一种近空间飞行器控制系统技术方案

本发明专利技术公开了一种近空间飞行器控制系统，属于航空航宇推进控制技术领域。本发明专利技术针对近空间飞行器的姿态稳定跟踪控制问题，并考虑未知干扰以及参数不确定性问题。首先设计了干扰观测器用于对外界干扰的估值。然后分析了飞行器的参数不确定性，进行飞行器参数自适应估值。接着针对近空间飞行器的内环姿态角的跟踪控制，选择积分滑模面从而设计了自适应积分滑模控制器。最后利用李雅谱诺夫稳定性理论进行控制器的稳定性证明。本发明专利技术可以保证闭环系统的全局稳定，并且使系统拥有良好的跟踪性能和鲁棒性能。

【技术实现步骤摘要】
一种近空间飞行器控制系统
本专利技术涉及航空航宇推进控制系统，尤其涉及一种近空间飞行器控制系统。
技术介绍
近空间飞行器所采用的推进动力是无需自带氧化剂的超声速燃烧冲压式发动机，气动布局为机体/发动机一体化设计。近空间飞行器的弹性机体与飞行推进系统之间存在很强的耦合性，飞行器模型的非线性特性十分严重，飞行过程具有快速时变性，近空间飞行器的气动特性变化剧烈，各种不确定性严重，传统的经典控制方法无法很好地满足飞行控制系统稳定性和强鲁棒性的性能要求。因此要保证飞行控制系统的实时性，鲁棒性和稳定性，对响应速度和控制精度提出了更高的要求，这极大地推动了先进的控制方法和控制理论关键技术的发展。近空间飞行器所处的飞行环境、自身复杂多变的气动特性对飞行控制系统的设计带来了很多技术上的难点。第一，飞行控制系统必须满足稳定性要求。大跨度飞行包络，严重的外界干扰，弹性形变、高温和低密度流效应等因素会严重影响系统的稳定性。第二，飞行控制系统必须满足鲁棒性要求。在高动压、高速环境下，各种外界干扰和内部参数变化要求飞行控制系统必须具有较强的鲁棒性。飞行器的所处大气环境复杂，使得飞行器异常敏感，时变性强，很容易产生基础结构失真和参数不确定性；第三，强耦合和非线性特点要求系统的协调控制。近空间飞行器多采用乘波体或升力体气动布局以保证机动飞行的大迎角姿态，采用机体/发动机一体化设计可以保证高速飞行时不解体。第四，实时性要求。在高速飞行时，飞行参数具有激烈快时变的特征，而气动舵面的控制效果反而锐减，系统反应时间加长，会出现控制延时问题。在控制器设计时要充分考虑机翼变形的实时性，控制算法的复杂度，要避免控制参数过多，提高算法的运行速度。第五，要满足约束条件。飞行控制系统在保证控制精度的同时，还要满足一些约束条件，例如执行机构的饱和约束、迎角和侧滑角约束，在爬升和再入返回段的热流约束、为保证机体结构强度而设置的动压约束和过载约束等。增益预置控制方法在控制系统设计中的应用比较成熟并取得了一定的成果，当非线性系统变化范围较大时，采用这种方法需要设计多个平衡点，整个控制器的稳定性难以得到保证。在高超声速飞行器大迎角和高机动状态下，飞行状态呈现强非线性和高耦合性，增益预置方法无法满足性能指标的要求。动态逆控制方法通过被控对象非线性耦合特性的准确建模，在线构成非线性耦合时变控制器，以抵消对象的非线性耦合时变特性，使系统成为伪线性系统。但是动态逆方法对建模误差敏感，且通常情况下，非线性系统精确建模非常困难，一旦建模与实际系统有差别，非线性耦合特性的对消就会有影响，导致控制性能的恶化，不能保证鲁棒性。反步法是一种针对不确定系统的系统化控制器设计方法。该方法放宽了系统的非线性与不确定性的约束条件，但由于复杂的虚拟控制律求导过程使计算量膨胀，控制器较难实现。μ综合控制和H∞最优控制对于解决引入结构或参数不确定性的飞行控制器设计问题，可以得到量化的鲁棒性能，并能保障系统的稳定性。但当参数不确定性过大时，两种方法并不能满足严格的控制要求。滑模控制方法通过设计不连续的控制器，迫使系统产生滑动运动模态，一旦系统进行滑动模态，系统将对不确定性和干扰具有完全不变性。然而，实际系统由于切换装置不可避免地存在惯性，变结构系统在不同的控制逻辑中来回切换将导致实际滑动模态不是准确地发生在切换面上，容易引起系统的剧烈抖动，不能保证系统的鲁棒性。综上可知，对于近空间飞行器具有不确定性和未知干扰时，上述单一的控制技术均难以达到较好的控制效果。
技术实现思路
专利技术目的：为克服现有技术不足，本专利技术提供一种基于干扰观测器的近空间飞行器自适应积分滑模控制系统，可有效解决在近空间飞行器存在干扰及参数不确定的情况下如何进行飞行控制的问题。技术方案：本专利技术所述的基于干扰观测器的近空间飞行器自适应积分滑模控制系统，用于生成近空间飞行器的控制输入量u，使近空间飞行器的俯仰角θ可以快速稳定地跟踪指令信号θcmd；其特征在于，所述控制系统包括积分滑模面确定器、干扰观测器、自适应参数辨识器和积分滑模控制器；所述干扰观测器用于观测干扰误差值所述自适应参数辨识器用于辨识第一自适应参数辨识误差值和第二自适应参数辨识误差值其中所述积分滑模面确定器用于基于所述指令信号θcmd和所述俯仰角θ来确定积分滑模面S；其中所述干扰观测器还用于基于所述积分滑模面S以及此次采样时间内的和来更新干扰观测值其中所述自适应参数辨识器还用于基于所述积分滑模面S以及此次采样时间内的和来更新第一自适应参数辨识值和第二自适应参数辨识值其中所述积分滑模控制器用于基于所述积分滑模面S、经更新的和以及所述指令信号θcmd来计算所述控制输入量u；其中此次采样时间内的为上一采样时间内的与实际干扰值d之差，且此次采样时间内的和分别为上一采样时间内的和与第一实际自适应参数值θf和第二实际自适应参数值θg之差。进一步地，所述近空间飞行器的纵向姿态模型由以下式子表征：其中，θ为飞行俯仰角，q为俯仰角速率，y为飞行器的输出量，f+gδe是已知常数，所述干扰值d是未知非线性函数。Δf与Δgδe分别写成以下形式：其中，是关于状态量的已知函数，是关于所述控制输入量u的已知函数，所述第一实际自适应参数值θf与第二实际自适应参数值θg均是未知参数。进一步地，所述干扰观测器基于以下式子来更新所述干扰观测值其中l(q)为干扰观测器函数，且有l(q)＝q。进一步地，所述自适应参数辨识器基于以下式子更新第一和第二自适应参数辨识值和其中，是关于状态量的已知函数，是关于所述控制输入量u的已知函数，为符号函数。进一步地，所述积分滑模控制器基于以下式子计算所述控制输入量u：其中，g为和所述控制输入量u有关的已知量，是关于状态量x的已知函数，是关于所述控制输入量u的已知函数，λ、k1、k2是均为常数。有益效果：本专利技术的控制系统由于采用上述技术方案，相对现有技术具有以下有益效果：(1)稳定性好。由于干扰观测器可以观测出未知干扰，因而可以有效地减少外界干扰对控制系统的影响，有效地保证系统的全局稳定性。(2)较好的跟踪性能和鲁棒性能。当飞行器存在干扰或参数不确定情况下，自适应估计能有效抵消参数不确定对系统的影响，使得近空间飞行器能快速有效的响应跟踪信号，从而使该系统具有较好的跟踪性能和鲁棒性能；此外，积分滑模控制方法是一种非线性控制方法，引入积分项可抑制稳态误差和增加鲁棒性。附图说明图1为本专利技术控制系统的结构原理示意图；图2为本专利技术控制系统的俯仰角跟踪响应曲线。具体实施方案下面结合附图对本专利技术的技术方案进行详细说明，实施方式提及的内容并非对本专利技术的限定。本专利技术针对近空间飞行器的特点，通过状态反馈输出跟踪模型参考自适应控制系统设计方法设计出一种基于干扰观测器的近空间飞行器自适应积分滑模控制系统，用于生成近空间飞行器的控制输入量u，使近空间飞行器的俯仰角θ可以快速稳定的跟踪指令信号θcmd，从而解决了近空间可变翼飞行器在小翼切换过程中参数不确定和参数实变的飞行控制问题。如图1，本专利技术的近空间飞行器控制系统包括积分滑模面确定器、干扰观测器、自适应参数辨识器和积分滑模控制器。所述干扰观测器用于观测干扰误差值且所述自适应参数辨识器用于辨识第一自适应参数辨识误差值和第二自适应参数辨识误差值所述积分滑模面本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种近空间飞行器控制系统，用于生成近空间飞行器的控制输入量u，使近空间飞行器的俯仰角θ可以快速稳定地跟踪指令信号θcmd；其特征在于，所述控制系统包括积分滑模面确定器、干扰观测器、自适应参数辨识器和积分滑模控制器；所述干扰观测器用于观测干扰误差值

【技术特征摘要】
1.一种近空间飞行器控制系统，用于生成近空间飞行器的控制输入量u，使近空间飞行器的俯仰角θ可以快速稳定地跟踪指令信号θcmd；其特征在于，所述控制系统包括积分滑模面确定器、干扰观测器、自适应参数辨识器和积分滑模控制器；所述干扰观测器用于观测干扰误差值所述自适应参数辨识器用于辨识第一自适应参数辨识误差值和第二自适应参数辨识误差值其中所述积分滑模面确定器用于基于所述指令信号θcmd和所述俯仰角θ来确定积分滑模面S；其中所述干扰观测器还用于基于所述积分滑模面S以及此次采样时间内的和来更新干扰观测值其中所述自适应参数辨识器还用于基于所述积分滑模面S以及此次采样时间内的和来更新第一自适应参数辨识值和第二自适应参数辨识值其中所述积分滑模控制器用于基于所述积分滑模面S、经更新的和以及所述指令信号θcmd来计算所述控制输入量u；其中此次采样时间内的为上一采样时间内的与未知的干扰值d之差，且此次采样时间内的和分别为上一采样时间内的和与未知的第一自适应参数值θf和第二自适应参数值θg之差。2.根据权利要求1所述的近空间飞行器控制系统，其特征在于，所述近空间飞行器的纵向姿态模型由以下式子表征：其中，θ为飞行俯仰角，q为俯仰角速率，y为飞行器的输出量，f+gδe是已知常数，所述干扰值d是未知非线性函数，Δf与Δgδe分别写成以下形式：其中，是关于状态量的已知函数，是关于所述控制输入量u的已知函数，所述第一实际自适应参数值θf与第二实际自适应参数值θg均是未知参数。3.根据权利要求1所述的近空间飞行器控制系统，其特征在于，所述干扰观测器基于以下式子来更新所述干扰观测值

【专利技术属性】
技术研发人员：杨政，蒋烁莹，余朝军，甄子洋，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32