误差的升力参数，其表达式为

；

所述严反馈形式下考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模型为：

上式中，V表示飞行器相对空气的飞行速度，h表示飞行器的飞行高度，γ表示飞行器的航迹倾斜角，α表示飞行器的飞行迎角，q表示飞行器的俯仰角速度，

为其相应变量的导数；T表示发动机推力，δ _m 表示俯仰舵偏；f _V 、g _V 、∆f _V 、f _γ 、g _γ 、∆f _γ 、f _α 、g _α 、∆f _α 、f _q 、g _q 、∆f _q 均表示该变翼展飞行动力学模型推导过程中的中间变量，其表达式为：

其中，m表示飞行器质量，g表示重力加速度；D表示不考虑变形执行误差的气动阻力，其表达式为

；I _yy 表示飞行器绕俯仰轴的转动惯量；中间变量∆f _v 、∆f _γ 、∆f _α 、∆f _q 的范数|∆f _v |、|∆f _γ |、|∆f _α |、|∆f _q |有界，满足0≤|∆f _v |≤λ _v 、0≤|∆f _γ |≤λ _γ 、0≤|∆f _α |≤λ _α 、0≤|∆f _q |≤λ _q ，其中|∆f _v |、|∆f _γ |、|∆f _α |、|∆f _q |的上界λ _v 、λ _γ 、λ _α 、λ _q 均表示未知常数。

4.根据权利要求3所述的一种变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法，其特征在于：所述第三步中，所述连续变翼展优化控制律包括非线性变翼展优化和连续变翼展执行控制两部分；所述非线性变翼展优化，包括在可行范围[0,1]内寻找满足面向不同任务阶段的非线性变翼展优化指标f _aero的最优翼展变化比率ξ _in ，优化问题表达为：

其中，不同任务阶段包括加速上升阶段、减速上升阶段、加速俯冲阶段、减速俯冲阶段和匀速/定高阶段；f _aero为面向不同任务阶段的非线性变翼展优化指标，表达式为：

上式中max(*)表示对括号内*表达式求最大值，min(*)表示对括号内*表达式求最小值；

所述连续变翼展执行控制，包括设计最优翼展变化比率ξ _in 的执行控制律，以保证整个任务执行阶段的变形连续，所述执行控制律为：

其中，ξ _in 为连续变翼展执行控制部分的输入变量，也是非线性变翼展优化部分的输出变量；ξ _out 为连续变翼展执行控制部分的输出变量，

为其一阶导数，

为其二阶导数；控制参数r ₁>0、r ₂>0。

5.根据权利要求4所述的一种变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法，其特征在于：所述第四步中，所述基于干扰估计的自适应指令滤波反步跟踪控制律，包括速度控制子系统内的自适应推力控制律和高度控制子系统内的自适应舵偏控制律；

所述速度控制子系统内的自适应推力控制律为：

其中，控制变量T表示发动机推力，控制参数k _v >0、c _v >1，ε _v >0；V _d 表示飞行器执行任务时的期望飞行速度，

表示V _d 的导数；e _v =V _d －V表示速度跟踪误差，|e _v |表示速度跟踪误差的绝对值；

为对中间变量∆f _v 的范数|∆f _v |的上界λ _v 的估计值，其估计值

的自适应律为

，估计参数a _v >0；

所述高度控制子系统内的自适应舵偏控制律为：

其中，第一行e _h 为飞行高度跟踪误差，h _d 为期望飞行高度，

为h _d 的一阶导数，虚拟控制变量γ _d 为根据飞行高度跟踪误差e _h 所设计的期望航迹倾斜角，z _γ 为期望航迹倾斜角γ _d 的滤波跟踪变量，

为z _γ 的一阶导数，

为z _γ 的二阶导数，k _h 、r _γ 为控制参数，且k _h >0、r _γ >0；第二行，e _γ 为航迹倾斜角跟踪误差，虚拟控制变量α _d 为根据e _γ 所设计的期望迎角，

为对中间变量∆f _γ 的范数|∆f _γ |的上界λ _γ 的估计值，

为估计值

的自适应律，z _α 为期望迎角α _d 的滤波跟踪变量，

为z _α 的一阶导数，

为z _α 的二阶导数，k _γ 、ε _γ 、c _γ 、a _γ 、r _α 均为控制参数，且k _γ >0、ε _γ >0、c _γ >1、a _γ >0、r _α >0；第三行，e _α 为迎角跟踪误差，虚拟控制变量q _d 为根据e _α 所设计的期望俯仰角速度，

为对中间变量∆f _α 的范数|∆f _α |的上界λ _α 的估计值，

为估计值

的自适应律，z _q 为期望俯仰角速度q _d 的滤波跟踪变量，

为z _q 的一阶导数，

为z _q 的二阶导数，k _α 、ε _α 、c _α 、a _α 、r _q 为控制参数，且k _α >0、ε _α >0、c _α >1、a _α >0、r _q >0；第四行，e _q 表示俯仰角速度跟踪误差，δ _m 表示根据俯仰角速度跟踪误差e _q 所设计的实际控制变量俯仰舵偏，为对中间变量∆f _q 的范数|∆f _q |的上界λ _q 的估计值，

为估计值

的自适应律，k _q 、ε _q 、c _q 、a _q 均为控制参数，且k _q >0、c _q >1、ε _q >0、a _q >0。

6.一种实现权利要求1-5之一所述的变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法的任务自适应跟踪控制系统，其特征在于，包括：

考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模块，通过拟合飞行器气动参数与翼展变形比率之间的非线性关系，建模表征翼展变形执行误差引入的系统干扰，以发动机推力和俯仰舵偏为控制变量，建立严反馈形式下考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模型；

任务自适应的连续变翼展优化控制模块，基于面向不同任务阶段的非线性变翼展优化指标，在不同任务阶段在线优化翼展变形比率后，结合连续变翼展执行控制律，完成连续变翼展优化控制，实现任务自适应的连续变翼展辅助飞行；

基于干扰估计的自适应指令滤波跟踪控制模块，在反步控制方法框架下，设计速度控制子系统中的自适应推力控制律和高度控制子系统中的自适应舵偏控制律，自适应推力控制律和自适应舵偏控制律中同时考虑变形执行误差引入的系统干扰上界自适应估计值，达成干扰抑制效果，实现翼展变形执行误差下的高精度任务跟踪。

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