一种非最小相位高超声速飞行器控制方法技术

一种非最小相位高超声速飞行器控制方法，步骤如下：(1)选择航迹角γ和俯仰角速度Q作为被控输出，设计被控输出高度h，速度V，俯仰角速度Q的参考轨迹；(2)设计航迹角γ的参考轨迹；(3)在当前控制周期的初始时刻，通过量测得到高超声速飞行器的状态量：速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q，攻角α，高度h；(4)得到状态偏差所述的状态偏差满足动态方程(5)估计步骤(4)的未知矩阵；(6)设计控制律k<0，为常数；利用该控制律得到当前控制周期的控制指令；根据上述控制指令对飞行器进行控制，进入下一控制周期转步骤(2)循环执行。

【技术实现步骤摘要】
一种非最小相位高超声速飞行器控制方法
本专利技术属航空航天领域，涉及一种非最小相位高超声速飞行器控制方法。
技术介绍
吸气式高超声速飞行器飞行速度高，受到各军事大国的普遍关注。由于大多采用“机身—发动机一体化”设计技术，以及复杂的飞行环境，导致飞行器的动力学具有强耦合、强非线性、强不确定性等特点。由于飞行器自身结构的特殊性和大气气流的不确定性，在飞行器升降舵与气动力之间存在耦合，使得飞行器呈现非最小相位特性。这些特点对它的控制律设计带来很大困难。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：提供了一种非最小相位高超声速飞行器的控制方法，该方法能够在一定程度上解决非最小相位不确定高超声速飞行器的控制问题。本专利技术的技术解决方案是：一种非最小相位高超声速飞行器控制方法，步骤如下：(1)选择航迹角γ和俯仰角速度Q作为被控输出，根据高超声速飞行器在巡航飞行阶段航迹角γ和俯仰角速度Q最终状态为0，设计被控输出高度h，速度V，俯仰角速度Q的参考轨迹；(2)根据步骤(1)设计的参考轨迹，设计航迹角γ的参考轨迹；(3)在当前控制周期的初始时刻，通过量测得到高超声速飞行器的状态量：速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q，攻角α，高度h；(4)以步骤(3)给出量测得到的状态量速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q分别对应减去步骤(1)(2)设计的参考轨迹，得到状态偏差所述的状态偏差满足动态方程其中，u＝[Φδeδc]T；α表示攻角，为动压，S,zT分别表示飞行器的参考面积，弦长和推力力臂，βi,i＝1,2,…,8,表示气动系数m,Iyy分别为飞行器的质量和飞行器沿纵轴的转动惯量；为G中的不确定参数取标称值时的矩阵，所述的不确定参数包括气动系数和空气密度；Φ,δe,δc分别表示燃气比，升降舵偏角和鸭翼偏角，为系统输入，为控制量，初值为0；(5)以步骤(3)量测的状态量和上一控制周期求取的系统输入为输入，估计步骤(4)的未知矩阵将记为的估计值；(6)设计控制律k<0，为常数；利用该控制律得到当前控制周期的控制指令：燃气比，升降舵偏角和鸭翼偏角；根据上述控制指令对飞行器进行控制，进入下一控制周期转步骤(2)循环执行。本专利技术与现有技术相比有益效果为：(1)这里提出一种非小相位高超声速飞行器的控制方法。首先通过选择被控输出，实现了高超声速飞行器动力学的精确反馈线性化。但是内动态是非最小相位的，因此不能直接采用反馈线性化方法进行控制；并且由于存在不确定性，无法求出内动态的跟踪目标，因此难以对内动态进行跟踪控制。我们进一步通过设计自适应鲁棒控制方法，使得外动态是指数稳定的，结合动力学的特点，实现了内动态的有界性。本专利技术在一定程度上解决了非最小相位不确定高超声速飞行器的跟踪控制问题。(2)本专利技术考虑三输入二输出(输入为燃气比Φ，升降舵偏角δe、鸭翼偏角δc；输出为速度V、高度h)的非线性高超声速飞行器动力学，通过选择被控输出，实现了动力学的精确反馈线性化。(3)本专利技术使得被控对象动力学可以转化为三输入三输出的形式，通过控制律设计可以直接求取三个控制输入，避免了控制分配，简化了设计。(4)本专利技术考虑带有不确定性的非线性高超声速飞行器动力学，通过设计自适应鲁棒控制方法，克服了不确定性的影响。(5)利用高超声速飞行器作为仿真对象，设计了非最小相位高超声速飞行器的控制方法，实现了有效控制。。附图说明图1为本专利技术方法流程图。具体实施方式下面结合附图对本专利技术做详细说明，图1为本专利技术方法的流程框图。本专利技术包括如下7个步骤：在高超声速飞行器的每个控制周期计算控制指令：燃气比Φ，升降舵偏角δe、鸭翼偏角δc，通过步骤(1)-步骤(7)实现。步骤(1)选择被控输出：航迹角γ和俯仰角速度Q，联合系统的被控输出V，使得公式(1)的前四个方程是三输入三输出的，输入为燃气比Φ，升降舵偏角δe、鸭翼偏角δc，从而可以采用反馈线性化技术进行设计。本专利技术中，考虑吸气式高超声速飞行器纵向通道模型如下：式中：V,γ,θ,Q,h分别表示飞行器纵向速度，航迹角，俯仰角，俯仰角速度和高度；m,g,Iyy分别为飞行器的质量，重力加速度和飞行器沿纵轴的转动惯量；T,L,D,M分别表示发动机的推力，升力，阻力和俯仰力矩；系统的被控输出为V和h。经过曲线拟合，表达式如下：其中，α表示攻角，为动压，S,zT分别表示飞行器的参考面积，弦长和推力力臂，ρ表示空气密度，Φ,δe,δc分别表示燃气比，升降舵偏角和鸭翼偏角，为系统输入，为控制量；βi,i＝1,2,…,8,表示气动系数。我们的控制目标是，针对不确定非最小相位高超声速飞行器方程(1)，设计控制律，使得速度和高度到达希望的状态V*,h*，并且全部状态有界。方程(1)的不确定性包括气动系数和空气密度不确定性。飞行器在巡航飞行阶段航迹角γ和俯仰角速度Q最终希望达到的状态是0，是已知的。因此，除了系统被控输出高度h和速度V以外，我们可以进一步选择航迹角γ和俯仰角速度Q作为被控输出，使得方程(1)的前四个方程是三输入三输出的，从而可以采用反馈线性化技术进行设计。步骤(2)设计被控输出高度h，速度V，俯仰角速度Q的参考轨迹。为了实现跟踪控制，我们设计高度h，速度V，俯仰角速度Q，航迹角γ的参考轨迹，其中航迹角γ的参考轨迹在步骤(4)中进行设计。我们用href表示高度参考轨迹，选取如下：易见，href→h*,t→∞，其中，h0表示高度的初始值，t表示时间。假设飞行器按照常动压飞行。由动压关系式和(ρ0为海平面空气密度，hs为一常数)可得和进一步可得速度参考轨迹Vref：其中V0表示速度的初始值。通过对(3)式积分可得速度终值俯仰角参考轨迹Qref取为指数收敛轨迹：其中Q0表示俯仰角速度的初始值。步骤(3)在当前控制周期的初始时刻，通过量测得到状态量：速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q，攻角α，高度h。步骤(4)针对高度动力学，以步骤(2)所设计的参考轨迹和步骤(3)所测量的高度h为输入，设计航迹角γ的参考轨迹。航迹角参考轨迹γref选取为：其中步骤(5)以步骤(3)给出的量测量减去步骤(2)和(4)设计的参考轨迹，得到状态偏差。由方程(1)可得，状态偏差满足如下动态方程：其中，F＝[fVfγfQ]，进一步，我们记方程(6)为：其中，为G中的不确定参数(气动系数和空气密度)取标称值时的矩阵，记和的第i行分别为和i＝1,2,3。步骤(6)以步骤(5)给出的状态偏差和上一控制周期求出的输入Φ,δe,δc为输入(初值取0)，设计估计器估计步骤(5)的未知矩阵F，使得当t→∞时，指数趋于0，其中为的估计值。本专利技术中，估计器可以选取为高增益观测器，干扰观测器和扩张状态观测器。这里给出扩张状态观测器设计方法，其他方法可以类似设计。假设的第ji阶导数为0。由此假设，我们设计ji+1阶扩张状态观测器：其中，βik,k＝1,2,…,ji+1,选取为使得为Hurwitz多项式。则的估计量为zi2，记i＝1,2,3。则有：当t→∞时，指数趋于0。记步骤(7)以步骤(3)，步骤(5)和步骤(6)给出的量测状态、状态偏差和未知矩阵估计量为输入，设计控制律，求取系统输入燃气比Φ，升降舵偏角δe、鸭翼偏角δc。控制律设计为：其中k<0，为常数。把式(8)代入式(7)可得闭环系统为：由指数趋于本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种非最小相位高超声速飞行器控制方法，其特征在于步骤如下：(1)选择航迹角γ和俯仰角速度Q作为被控输出，根据高超声速飞行器在巡航飞行阶段航迹角γ和俯仰角速度Q最终状态为0，设计被控输出高度h，速度V，俯仰角速度Q的参考轨迹；(2)根据步骤(1)设计的参考轨迹，设计航迹角γ的参考轨迹；(3)在当前控制周期的初始时刻，通过量测得到高超声速飞行器的状态量：速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q，攻角α，高度h；(4)以步骤(3)给出量测得到的状态量速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q分别对应减去步骤(1)(2)设计的参考轨迹，得到状态偏差所述的状态偏差满足动态方程其中，G=gV1gV2gV3gγ1gγ2gγ3gQ1gQ2gQ3,]]>u＝[Φ δe δc]T；gV1=1m(β1α3+β3α2+β5α+β7)cosα,gV2=-1mq‾SCDδe,gV3=-1mq‾SCDδc]]>gγ1=1mV(β1&alpha;3+β3α2+β5α+β7)sinα,gγ2=1mVq‾SCLδe,gγ3=1mVq‾SCLδc]]>gQ1=zTIyy(β1α3+β3α2+β5α+β7),gQ2=1Iyyq‾Sc‾Ce,gQ3=1Iyyq‾Sc‾Cc]]>α表示攻角，为动压，S,zT分别表示飞行器的参考面积，弦长和推力力臂，βi,i＝1,2,…,8,j＝L、D、M,α,k＝0,α,α2,δe,δc,Ce,Cc表示气动系数。m,Iyy分别为飞行器的质量和飞行器沿纵轴的转动惯量；为G中的不确定参数取标称值时的矩阵，所述的不确定参数包括气动系数和空气密度；Φ,δe,δc分别表示燃气比，升降舵偏角和鸭翼偏角，为系统输入，为控制量，初值为0；(5)以步骤(3)量测的状态量和上一控制周期求取的系统输入为输入，估计步骤(4)的未知矩阵将记为的估计值；(6)设计控制律k<0，为常数；利用该控制律得到当前控制周期的控制指令：燃气比，升降舵偏角和鸭翼偏角；根据上述控制指令对飞行器进行控制，进入下一控制周期转步骤(2)循环执行。...

【技术特征摘要】
1.一种非最小相位高超声速飞行器控制方法，其特征在于步骤如下：(1)选择航迹角γ和俯仰角速度Q作为被控输出，根据高超声速飞行器在巡航飞行阶段航迹角γ和俯仰角速度Q最终状态为0，设计被控输出高度h，速度V，俯仰角速度Q的参考轨迹；(2)根据步骤(1)设计的参考轨迹，设计航迹角γ的参考轨迹；(3)在当前控制周期的初始时刻，通过量测得到高超声速飞行器的状态量：速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q，攻角α，高度h；(4)以步骤(3)给出量测得到的状态量速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q分别对应减去步骤(1)(2)设计的参考轨迹，得到状态偏差所述的状态偏差满足动态方程其中，u＝[Φδeδc]T；

【专利技术属性】
技术研发人员：孟斌，李公军，姜甜甜，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11