基于耦合分析的高超声速飞行器姿态协调控制方法技术

本发明专利技术公开了基于耦合分析的高超声速飞行器姿态协调控制方法,包括如下步骤：步骤1），对高超声速飞行器姿态系统数学模型进行耦合分析，步骤2），姿态协调控制器设计，分别设计了姿态角协调控制器和姿态角速率协调控制器。本发明专利技术能有效提高姿态系统的可控性和高超声速飞行器的机动性，应用效果好。

Attitude coordination control method for hypersonic vehicle based on coupling analysis

The invention discloses a coordinated control method of coupling analysis of hypersonic vehicle based on attitude, which comprises the following steps: Step 1), the coupling analysis of the hypersonic vehicle attitude system mathematical model, step 2), coordinated attitude controller design, design attitude angle and angular rate coordination controller coordinated controller. The invention can effectively improve the controllability of the attitude system and the maneuverability of the hypersonic vehicle, and the application effect is good.

【技术实现步骤摘要】
基于耦合分析的高超声速飞行器姿态协调控制方法
本专利技术涉及基于耦合分析的高超声速飞行器姿态协调控制方法，属于

技术介绍
姿态控制是高超声速飞行器(HFV)飞行控制中的重要一环，其在确保HFV稳定以及实现轨迹跟踪过程中起着首要的作用。然而，由于在高超声速飞行过程中存在强烈耦合、复杂非线性、气动舵面作动幅度与发动机推力受限以及有限的负载能力等问题给高超声速飞行器的姿态控制带来极大的挑战。近来年，在高超声速飞行器的姿态控制方面取得了众多有价值的研究成果，这些研究主要集中在三个方面。最初是基于精确数学模型的姿态控制问题研究。有学者基于最优动态逆(ODI)和扩展卡尔曼滤波器(EKF)，提出了一种非线性最优控制器用于可重复使用的运载火箭(RLV)姿态控制。也有人为X-33设计了一种基于反馈线性化的在线神经网络自适应控制律，并在其中考虑到了执行机构受限问题。然而，动态逆和反馈线性化方法严重依赖于模型的准确性，因此在模型不确定性和外部干扰等因素作用下很难保证良好的控制性能。随后,为了应对上述方法的缺陷，线性鲁棒被用于高超声速飞行器的姿态控制。虽然该方法可以有效的提高系统的鲁棒性，但是系统线性化过程可能会为高超声速飞行器系统带来较大的模型误差和不确定性。最终，为了解决存在于高超声速飞行器中的强非线性问题和未知的不确定性问题来提高飞行控制器性能，非线性鲁棒控制方法被用于高超声速飞行控制系统设计。国内外学者运用非线性鲁棒方法产生了丰富的研究成果，这些研究成果极大地推动了高超声速飞行控制技术的发展。然而，不难发现，在上述研究成果中虽然提到了高超声速飞行器的耦合问题，但是并没有提出一个有效的方案来解决这个问题。高超声速飞行器耦合的主要问题在于变量之间复杂的相互影响，这些影响让飞行动态特性表现的尤为复杂以至于所设计的控制器通常只考虑一个或者几个变量的变化而忽略了其他变量。有些时候耦合的影响在飞行控制器设计过程中是可以忽略的，但是对于高超声速飞行器的姿态系统来说这个问题可能是致命的，因为高超声速飞行中强耦合可能会导致对姿态系统动态的错误判断，从而得到一个性能不佳甚至失效的控制器。因此，通过对姿态系统耦合影响的精确分析设计一个控制器来协调变量之间的关系是非常重要的。幸运的是近年来一些学者已经开始对协调控制进行探索性研究。就高超声速推进系统而言，分别研究了燃烧室与进气道之间、推进系统与气动力矩或结构动态之间、若干集成模块之间的相互影响作用。有学者提出一个非线性的吸气式高超声速飞行器纵向模型，这个模型可以描述俯仰通道变量与加速度或结构动力之间的惯性耦合作用。显然，前人的不懈努力使得在高超声速飞行器的耦合问题研究方面取得了重大的研究成果，然而不足之处是其耦合分析大都停留在定性分析阶段，并没有一个精确的解析表达式，耦合分析结果很难应用于控制器设计，这使得其相应的控制器对于耦合的针对性不够强。因此，研究一种新的控制技术来处理高超声速飞行器的强耦合问题是很有必要的。
技术实现思路
为了解决上述存在的问题，本专利技术公开了一种基于耦合分析的高超声速飞行器姿态协调控制方法，首先，提出一个用数学方式描述姿态变量之间耦合关系的方案，获得耦合度矩阵来表示变量之间耦合的程度，然后，基于耦合度矩阵，应用滑模方法设计了姿态协调控制器，最后，仿真结果验证了该方法的有效性。试验表明，此控制算法效果较好，有良好的应用前景，其具体技术方案如下：基于耦合分析的高超声速飞行器姿态协调控制方法，包括如下步骤：步骤1)，对高超声速飞行器姿态系统数学模型进行耦合分析，首先进行耦合特性分析，以定性的角度认识姿态变量之间的耦合，然后对变量之间的耦合度进行定义，最后运用采样统计方法对高超声速姿态系统中的姿态角之间、姿态角速率之间、姿态角与姿态角速率之间以及姿态角速率与控制舵面之间进行耦合度分析，得到相应的耦合度矩阵；步骤2)，姿态协调控制器设计，分别设计了姿态角协调控制器和姿态角速率协调控制器。所述步骤1)的具体过程包括如下步骤：步骤1-1)，建立高超声速飞行器姿态系统数学模型；其中，Ω＝[α,β,μ]T分别为迎角、侧滑角、偏航角，ω＝[p,q,r]T为角速度矢量在机体坐标系上的三个分量，fs＝[fα,fβ,fμ]T，ff＝[fp,fq,fr]T分别为：其中，CL,α,分别为由α引起的升力系数，左、右升降副翼引起的升力增量系数。CY,β,分别为基本侧力系数，左、右升降副翼和方向舵引起的侧力增量系数。MV，γ,T分别为飞行器瞬时质量，动压，对空速度矢量，对地面轴系的倾斜角，发动机推力。分别为绕三轴的动量矩矢量。为惯性积。laero,maero,naero为气动力矩在机体坐标轴系的分解。δ＝[δe,δa,δr]T分别是左升降副翼舵、右升降副翼舵、方向舵。Gf为角速率回路控制输入系数矩阵。MC＝[lctrl,mctrl,nctrl]T分别是滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩，且MC＝Gf,δδ，其中，S,b,c,Xcg分别为机翼参考面积，翼展长度，平均气动弦长和质心距参考力矩中心的距离。分别为副翼舵、升降舵和方向舵引起的滚转力矩增量系数。分别为副翼舵、升降舵和方向舵引起的俯仰力矩增量系数。分别为副翼舵、升降舵和方向舵引起的偏航力矩增量系数。分别为副翼舵、升降舵和方向舵引起的阻力增量系数。步骤1-2)，对所建立的数学模型进行耦合特性分析；步骤1-3)，定义耦合度，考虑和ψi(i＝1,2,…,n)是一个系统的两个变量组，运用闭环采样统计方法，得到采样统计函数和λ(ψi)，λ(ψi)表示为的函数其中aij是描述对ψi影响程度的系数，E是采样点个数，ψik和分别是ψi和第k个采样点的值，和分别是ψi和的采样均值，同理，也能够表示为λ(ψi)的函数其中bji是描述ψi对影响程度的系数，和ψi之间的耦合度定义为ηij＝aij·bji；步骤1-4)，运用采样统计方法对高超声速姿态系统中的姿态角之间、姿态角速率之间、姿态角与姿态角速率之间以及姿态角速率与控制舵面之间进行耦合度分析，得到相应的耦合度矩阵，首先研究姿态角与姿态角速率之间耦合度，得到其中A∈R3×3是影响度矩阵，定义且(p,q,r)对(α,β,μ)的影响度矩阵表示为A＝FL+其中类似的，定义C＝Λ(ψ)(Λ(ψ))T且G＝FT，则(α,β,μ)对(p,q,r)的影响度矩阵表示为B＝GC+其中B∈R3×3，C+＝Λ(ψ)(((Λ(ψ))TΛ(ψ))2)-1(Λ(ψ))T，采样点个数E＝751，影响度矩阵A和B分别计算得到，定义Γ是(α,β,μ)和(p,q,r)之间的耦合度矩阵，则得到可见，耦合度矩阵Γ中所有的元素都是正的，α与q之间的耦合程度最强而α与p之间的耦合程度最弱，在耦合度矩阵的第二行，看出与β耦合程度最强的变量是r，其次是p，而在第三行中，(p，q，r)与μ的耦合程度很接近，按与μ的耦合程度从强到弱排列依次是p、q、r；同理，(α,β,μ)与(α,β,μ)之间的耦合度矩阵Π、(p,q,r)与(p,q,r)之间的耦合度矩阵Θ、(p,q,r)与(δe,δa,δr)之间的耦合度矩阵Ξ分别求得：所述步骤2)的具体过程包括如下步骤：步骤2-1)，设计姿态角协调控制器：因为δ对Ω的影响远小于ω对Ω的影响，所以Gs2δ被看作是系统不确定性d，本文档来自技高网...

【技术保护点】
基于耦合分析的高超声速飞行器姿态协调控制方法，其特征在于包括如下步骤：步骤1)，对高超声速飞行器姿态系统数学模型进行耦合分析，首先进行耦合特性分析，以定性的角度认识姿态变量之间的耦合，然后对变量之间的耦合度进行定义，最后运用采样统计方法对高超声速姿态系统中的姿态角之间、姿态角速率之间、姿态角与姿态角速率之间以及姿态角速率与控制舵面之间进行耦合度分析，得到相应的耦合度矩阵；步骤2)，姿态协调控制器设计，分别设计了姿态角协调控制器和姿态角速率协调控制器。

【技术特征摘要】
1.基于耦合分析的高超声速飞行器姿态协调控制方法，其特征在于包括如下步骤：步骤1)，对高超声速飞行器姿态系统数学模型进行耦合分析，首先进行耦合特性分析，以定性的角度认识姿态变量之间的耦合，然后对变量之间的耦合度进行定义，最后运用采样统计方法对高超声速姿态系统中的姿态角之间、姿态角速率之间、姿态角与姿态角速率之间以及姿态角速率与控制舵面之间进行耦合度分析，得到相应的耦合度矩阵；步骤2)，姿态协调控制器设计，分别设计了姿态角协调控制器和姿态角速率协调控制器。2.根据权利要求1所述的基于耦合分析的高超声速飞行器姿态协调控制方法，其特征在于所述述步骤1)的具体过程包括如下步骤：步骤1-1)，建立高超声速飞行器姿态系统数学模型；其中，Ω＝[α,β,μ]T分别为迎角、侧滑角、偏航角，ω＝[p,q,r]T为角速度矢量在机体坐标系上的三个分量，fs＝[fα,fβ,fμ]T，ff＝[fp,fq,fr]T分别为：1其中，CL,α,分别为由α引起的升力系数，左、右升降副翼引起的升力增量系数。CY,β,分别为基本侧力系数，左、右升降副翼和方向舵引起的侧力增量系数。M,V,γ,T分别为飞行器瞬时质量，动压，对空速度矢量，对地面轴系的倾斜角，发动机推力，分别为绕三轴的动量矩矢量，为惯性积，laero,maero,naero为气动力矩在机体坐标轴系的分解，δ＝[δe,δa,δr]T分别是左升降副翼舵、右升降副翼舵、方向舵，Gf为角速率回路控制输入系数矩阵，MC＝[lctrl,mctrl,nctrl]T分别是滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩，且MC＝Gf,δδ，2

【专利技术属性】
技术研发人员：王玉惠，甄武斌，应竣棫，吴庆宪，
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