高速飞行器的鲁棒补偿控制方法及高速飞行器技术

本发明专利技术提供了一种高速飞行器的鲁棒补偿控制方法及高速飞行器，涉高速飞行器控制技术领域，包括：获取检测的高速飞行器的飞行参数；将所述飞行参数输入至鲁棒控制器，所述鲁棒控制器包括：用于标称系统的期望跟踪性能的最优控制器和用于抑制等效扰动对闭环控制系统影响的鲁棒补偿器；将所述最优控制器和所述鲁棒补偿器导入到预设的高速飞行器纵向模型中，得到目标控制量；按照所述目标控制量控制高速飞行器。本发明专利技术提供的一种高速飞行器的鲁棒补偿控制方法及高速飞行器，利用实现标称系统的期望跟踪性能的最优控制器和用于抑制等效扰动对闭环控制系统影响的鲁棒补偿器对高速飞行器进行控制，可以提高高速飞行器的跟踪性能。

【技术实现步骤摘要】
高速飞行器的鲁棒补偿控制方法及高速飞行器
本专利技术涉及高速飞行器控制
，尤其是涉及一种高速飞行器的鲁棒补偿控制方法及高速飞行器。
技术介绍
高速飞行器是有效接近临近空间和实现即时全球打击的关键平台。由于高速飞行器动力学涉及控制模型的复杂性、参数不确定性、强耦合性、未建模性、非线性以及及外部大气扰动等多重因素，导致高速飞行器控制器的设计变得极为复杂。近年来，国内外学者在设计高速飞行器鲁棒控制器方面做了很多研究，Parker等人基于近似反馈线性化的非线性几何控制技术，实现了高速飞行器高度和速度跟踪控制，Stengel等人设计了基于动态逆的非线性逆鲁棒控制器，但Parker和Stengel等人并未对飞行器对多重不确定性的抗干扰能力做进一步的理论讨论。Wilcox等人实现了飞行器模型在不确定状态的参数和输入矩阵下的指数跟踪控制模型，但是稳定性分析中没有充分考虑非线性、耦合、未建模动态等的影响。Sigthorsson和Lind等人设计了高速飞行器的线性变参数模型，设计了约束不同气动参数影响的鲁棒反馈控制器，分析了参数变化对飞行器动力学的影响，但是在未建模动态和外部干扰等多重不确定性下，闭环控制系统的期望跟踪性能并不能得到充分保证。综上所述，目前国内外学者设计的高速飞行器控制器并没有完全考虑到多重不确定性对飞行器的影响，导致现有的闭环控制系统的期望跟踪性能得不到充分保证。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术的目的在于提供一种高速飞行器的鲁棒补偿控制方法及高速飞行器，以缓解现有的高速飞行器控制器未考虑到多重不确定性对飞行器的影响，导致跟踪性能较差的技术问题。第一方面，本专利技术实施例提供了一种高速飞行器的鲁棒补偿控制方法，包括：获取检测的高速飞行器的飞行参数；将所述飞行参数输入至鲁棒控制器，所述鲁棒控制器包括：用于标称系统的期望跟踪性能的最优控制器和用于抑制等效扰动对闭环控制系统影响的鲁棒补偿器；将所述最优控制器和所述鲁棒补偿器导入到预设的高速飞行器纵向模型中，得到目标控制量；控制所述高速飞行器按照所述目标控制量飞行。结合第一方面，本专利技术实施例提供了第一方面的第一种可能的实施方式，其中，所述飞行参数包括：当前飞行速度、当前飞行高度、航迹角、攻角、俯仰率、转动惯量、气动力系数、升力、推力、阻力和俯仰力矩。结合第一方面，本专利技术实施例提供了第一方面的第二种可能的实施方式，其中，所述目标控制量包括：航迹角、攻角、俯仰率、横滚角速率，以及高度和速度的跟踪误差。结合第一方面，本专利技术实施例提供了第一方面的第三种可能的实施方式，其中，所述高速飞行器纵向模型为：yi＝Ciei,i＝V,h其中，V为速度，h为高度，rV和rh分别为速度和高度的参考信号；yV＝V-rV和yh＝h-rh为跟踪误差；eV＝[eVi]3×1，eV1＝yV，eV2＝β，β为油门设置；eh＝[ehi]4×1，eh1＝yh；eh2＝γ，γ为航迹角；eh3＝α，α为攻角；eh4＝p，p为俯仰率；uV＝βc，βc为发动机节流阀控制值；uh＝δe，δe为舵偏角；qV＝[qVi]3×1和qh＝[qhi]4×1为等效扰动；其中，上标N为标称参数，CTβ0、CTβ2和CMe为气动力系数；ρ、S、分别为密度、参考面积和平均气动弦长；ζn、ωn分别为阻尼比和自然角频率；m为飞机质量；Iyy为转动惯量；T为推力；ah1＝V0，ah2＝T0/mN/V0，V0为初始速度，T0为初始推力；结合第一方面，本专利技术实施例提供了第一方面的第四种可能的实施方式，其中，所述鲁棒控制器的控制律为：其中，uiOP为最优控制器的控制输入；uiRC为鲁棒补偿器的控制输入。结合第一方面，本专利技术实施例提供了第一方面的第五种可能的实施方式，其中，所述用于标称系统的期望跟踪性能的最优控制器的控制律为：其中，Pi为方程的正定解，Qi为对称正定矩阵。结合第一方面，本专利技术实施例提供了第一方面的第六种可能的实施方式，其中，所述用于抑制等效扰动对闭环控制系统影响的鲁棒补偿器的控制律为：其中，Fi(s)(i＝V,h)为鲁棒滤波器的函数；Gi(s)(i＝V,h)为两个通道中的传递函数；s是拉普拉斯算子；AiH为赫尔维矩阵，AiH＝Ai+BiKi(i＝V,h)。结合第一方面，本专利技术实施例提供了第一方面的第七种可能的实施方式，其中，所述鲁棒滤波器的函数表达式为：其中，fi(i＝V,h)为滤波参数。结合第一方面，本专利技术实施例提供了第一方面的第八种可能的实施方式，其中，所述两个通道中的传递函数的表达式为：Gi(s)＝Ci(sIi-AiH)-1Bi,i＝V,h其中，Ii为单位矩阵。第二方面，本专利技术实施例还提供一种高速飞行器，包括存储器、处理器，所述存储器中存储有可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述第一方面所述的方法的步骤。本专利技术实施例带来了以下有益效果：本专利技术实施例提供一种高速飞行器的鲁棒补偿控制方法及高速飞行器，利用实现标称系统的期望跟踪性能的最优控制器和用于抑制等效扰动对闭环控制系统影响的鲁棒补偿器对高速飞行器进行控制，可以提高高速飞行器的跟踪性能。本专利技术的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本专利技术而了解。本专利技术的目的和其他优点在说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。为使本专利技术的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。附图说明为了更清楚地说明本专利技术具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本专利技术的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1为本专利技术实施例提供的高速飞行器的鲁棒补偿控制方法的流程图；图2为本专利技术使用的美国NASA兰利研究中心开发的通用高速飞行器纵向模型；图3为本专利技术实施例的高速飞行器的控制系统结构图；图4是本专利技术实施例情形1下最优控制器的速度和高度响应。图5是本专利技术实施例情形1下鲁棒控制器的速度和高度响应；图6是本专利技术实施例情形1下高速飞行器的飞行航迹角，攻角和横滚角速率的响应；图7是本专利技术实施例情形1下鲁棒控制器的输入；图8是本专利技术实施例情形2下鲁棒控制器速度和高度响应；图9是本专利技术实施例情形2下高速飞行器的飞行航迹角、攻角和横滚角速率响应；图10是本专利技术实施例情形2下鲁棒控制器的输入。图标：11-最优控制器；12-鲁棒补偿器。具体实施方式为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本专利技术的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。目前，现有的高速飞行器控制器未考虑到多重不确定性对飞行器的影响，导致跟踪性能较差，基于此，本专利技术实施例提供的一种高速飞行器的鲁棒补偿控制方法及高速飞行器，可以利用实现标称系统的期望跟踪性能的最优控制器和用于抑制等效扰动对闭环控制系统影响的鲁棒补偿器对高速飞行器进行控制，可以提高高速飞行器的跟踪性能。为便于对本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种高速飞行器的鲁棒补偿控制方法，其特征在于，包括：获取检测的高速飞行器的飞行参数；将所述飞行参数输入至鲁棒控制器，所述鲁棒控制器包括：用于标称系统的期望跟踪性能的最优控制器和用于抑制等效扰动对闭环控制系统影响的鲁棒补偿器；将所述最优控制器和所述鲁棒补偿器导入到预设的高速飞行器纵向模型中，得到目标控制量；控制所述高速飞行器按照所述目标控制量飞行。

【技术特征摘要】
1.一种高速飞行器的鲁棒补偿控制方法，其特征在于，包括：获取检测的高速飞行器的飞行参数；将所述飞行参数输入至鲁棒控制器，所述鲁棒控制器包括：用于标称系统的期望跟踪性能的最优控制器和用于抑制等效扰动对闭环控制系统影响的鲁棒补偿器；将所述最优控制器和所述鲁棒补偿器导入到预设的高速飞行器纵向模型中，得到目标控制量；控制所述高速飞行器按照所述目标控制量飞行。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述飞行参数包括：当前飞行速度、当前飞行高度、航迹角、攻角、俯仰率、转动惯量、气动力系数、升力、推力、阻力和俯仰力矩。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述目标控制量包括：航迹角、攻角、俯仰率、横滚角速率，以及高度和速度的跟踪误差。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述高速飞行器纵向模型为：yi＝Ciei,i＝V,h其中，V为速度，h为高度，rV和rh分别为速度和高度的参考信号；yV＝V-rV和yh＝h-rh为跟踪误差；eV1＝yV，eV2＝β，β为油门设置；eh1＝yh；eh2＝γ，γ为航迹角；eh3＝α，α为攻角；eh4＝p，p为俯仰率；uV＝βc，βc为发动机节流阀控制值；uh＝δe，δe为舵偏角；qV＝[qVi]3×1和qh＝[qhi]4×1为等效扰动；其中，上标N为标称参数，CTβ0、CTβ2和CMe为气动力系数；ρ、S、分别为密度、参考面积和平均气动弦长；ζn、ωn分别为阻尼比和自然角频率；m为飞机质量；Iyy为转动惯量；T为推力；

【专利技术属性】
技术研发人员：刘昊，马腾，蔡国飙，刘德元，赵万兵，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11