基于协调因子的高超声速飞行器姿态运动协调控制方法技术

本发明专利技术公开了一种基于协调因子分析方法的高超声速飞行器姿态运动鲁棒协调控制方法，属于飞行器姿态控制领域。本方法首先针对飞行器姿态运动的强耦合问题，将姿态模型的耦合分解成角运动耦合、惯性耦合与舵面操纵耦合三种形式。其次，对以上三种耦合形式分别设计了三种协调因子。然后将姿态系统分为快回路与慢回路，并分别设计两个回路的鲁棒自适应控制器。最后将协调因子与鲁棒控制器结合起来推导协调力矩，将协调力矩分配到舵面，通过舵面偏转实现协调。本方法有效的提高了舵面的控制效率，尤其是舵面偏转次数减少，节约了能量。

Coordinated motion control of hypersonic vehicle based on coordination factor

The present paper discloses a robust coordinated control method for attitude motion of hypersonic vehicle based on coordination factor analysis method, which belongs to the field of aircraft attitude control. Firstly, the coupling of the attitude model is divided into three forms: angular motion coupling, inertial coupling and rudder control coupling. Secondly, three coordination factors are designed for the above three coupling forms. Then, the attitude system is divided into the fast loop and the slow loop, and the robust adaptive controller of the two loops is designed respectively. Finally, the coordination factor is combined with the robust controller to derive the coordination torque, and the coordinated torque is assigned to the rudder surface, and the coordination is achieved by the deflection of the rudder surface. This method can effectively improve the control efficiency of the rudder, especially the number of deflection of the rudder surface is reduced, and the energy is saved.

【技术实现步骤摘要】
基于协调因子的高超声速飞行器姿态运动协调控制方法
本专利技术公开了一种基于协调因子的高超声速飞行器姿态运动协调控制方法，属于航天器姿态控制

技术介绍
高超声速飞行器具有重要的军事战略意义，是21世纪天空作战的杀手锏武器。目前，高超声速飞行器的研究受到了世界各国的普遍重视。然而，由于快速和大跨度的飞行也给飞行器的控制带来了巨大的挑战。高超声速由于强耦合和强非线性的特点，目前成为研究的热点。近年来，在高超声速飞行器姿态运动控制方面取得了众多有价值的科研成果，针对飞行器姿态运动的强耦合问题，不少学者开展了相应的工作。有学者基于反馈线性化，采用神经网络自适应技术，提出了在线实时自适应姿态控制器。然而反馈线性化依靠系统模型的精确度，因此当模型不确定的时候难以保证控制精度。也有学者提出了最优动态逆控制的方法，并且应用到姿态控制中，然而对于系统存在外部干扰的时候，此方法难以保证良好的控制。随后，很多学者提出了非线性控制方法。其中包括将滑模方法用于飞行器控制，设计了基于单环和内环两种滑模控制器，研究表明滑模方法对参数不确定以及外界扰动具有较好的鲁棒性，但难以处理强耦合问题。随后，有一些学者采用分层控制思想，基于非线性方法处理高超声速姿态运动的强耦合问题，也有一些学者采用解耦的方法处理强耦合问题，其中包括采用奇异值摄动理论设计了内外环解耦控制器。上述方法虽然在一定成度上实现了姿态运动的协调，并为后续工作奠定了基础，但由于高超声速飞行器非线性动态的复杂性，这些成果为明确给出协调机制以主动环节、抑制、或利用耦合效应。高超声速飞行器姿态运动的强耦合主要问题体现在变量之间的相互影响，有一些耦合影响有利于飞行器的控制，有一些耦合的积累对飞行器的控制是致命的，长时间的耦合积累会导致飞行器姿态的失稳。基于以上分析，针对高超声速飞行器姿态运动的强耦合问题，有必要研究一种新的控制方法来处理此问题。
技术实现思路
为了克服现有的协调控制方法的不足，本专利技术提出了一种基于协调因子的高超声速飞行器姿态运动协调控制方法。首先，基于姿态系统的数学模型，将姿态运动间的耦合分解成角运动耦合、惯性耦合与舵面操纵耦合。然后对以上耦合形式分别设计协调因子，并将协调因子与设计的鲁棒控制器结合起来推导协调力矩，通过力矩分配成舵面偏转指令来实现协调。最后，通过仿真验证其有效性，证明此方法具有较好的应用前景。本专利技术为解决其技术问题采用如下技术方案：一种基于协调因子的高超声速飞行器姿态运动协调控制方法，包括如下步骤：步骤1)针对高超声速飞行器姿态模型进行耦合分析，将姿态运动间的强耦合问题分解成角运动耦合、惯性耦合、舵面操纵耦合三种形式；基于耦合三种形式，将对应的状态变量反馈到对应的舵面回路设计协调因子；步骤2)基于时标分离原则，将姿态系统分解成慢回路和快回路；基于滑模方法和投影映射方法分别设计慢回路鲁棒控制器和快回路鲁棒控制器；步骤3)将协调因子与鲁棒控制器结合起来推导协调力矩，利用舵面分配矩阵，将协调力矩分配成舵面指令，利用舵面的协调偏转实现姿态运动的协调。所述步骤1)的具体过程如下步骤：步骤1-1)，建立高超声速飞行器姿态系统数学模型；其中表示Ω的导数，Ω表示系统慢回路状态变量，Ω＝[α,β,μ]T，α,β,μ分别是攻角、侧滑角、滚转角；表示ω的导数，ω表示系统快回路状态变量，ω＝[p,q,r]T，p,q,r分别为滚转角速率、俯仰角速率、偏航角速率；Mc表示快回路力矩，Mc＝gfδu，其中gfδ∈R3×3是姿态系统快回路舵面分配矩阵，u＝[δe,δa,δr]T，其中δe,δa,δr分别为左升降舵副翼舵、右升降舵副翼舵、方向舵；fs＝[fα,fβ,fμ]T，ff＝[fp,fq,fr]T，其中，M,V分别为飞行器的质量和速度；q为动压；S,c,b分别为参考面积、参考长度、和参考宽度；CL,α为由攻角α引起的升力系数，CY,β为侧滑角β引起的侧立系数，g为地球引力系数，Cl,β，Cl,p，Cl.r为由β，p，r引起的升力系数，Cm,α，Cm,q为基本俯仰力矩系数和由q引起的俯仰力矩系数，CD,α为由攻角α引起的阻力系数，Cn,β,Cn,p,Cn,rr为由β，p，r引起的偏航力矩系数，Xcg为质心至参考力矩中心得距离，为快回路分配矩阵系数。Ixx为绕x轴惯性积，Iyy为绕y轴惯性积，Izz为绕z轴惯性积，为Ixx的导数，为Iyy的导数，为Izz的导数，fs，ff，gs，gf为姿态系统状态矩阵，laero，maero，naero表示三通道力矩；步骤1-2)对所建立的姿态系统模型进行耦合分析，将姿态姿态的耦合分解成姿态角运动耦合、惯性耦合、舵面操纵耦合，1)姿态角耦合模型：在步骤1-1)中所建立的姿态系统模型，姿态角的耦合关系描述为：其中分别表示为慢回路状态变量攻角、侧滑角与滚转角的姿态角耦合；2)惯性耦合在步骤1-1)所在建立的姿态系统模型中，惯性耦合描述为：其中fp，fq，fr表示快回路系统中由p，q，r引起的惯性耦合；3)舵面操纵耦合在步骤1-1)所建立的姿态系统模型中，舵面操纵耦合描述为：其中gl为滚转通道操纵耦合，gm为俯仰通道操纵耦合，gn为偏航通道耦合，分别为右升舵副翼舵和方向舵引起的滚转力矩系数，为右升降副翼舵引起的俯仰力矩系数，方向舵引起的俯仰力矩系数，为右升降副翼舵引起的偏航力矩系数，方向舵引起的偏航力矩系数；Gf,δ为舵面分配矩阵，分别为左升降舵引起的侧立系数、右升降舵副翼引起的侧力系数与方向舵引起的侧力系数，为左升降舵引起的偏航力矩系数、俯仰力矩系数、滚转力矩系数与阻力系数，为右升降舵副翼引起的阻力系数，为方向舵引起的阻力系数，为左升降舵引起升力系数，为方向舵引起的升力系数，为右升降舵副翼引起的偏航力矩系数，为方向舵引起的偏航力矩系数，为俯仰通道舵面分配矩阵参数，为偏航通道舵面分配矩阵参数，为滚转通道舵面分配矩阵参数；步骤1-3)协调因子的设计；对于步骤1-2)中的1)姿态角耦合，置为0，表示为psina-rcosα＝0，得出r＝ptanα，将r＝ptanα反馈到方向舵回路，因此协调因子设计为其中k1＞0为设计参数，为方向舵协调因子第一个分量；在步骤1-2)中1)攻角与滚转角耦合关系描述为p-σr＜p≤pcosα+rsinα＜p+ρr，将β反馈到方向舵回路的调因子设计为：其中|sina|≠Δα，k2，k3设计大于零的参数，为方向舵协调因子第二个分量；对于步骤1-2)中的2)惯性耦合，将β,r反馈到副翼回路，将β,q反馈到方向舵回路，将α,p反馈到升降舵回路来增加阻尼力矩和稳定性力矩；协调因子设计为：其中λe，λa，分别为对应状态变量反馈到左升降舵、右升降副翼舵与方向舵的协调因子，k4，k5，k6，k7,k8，k9为大于零的设计参数；对于步骤1-2)中的3)舵面操纵耦合，定义副翼舵与方向舵操纵耦合度为：其中，其中，为方向舵偏转引起的三通道力矩系数变化增量系数，为右升降副翼舵偏转引起的三通道力矩系数变化增量系数，Scwr,Scw表示为方向舵面积与垂尾面积；S,L参考面积和参考长度；ycwr方向舵面心到纵轴的距离；χ为后掠角；ξ为修正因子；满足Scwr≤S,Scw≤S,ycwr≤L,0＜ξ≤1,0＜cosχ≤1；n是副翼的相对执行效率；ηk,本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于协调因子的高超声速飞行器姿态运动协调控制方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤1)针对高超声速飞行器姿态模型进行耦合分析，将姿态运动间的强耦合问题分解成角运动耦合、惯性耦合、舵面操纵耦合三种形式；基于耦合三种形式，将对应的状态变量反馈到对应的舵面回路设计协调因子；步骤2)基于时标分离原则，将姿态系统分解成慢回路和快回路；基于滑模方法和投影映射方法分别设计慢回路鲁棒控制器和快回路鲁棒控制器；步骤3)将协调因子与鲁棒控制器结合起来推导协调力矩，利用舵面分配矩阵，将协调力矩分配成舵面指令，利用舵面的协调偏转实现姿态运动的协调。

【技术特征摘要】
1.一种基于协调因子的高超声速飞行器姿态运动协调控制方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤1)针对高超声速飞行器姿态模型进行耦合分析，将姿态运动间的强耦合问题分解成角运动耦合、惯性耦合、舵面操纵耦合三种形式；基于耦合三种形式，将对应的状态变量反馈到对应的舵面回路设计协调因子；步骤2)基于时标分离原则，将姿态系统分解成慢回路和快回路；基于滑模方法和投影映射方法分别设计慢回路鲁棒控制器和快回路鲁棒控制器；步骤3)将协调因子与鲁棒控制器结合起来推导协调力矩，利用舵面分配矩阵，将协调力矩分配成舵面指令，利用舵面的协调偏转实现姿态运动的协调。2.根据权利要求1所述的基于协调因子的高超声速飞行器姿态运动协调控制方法，其特征在于，所述步骤1)的具体过程如下步骤：步骤1-1)，建立高超声速飞行器姿态系统数学模型；其中表示Ω的导数，Ω表示系统慢回路状态变量，Ω＝[α,β,μ]T，α,β,μ分别是攻角、侧滑角、滚转角；表示ω的导数，ω表示系统快回路状态变量，ω＝[p,q,r]T，p,q,r分别为滚转角速率、俯仰角速率、偏航角速率；Mc表示快回路力矩，Mc＝gfδu，其中gfδ∈R3×3是姿态系统快回路舵面分配矩阵，u＝[δe,δa,δr]T，其中δe,δa,δr分别为左升降舵副翼舵、右升降舵副翼舵、方向舵；fs＝[fα,fβ,fμ]T，ff＝[fp,fq,fr]T，1其中，M,V分别为飞行器的质量和速度；为动压；S,c,b分别为参考面积、参考长度、和参考宽度；CL,α为由攻角α引起的升力系数，CY,β为侧滑角β引起的侧立系数，g为地球引力系数，Cl,β，Cl,p，Cl.r为由β，p，r引起的升力系数，Cm,α，Cm,q为基本俯仰力矩系数和由q引起的俯仰力矩系数，CD,α为由攻角α引起的阻力系数，Cn,β,Cn,p,Cn,rr为由β，p，r引起的偏航力矩系数，Xcg为质心至参考力矩中心得距离，为快回路分配矩阵系数；Ixx为绕x轴惯性积，Iyy为绕y轴惯性积，Izz为绕z轴惯性积，为Ixx的导数，为Iyy的导数，为Izz的导数，fs，ff，gs，gf为姿态系统状态矩阵，laero，maero，naero表示三通道力矩；步骤1-2)对所建立的姿态系统模型进行耦合分析，将姿态姿态的耦合分解成姿态角运动耦合、惯性耦合、舵面操纵耦合，1)姿态角耦合模型：在步骤1-1)中所建立的姿态系统模型，姿态角的耦合关系描述为：其中分别表示为慢回路状态变量攻角、侧滑角与滚转角的姿态角耦合；2)惯性耦合在步骤1-1)所在建立的姿态系统模型中，惯性耦合描述为：其中fp，fq，fr表示快回路系统中由p，q，r引起的惯性耦合；3)舵面操纵耦合在步骤1-1)所建立的姿态系统模型中，舵面操纵耦合描述为：其中gl为滚转通道操纵耦合，gm为俯仰通道操纵耦合，gn为偏航通道耦合，分别为右升舵副翼舵和方向舵引起的滚转力矩系数，为右升降副翼舵引起的俯仰力矩系数，方向舵引起的俯仰力矩系数，为右升降副翼舵引起的偏航力矩系数，方向舵引起的偏航力矩系数；Gf,δ为舵面分配矩阵，分别为左升降舵引起的侧立系数、右升降舵副翼引起的侧力系数与方向舵引起的侧力系数，为左升降舵引起的偏航力矩系数、俯仰力矩系数、滚转力矩系数与阻力系数，为右升降舵副翼引起的阻力系数，为方向舵引起的阻力系数，为左升降舵引起升力系数，为方向舵引起的升力系数，为右升降舵副翼引起的偏航力矩系数，为方向舵引起的偏航力矩系数，为俯仰通道舵面分配矩阵参数，gq,δe，gq,δa，gq,δr为偏航通道舵面分配矩阵参数，为滚转通道舵面分配矩阵参数；步骤1-3)协调因子的设计；对于步骤1-2)中的1)姿态角耦合，置为0，表示为psina-rcosα＝0，得出r＝ptanα，将r＝ptanα反馈到方向舵回路，因此协调因子设计为其中k1＞0为设计参数，为方向舵协调因子第一个分量；在步骤1-2)中1)攻角与滚转角耦合关系描述为p-σr＜p≤pcosα+rsinα＜p+ρr，将β反馈到方向舵回路的调因子设计为：其中|sina|≠Δα，k2，k3设计大于零的参数，为方向舵协调因子第二个分量；对于步骤1-2)中的2)惯性耦合，将β,r反馈到副翼回路，将β,q反馈到方向舵回路，将α,p反馈到升降舵回路来增加阻尼力矩和稳定性力矩；协调因子设计为：

【专利技术属性】
技术研发人员：王玉惠，牟金震，应竣棫，陈谋，
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