高超声速机动飞行抗舵面饱和鲁棒控制方法技术

本发明专利技术公开了一种高超声速机动飞行抗舵面饱和鲁棒控制方法，属于航空航天技术领域的飞行控制方法。本发明专利技术的目的是为了解决高超声速机动飞行过程中，由于操纵舵面幅值饱和与复合干扰致使高超声速飞行器(HSV)控制系统性能变差，而提供的一种抗饱和鲁棒控制方法设计。本方法提出了一种新的抗饱和辅助设计系统，该系统阶数与姿态控制系统同阶，不仅适用于SISO系统也可适用于MIMO系统。将该辅助系统变量引入到反步法误差变量中，应用反步法思想设计了HSV机动飞行控制律，保证了系统闭环稳定。另外，本发明专利技术提出一种基于混合型跟踪微分器的干扰观测器(HTDDO)对复合干扰进行跟踪逼近，并设计补偿控制律。

【技术实现步骤摘要】
高超声速机动飞行抗舵面饱和鲁棒控制方法
：本专利技术涉及一种航空航天
的飞行控制方法，具体说是高超声速机动飞行抗舵面饱和鲁棒控制方法，尤其适用于高超声速机动飞行时存在操纵舵面饱和及复合干扰情况下的飞行控制方法。
技术介绍
：高超声飞行器(HypersonicVehicles，HSV)是指飞行速度在5马赫以上的飞行器，其主要活跃于距地面20km至100km的空域。HSV由于飞行包络大、飞行环境复杂、高机动、多任务模式等特点，不可避免存在着内部结构和气动参数引起的不确定以及外界环境导致的干扰，而且近空间区域飞行时，各状态变量高度耦合，被控对象呈现出强烈的非线性动态特性。这些因素会增加姿态控制算法设计的难度，如采用经典的线性控制方法则会造成控制精度下降甚至系统失稳。因此，设计一个强鲁棒的非线性控制方法研究成为了HSV飞行控制的一个研究热点。HSV的机动是指HSV在一定时间内改变飞行状态(高度、速度大小和飞行方向)的过程，目前主要研究加减速、跃升、俯冲等纵向以及转弯、盘旋等横向常规机动动作。为完成这些机动动作，须对飞行状态尤其是攻角、侧滑角、滚转角速度等状态量施加指令性约束要求；另外，HSV飞行空域大气稀薄，舵面偏转易于饱和。当执行器发生饱和时，控制器的输出信号进一步增大，执行器对被控对象的输入却不能增大，结果是控制器的输出与系统的实际控制输入不一致，这必将导致控制系统性能下降，甚至失稳，造成严重后果。所以，为了保证HSV机动飞行的稳定性，抗舵面饱和是机动飞行控制方法设计中首当其冲要解决的问题。由于HSV独特的飞行空域，其机动飞行存在模型参数不确定和外部大力矩扰动，机动飞行控制系统必须具有强鲁棒的镇定能力。虽然实验室通过风洞实验取得了高超声速飞行条件下样机模拟飞行的气动参数，但事实上，近空间飞行环境复杂，真实飞行环境下存在的各种各样的未知因素还没有掌握，所以飞行器模型与实际飞行器之间存在着结构和参数上的不确定性。所以HSV机动飞行过程中，抗干扰也是机动飞行控制方法需要解决的重要问题。如果系统的不确定干扰项都能被准确地估计出来，就可以设计控制器对干扰进行补偿，从而提高系统的鲁棒性，所以国内外学者对干扰观测器已进行了大量的研究，而基于跟踪微分器的干扰观测器对不确定干扰项逼近跟踪能力较优，BuXW,WuXY,ChenYX,etal.Designofaclassofnewnonlineardisturbanceobserversbasedontrackingdifferentiatorsforuncertaindynamicsystems[J].InternationalJournalofControlAutomation&Systems,2015,13(3):595-602.该论文中罗列了目前基于跟踪微分器的干扰观测器的各种形式，而且做出了对比分析。考虑到混合跟踪微分器是基于奇异摄动原理设计的微分器，全程收敛性快，而且能避免抖振现象发生，所以该专利技术提出了一种基于混合微分器设计干扰观测器，其逼近跟踪能力良好。挪威科技大学的JingZhou教授(Zhou,J.,Wen,C.:Robustadaptivecontrolofuncertainnonlinearsystemsinthepresenceofinputsaturation.In:Proceedingsof14thIFACSymposiumonSystemIdentification,Newcastle,Australia(2006))针对单输入单输出系统模型提出了一种抗饱和辅助系统，抗饱和效果良好，但只能适用于SISO系统，而且控制对象模型形式也与HSV的模型形式不一样。本专利技术受该抗饱和辅助系统的启发，设计了一种适用于HSV机动飞行的抗舵面饱和辅助控制系统。
技术实现思路
：本专利技术着力针对HSV在近空间机动飞行时操纵舵面易于饱和，外部干扰大的实际控制问题。为解决操纵舵面饱和问题，提出了一种新的抗饱和辅助控制系统，并引入到HSV机动飞行控制方法中。该方法能够保证闭环系统全局渐进稳定，并且跟踪误差明确可控。针对飞行器所受复合干扰，提出一种基于混合跟踪微分器的非线性干扰观测器(HTDDO)对干扰进行跟踪逼近，并设计补偿控制律抑制干扰影响。HTDDO跟踪逼近效果良好。本专利技术采用如下技术方案：一种高超声速机动飞行抗舵面饱和鲁棒控制方法，包括以下步骤：(1)将圆球形大地假设条件下的HSV运动方程转化为用于机动飞行控制律设计的包含舵面幅值受限的仿射非线性方程，其中包括轨迹回路仿射非线性方程、姿态慢回路仿射非线性方程和姿态快回路仿射非线性方程；(2)针对步骤(1)中所构建的HSV轨迹回路仿射非线性方程，根据机动飞行指令信号，利用反步法设计高超声速飞行轨迹回路控制律；(3)针对步骤(1)中所构建的HSV姿态慢回路和快回路仿射非线性方程的复合干扰项，分别设计基于混合型跟踪微分器的干扰观测器(HTDDO)对复合干扰项进行逼近；(4)针对步骤(1)中所构建的HSV姿态快回路和慢回路两组仿射非线性方程，设计与系统同阶的抗饱和辅助控制系统；(5)将步骤(2)中所设计的辅助控制系统变量引入到反步法中的误差变量中，应用反步法设计思想，推导考虑舵面幅值饱和的姿态控制律。进一步地，上述步骤(1)中的HSV机动飞行三组仿射非线性方程的形式如下：A、轨迹回路仿射非线性方程其中，P＝[χ,γ]T为航迹控制向量，χ,γ分别为航迹方位角与航迹倾角；fv＝[fχ,fγ]T为轨迹控制回路状态量的非线性函数，gv为轨迹回路控制增益矩阵，具体表达式如下：这里uv＝[CLαsinσCLαcosσ]T是轨迹回路的控制向量；为动压，S为机翼有效参考面积，m为飞行器质量，V为空速，γ为航迹倾角，R为飞行器到地心的距离，χ为航迹方位角，δ为纬度，ωE为地球旋转角速度；B、姿态慢回路仿射非线性方程其中，Ω＝[α,β,σ]T姿态慢回路气流姿态角向量，α,β,σ分别为攻角、侧滑角和航迹滚转角；ωc＝[pc,qc,rc]T是姿态快回路的角速率跟踪信号，p,q,r分别为俯仰、滚转和偏航角速率；ds∈R3为姿态慢回路的复合干扰误差；fs＝[fα,fβ,fσ]T为姿态慢回路状态向量非线性函数，gs为姿态慢回路控制增益矩阵，具体表达式如下：这里，CL,a为基本升力系数，CC,β为基本侧力系数；C、姿态快回路仿射非线性方程其中，ω＝[p,q,r]T为姿态快回路角速率向量；δc＝[δe,δa,δr]T是气动舵面偏转角，δe,δa,δr分别为左、右副翼升降舵和方向舵的偏转角；sat(δc)是舵面幅值饱和之后的实际舵面偏转量，它是姿控系统的最终控制量；df∈R3为姿态快回路的复合干扰误差；ff＝[fp,fq,fr]T为姿态快回路状态向量非线性函数，gf为姿态快回路控制增益矩阵，具体表达式为：这里，Ix,Iy,Iz分别为绕x,y,z轴的转动惯量；b为翼展；c为平均气动弦长；Xcg为质心与焦点之间的距离，为飞行器气动参数。进一步地，所述步骤(3)中针对姿态慢回路和快回路的复合干扰项，设计的HTDDO形式为：姿态慢回路HTDDO:姿态快回路HTDDO：其中f(x1,x2)函数具体形式为：sig(x)a＝sgn(x)|x|asgn(x)本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种高超声速机动飞行抗舵面饱和鲁棒控制方法，其特征在于：包括以下步骤(1)将圆球形大地假设条件下的HSV运动方程转化为用于机动飞行控制律设计的包含舵面幅值受限的仿射非线性方程，其中包括轨迹回路仿射非线性方程、姿态慢回路仿射非线性方程和姿态快回路仿射非线性方程；(2)针对步骤(1)中所构建的HSV轨迹回路仿射非线性方程，根据机动飞行指令信号，利用反步法设计高超声速飞行轨迹回路控制律；(3)针对步骤(1)中所构建的HSV姿态慢回路和快回路仿射非线性方程的复合干扰项，分别设计基于混合型跟踪微分器的干扰观测器对复合干扰项进行逼近；(4)针对步骤(1)中所构建的HSV姿态快回路和慢回路两组仿射非线性方程，设计与系统同阶的抗饱和辅助控制系统；(5)将步骤(2)中所设计的辅助控制系统变量引入到反步法中的误差变量中，应用反步法设计思想，设计考虑舵面幅值饱和的姿态控制律。

【技术特征摘要】
1.一种高超声速机动飞行抗舵面饱和鲁棒控制方法，其特征在于：包括以下步骤(1)将圆球形大地假设条件下的HSV运动方程转化为用于机动飞行控制律设计的包含舵面幅值受限的仿射非线性方程，其中包括轨迹回路仿射非线性方程、姿态慢回路仿射非线性方程和姿态快回路仿射非线性方程；(2)针对步骤(1)中所构建的HSV轨迹回路仿射非线性方程，根据机动飞行指令信号，利用反步法设计高超声速飞行轨迹回路控制律；(3)针对步骤(1)中所构建的HSV姿态慢回路和快回路仿射非线性方程的复合干扰项，分别设计基于混合型跟踪微分器的干扰观测器对复合干扰项进行逼近；(4)针对步骤(1)中所构建的HSV姿态快回路和慢回路两组仿射非线性方程，设计与系统同阶的抗饱和辅助控制系统；(5)将步骤(2)中所设计的辅助控制系统变量引入到反步法中的误差变量中，应用反步法设计思想，设计考虑舵面幅值饱和的姿态控制律。2.根据权利要求1所述的高超声速机动飞行抗舵面饱和鲁棒控制方法，其特征在于：上述步骤(1)中的HSV机动飞行三组仿射非线性方程的形式如下：A、轨迹回路仿射非线性方程其中，P＝[χ,γ]T为航迹控制向量，χ,γ分别为航迹方位角与航迹倾角；fv＝[fχ,fγ]T为轨迹控制回路状态量的非线性函数，gv为轨迹回路控制增益矩阵，具体表达式如下：这里uv＝[CLαsinσCLαcosσ]T是轨迹回路的控制向量；为动压，S为机翼有效参考面积，m为飞行器质量，V为空速，γ为航迹倾角，R为飞行器到地心的距离，χ为航迹方位角，δ为纬度，ωE为地球旋转角速度；B、姿态慢回路仿射非线性方程其中，Ω＝[α,β,σ]T姿态慢回路气流姿态角向量，α,β,σ分别为攻角、侧滑角和航迹滚转角；ωc＝[pc,qc,rc]T是姿态快回路的角速率跟踪信号，p,q,r分别为俯仰、滚转和偏航角速率；ds∈R3为姿态慢回路的复合干扰误差；fs＝[fα,fβ,fσ]T为姿态慢回路状态向量非线性函数，gs为姿态慢回路控制增益矩阵，具体表达式如下：这里，CL,a为基本升力系数，CC,β为基本侧力系数；C、姿态快回路仿射...

【专利技术属性】
技术研发人员：张鹏，都延丽，孙萍，项凯，
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