The invention discloses a robust control method for an elastic body of an elastic hypersonic vehicle with time scale separation based on nominal information, which belongs to the field of aircraft control, and is used to solve the control problem of the existing elastic hypersonic vehicle with uncertain time-varying time scale when the rigid and flexible mode separation control is implemented. Firstly, the coupling form of fast and slow time scales is defined, and the time scales are separated based on the singular perturbation algorithm, so that the rigid mode and the elastic mode are separated. Secondly, the robust control strategy based on nominal information is designed for the slowly varying time scales which represent the rigid mode of the system. The upper bound of uncertain time-varying information completes compensation control and achieves altitude command tracking; sliding mode control strategy is designed for the fast-varying time scale which represents the elastic modal of the system to suppress the elastic modal; finally, the two control inputs are combined as the overall rudder deflection to achieve effective control of the aircraft altitude and elastic modal.
【技术实现步骤摘要】
一种基于标称信息的时标分离飞行器弹性体鲁棒控制方法
本专利技术涉及一种高超声速飞行器弹性体鲁棒控制技术,特别是涉及一种基于标称信息的时标分离高超声速飞行器弹性体鲁棒控制策略,属于飞行器控制领域。
技术介绍
目前大多数学者在对高超声速飞行器进行控制算法研究时,多将对象模型视为纯刚体进行算法设计,这种处理思路可以简化对象模型,抓住主要矛盾从而验证控制算法,然而随着高超声速飞行器材料的轻质化以及速度的更加快速化发展使得弹性模态的影响越发重要,针对刚性体所设计的控制算法已无法满足工程需求。高超声速飞行器弹性体是一类典型的具有多时标现象的控制对象,因而可以采用奇异摄动算法进行模型快慢时标分离,完成刚柔模态的解耦。《具有模型参数不确定性的高超声速飞行器动态特性分析及控制律设计》(孙冲,方群,袁建平《西北工业大学学报》,2012年第30卷第4期)一文考虑高超声速飞行器弹性体模型中不确定性,设计基于反馈线性化的控制算法,这种处理方法首先要分析参数不确定性对飞行器特征根分布的影响,其次要对对象模型进行线性化处理,最后再基于线性模型设计控制算法,使得控制算法设计步骤增加,从而增加了复杂度。
技术实现思路
为解决现有针对刚性体对象所设计的控制算法无法满足目前高超声速飞行器在弹性形变影响下的工程应用问题,本专利技术提出了一种基于标称信息的时标分离高超声速飞行器弹性体鲁棒控制策略。该方法首先对高超声速飞行器弹性体动力学进行快慢时标分离,依据奇异摄动理论处理多时标问题的基本思路;其次针对时标分离后的动力学模型分别进行控制算法设计,考虑慢变时标部分的不确定性,设计不确定上界估计策略,实现补 ...
【技术保护点】
1.一种基于标称信息的时标分离飞行器弹性体鲁棒控制方法,其特征在于,包括:步骤一、构建所述飞行器弹性体动力学模型:
【技术特征摘要】
1.一种基于标称信息的时标分离飞行器弹性体鲁棒控制方法,其特征在于,包括:步骤一、构建所述飞行器弹性体动力学模型:其中,在上式中,V表示速度,γ表示航迹倾角,h表示高度,α表示攻角,q表示俯仰角速度,δe是舵偏角,且δe=δes+δef,δes为慢变时标控制输入,δef为快变时标控制输入,Φ为节流阀开度,η为弹性模态;表示动压,CT均为气动参数,表示平均气动弦长,S表示气动参考面积,zT为推力力矩;T、D、L和Myy分别代表推力、阻力、升力和俯仰转动力矩;m、Iyy分别代表质量、俯仰轴的转动惯量,N(·)为模态参数,N为广义力,ζ为阻尼比率,ω为自然频率;步骤二、获取飞行器高度指令,根据奇异摄动理论,将所述飞行器舵偏输入分成慢变子系统舵偏控制输入及快变子系统舵偏控制输入,同时针对所述快变子系统舵偏控制输入,设定滑模控制函数,并由此确定其输入;对所述慢变子系统舵偏控制输入,设计基于标称信息的鲁棒控制策略,具体包括:定义高度跟踪误差eh=h-hd,设计航迹角指令γd:式中,hd为获取的飞行器高度指令,为高度指令的一阶微分,kh>0,ki>0为待优化的输入值;考虑巡航段航迹角变化小,航迹角指令的一阶微分取为零;取x1=γ,x2=θ,x3=q,θ=α+γ代表俯仰角;将式(3)~(5)写成如下形式:其中,(b)定义:ρσ=η,ρB6=β1,则式(12)、(14)、(6)变形为:令ρ=0,则式(15)、(16)、(17)变为如下形式:其中,‘s’代表慢变子系统;由式(20)知将式(21)代入式(19),则式(12)~(14)变为如下形式:推力项与攻角的正弦值乘积相对于升力项非常小,在此忽略,将式(22)、(24)展开得其中,其中,Xs=[x1s,x2s,x3s]T;定义:ψ1=σ-σs,则式(6)转化为:将式(21)代入(28)式得:式(29),(30)写为:其中,ψ=[ψ1,ψ2]T,将式(25)、(23)、(26)写成如下形式:其中,f10,g10,f30,g30分别为各非线性项的标称值,即f1=f10+Δf1,g1=g10+Δg1,f3=f30+Δf3,g3=g30+Δg3;令D1=Δf1+Δg1x2s,D3=Δf3+Δg3δe...
【专利技术属性】
技术研发人员:张琪,张磊,刘莎,
申请(专利权)人:中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所,
类型:发明
国别省市:陕西,61
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