一种基于Back-stepping鲁棒自适应动态面的近空间飞行器控制系统技术方案

本发明专利技术公开了一种基于Back‑stepping鲁棒自适应动态面的近空间飞行器控制系统，该系统首先利用插值拟合得到飞行器巡航段的气动参数，建立飞行器纵向不确定严格反馈块非线性模型；其次根据飞行器的状态变量特性，将速度和高度分开控制，利用反步法依次求取控制信号，采用RBF神经网络对未知干扰进行逼近，在线实时更新参数；并针对虚拟控制信号求导困难和微分膨胀的问题，加入动态面控制方法。本发明专利技术解决了虚拟控制信号求导困难和微分膨胀的问题，具有良好的跟踪性和鲁棒性能。

【技术实现步骤摘要】
一种基于Back-stepping鲁棒自适应动态面的近空间飞行器控制系统
本专利技术涉及飞行器控制系统，尤其涉及一种基于Back-stepping鲁棒自适应动态面的近空间飞行器控制系统。
技术介绍
近空间飞行器所采用的推进动力是无需自带氧化剂的超声速燃烧冲压式发动机，气动布局为机体/发动机一体化设计。近空间飞行器的弹性机体与飞行推进系统之间存在很强的耦合性，飞行器模型的非线性特性十分严重，飞行过程具有快速时变性，近空间飞行器的气动特性变化剧烈，各种不确定性严重，传统的经典控制方法无法很好地满足飞行控制系统稳定性和强鲁棒性的性能要求。因此要保证飞行控制系统的实时性，鲁棒性和稳定性，对响应速度和控制精度提出了更高的要求，这极大地推动了先进的控制方法和控制理论关键技术的发展。近空间飞行器所处的飞行环境、自身复杂多变的气动特性对飞行控制系统的设计带来了很多技术上的难点。第一，飞行控制系统必须满足稳定性要求。大跨度飞行包络，严重的外界干扰，弹性形变、高温和低密度流效应等因素会严重影响系统的稳定性。第二，飞行控制系统必须满足鲁棒性要求。在高动压、高速环境下，各种外界干扰和内部参数变化要求飞行控制系统必须具有较强的鲁棒性。飞行器的所处大气环境复杂，使得飞行器异常敏感，时变性强，很容易产生基础结构失真和参数不确定性；第三，强耦合和非线性特点要求系统的协调控制。近空间飞行器多采用乘波体或升力体气动布局以保证机动飞行的大迎角姿态，采用机体/发动机一体化设计可以保证高速飞行时不解体。第四，实时性要求。在高速飞行时，飞行参数具有激烈快时变的特征，而气动舵面的控制效果反而锐减，系统反应时间加长，会出现控制延时问题。在控制器设计时要充分考虑机翼变形的实时性，控制算法的复杂度，要避免控制参数过多，提高算法的运行速度。第五，要满足约束条件。飞行控制系统在保证控制精度的同时，还要满足一些约束条件，例如执行机构的饱和约束、迎角和侧滑角约束，在爬升和再入返回段的热流约束、为保证机体结构强度而设置的动压约束和过载约束等。增益预置控制方法在控制系统设计中的应用比较成熟并取得了一定的成果，当非线性系统变化范围较大时，采用这种方法需要设计多个平衡点，整个控制器的稳定性难以得到保证。在高超声速飞行器大迎角和高机动状态下，飞行状态呈现强非线性和高耦合性，增益预置方法无法满足性能指标的要求。动态逆控制方法通过被控对象非线性耦合特性的准确建模，在线构成非线性耦合时变控制器，以抵消对象的非线性耦合时变特性，使系统成为伪线性系统。但是动态逆方法对建模误差敏感，且通常情况下，非线性系统精确建模非常困难，一旦建模与实际系统有差别，非线性耦合特性的对消就会有影响，导致控制性能的恶化，不能保证鲁棒性。反步法是一种针对不确定系统的系统化控制器设计方法。该方法放宽了系统的非线性与不确定性的约束条件，但由于复杂的虚拟控制律求导过程使计算量膨胀，控制器较难实现。μ综合控制和H∞最优控制对于解决引入结构或参数不确定性的飞行控制器设计问题，可以得到量化的鲁棒性能，并能保障系统的稳定性。但当参数不确定性过大时，两种方法并不能满足严格的控制要求。滑模控制方法通过设计不连续的控制器，迫使系统产生滑动运动模态，一旦系统进行滑动模态，系统将对不确定性和干扰具有完全不变性。然而，实际系统由于切换装置不可避免地存在惯性，变结构系统在不同的控制逻辑中来回切换将导致实际滑动模态不是准确地发生在切换面上，容易引起系统的剧烈抖动，不能保证系统的鲁棒性。综上可知，对于近空间飞行器具有不确定性和未知干扰时，上述单一的控制技术均难以达到较好的控制效果。
技术实现思路
专利技术目的：本专利技术目的在于克服现有技术不足，提供一种基于Back-stepping鲁棒自适应动态面的近空间飞行器控制系统，以有效解决近空间飞行器存在干扰及参数不确定性的飞行控制问题，并且解决由于复杂的虚拟控制律求导过程使计算量膨胀的问题。技术方案：本专利技术所述的基于Back-stepping鲁棒自适应动态面的近空间飞行器控制系统，用于生成近空间飞行器的控制输入量u，使近空间飞行器快速稳定地跟踪指令信号hcmd、Vcmd；所述控制系统包括速度子系统控制器和高度子系统控制器，控制系统根据飞行器的状态变量特性，将速度和高度分开控制，利用反步法依次求取控制信号；采用RBF神经网络对未知干扰进行逼近，在线实时更新参数，并加入动态面控制思想，实现鲁棒自适应性能。所述控制系统适用于近空间可变翼飞行器，所述近空间可变翼飞行器的纵向姿态模型为：气动力和力矩表示为：L＝0.5ρV2sCLD＝0.5ρV2sCDT＝0.5ρV2sCTMyy＝0.5ρV2sc[CM(α)+CM(δe)+CM(q)]其中，V、γ、h、α、q、β、m、Iyy分别表示飞行器速度、飞行航迹倾斜角、飞行器高度、飞行迎角、俯仰角速率、飞行俯仰角、飞行器质量及飞行器纵向转动惯量，L、D、T及Myy分别为飞行器的升力、阻力、推力以及俯仰力矩；s、ρ、g分别是飞行器参考面积、飞行器平均气动弦长、大气密度及所在高度的重力加速度；CL、CD、CT、CM(α)、CM(q)、CM(δe)是飞行器的气动力参数。进一步地，所述高度子系统控制器按照以下方式设计：对于高度给定指令信号hd，得到高度误差eh＝h-hd，对高度误差求导得到：选择给定的航迹角指令信号如下式所示：式中常数kh＞0，将γd代入上述航迹角指令信号表达式中，得到高度误差导数高度误差收敛为零；因此，由给定的高度信号转化为给定的航迹角指令信号来控制高度是可行的。假设在近空间可变翼飞行器在巡航段飞行状态下，飞行器固有参数飞机表面积s、质量m、翼弦长C、俯仰力矩惯性积Iyy、升力系数CL、阻力系数CD，俯仰力矩系数Cm等都存在一定的摄动。由于小翼伸缩变化、飞行测量误差、环境影响等引起的参数不确定性部分等用一个附加变化Δ来表示，即：m＝m0(1+Δm)Iyy＝I0(1+ΔI)s＝s0(1+Δs)c＝c0(1+Δc)CL＝CL0(1+ΔCL)CD＝CD0(1+ΔCD)Cm＝Cm0(1+ΔCm)根据严反馈形式，受扰动近空间可变翼飞行器纵向动力学模型改写为：Δ表示由上述飞行器固有参数、气动参数摄动和外界环境干扰等构成的不确定影响；第一步：考虑闭环系统的第一个子系统定义z1＝x1-γd，其中γd为航迹角参考指令，即ym＝γd；对z1求导可得：引入虚拟控制量：其中，常数k1＞0；抵消不确定项Δ1；第二步：考虑闭环系统的第二个子系统定义z2＝x2-x2d，其中x2d是虚拟控制量；对z2求导可得：引入虚拟控制量：其中常数k2＞0，由一阶低通滤波器得到；因此滤波信号近似替代所需要的解决了多重求解微分膨胀的问题；第三步：考虑闭环系统的第三个子系统根据上式对整个闭环系统的控制输入u进行设计；定义z3＝x3-x3d，其中x3d为虚拟控制信号；对z3求导可得：未知函数利用RBF神经网络进行逼近：为权值阵且为逼近误差且得到实际控制量：上式中，常数k3＞0，为抵消不确定部分Δ3；其中由一阶低通滤波器得到；由此得到滤波信号近似替代所需要的解决了多重求解微分膨胀的问题；定义W1、ψ如下形式：得到最终控制器输入为：式中为权值W1的估计值，权值更新自适应律为：上式中，Γ1是正定阵，常数η＞0本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于Back‑stepping鲁棒自适应动态面的近空间飞行器控制系统，用于生成近空间飞行器的控制输入量u，使近空间飞行器快速稳定地跟踪指令信号hcmd、Vcmd；其特征在于，所述控制系统包括速度子系统控制器和高度子系统控制器，控制系统根据飞行器的状态变量特性，将速度和高度分开控制，利用反步法依次求取控制信号；采用神经网络对未知干扰进行逼近，在线实时更新参数，并加入动态面控制方法，实现鲁棒自适应性能。

【技术特征摘要】
1.一种基于Back-stepping鲁棒自适应动态面的近空间飞行器控制系统，用于生成近空间飞行器的控制输入量u，使近空间飞行器快速稳定地跟踪指令信号hcmd、Vcmd；其特征在于，所述控制系统包括速度子系统控制器和高度子系统控制器，控制系统根据飞行器的状态变量特性，将速度和高度分开控制，利用反步法依次求取控制信号；采用神经网络对未知干扰进行逼近，在线实时更新参数，并加入动态面控制方法，实现鲁棒自适应性能。2.根据权利要求1所述的近空间飞行器控制系统，其特征在于：所述控制系统适用于近空间可变翼飞行器，所述近空间可变翼飞行器的纵向姿态模型为：气动力和力矩表示为：L＝0.5ρV2sCLD＝0.5ρV2sCDT＝0.5ρV2sCTMyy＝0.5ρV2sc[CM(α)+CM(δe)+CM(q)]其中，V、γ、h、α、q、β、m、Iyy分别表示飞行器速度、飞行航迹倾斜角、飞行器高度、飞行迎角、俯仰角速率、飞行俯仰角、飞行器质量及飞行器纵向转动惯量，L、D、T及Myy分别为飞行器的升力、阻力、推力以及俯仰力矩；s、ρ、g分别是飞行器参考面积、飞行器平均气动弦长、大气密度及所在高度的重力加速度；CL、CD、CT、CM(α)、CM(q)、CM(δe)是飞行器的气动力参数；所述高度子系统控制器按照以下方式得到：对于高度给定指令信号hd，得到高度误差eh＝h-hd，对高度误差求导得到：选择给定的航迹角指令信号如下式所示：式中常数kh＞0，将γd代入上述航迹角指令信号表达式中，得到高度误差导数高度误差收敛为零；由于小翼伸缩变化、飞行测量误差、环境影响引起的参数不确定性部分用一个附加变化Δ来表示，即：m＝m0(1+Δm)Iyy＝I0(1+ΔI)s＝s0(1+Δs)c＝c0(1+Δc)CL＝CL0(1+ΔCL)CD＝CD0(1+ΔCD)Cm＝Cm0(1+ΔCm)其中，s、m、c、Iyy、CL、CD、Cm分别为近空间可变翼飞行器在巡航段飞行状态下的飞机表面积、质量、翼...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐文萤，江驹，万月丰，蒋烁莹，
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