一种基于动态耦合分析的高超声速飞行器协调控制方法技术

本发明专利技术公开了一种基于动态耦合分析的高超声速飞行器协调控制方法，包括：建立高超声速飞行器纵向系统模型；针对高超声速飞行器飞行特点，提出针对高超声速飞行器的动态耦合分析方法；将高超声速飞行器动态耦合分析方法应用于高超声速飞行器纵向系统模型，得出轨迹变量、姿态变量和控制输入变量间的动态耦合关系矩阵；利用得出的动态耦合关系矩阵，设计高超声速飞行器纵向系统协调控制器。本发明专利技术从系统动态方程入手，得出的耦合关系矩阵为非线性的、动态的，更加全面客观的反应实际飞行状态下的耦合情况。

A Coordination Control Method for Hypersonic Vehicle Based on Dynamic Coupling Analysis

【技术实现步骤摘要】
一种基于动态耦合分析的高超声速飞行器协调控制方法
本专利技术涉及航天控制
，尤其是一种基于动态耦合分析的高超声速飞行器协调控制方法。
技术介绍
一般认为，大于5Ma速度飞行的飞行器称为高超声速飞行器，具有“占领空天”的优势，是目前世界各军事大国积极投入研究的重要
之一。但由于其飞行环境严峻，非线性特性复杂，且其内部变量存在着严重的非线性耦合，大大增加了飞行控制的难度，甚至威胁到飞行安全。因此，为提高飞行品质，研究高超声速飞行器各变量之间的耦合特性，并在此基础上设计协调控制系统应对耦合问题成为研究的热点和难点。目前，一些学者和研究机构都针对飞行控制问题做了深入的研究，但对于耦合性问题的关注不够。现有的耦合关系描述多为线性且在整个飞行阶段保持定值，不能客观全面地反映飞行器变量间复杂的耦合关系，不能实现真正意义上的实时协调控制，必然会降低飞行协调控制的性能。为此，为提高高超声速飞行器协调控制的效果，有必要寻求一个能反映变量间耦合关系的动态耦合分析方法，并基于该耦合分析设计飞行协调控制器。
技术实现思路
专利技术目的：为解决现有技术的不足，提供一种基于动态耦合分析的高超声速飞行器协调控制方法，从系统模型入手，得出的耦合关系矩阵为非线性的、动态的，更加全面客观的反应实际飞行状态下的耦合情况，实现真正意义上的协调控制。技术方案：为实现上述专利技术目的，本专利技术采用以下技术方案：、基于动态耦合分析的高超声速飞行器协调控制方法，包括如下步骤：(1)建立高超声速飞行器纵向系统模型；(2)针对高超声速飞行器飞行特点，提出针对高超声速飞行器的动态耦合分析方法；(3)将步骤(2)给出的高超声速飞行器动态耦合分析方法应用于步骤(1)建立的高超声速飞行器纵向系统模型，得出轨迹变量、姿态变量和控制输入变量间的动态耦合关系矩阵；(4)利用步骤(3)得出的动态耦合关系矩阵，从系统稳定性角度出发设计协调控制项，结合滑模控制方法，设计高超声速飞行器纵向系统协调控制器。进一步的，步骤(1)中建立的高超声速飞行器纵向系统模型如下：其中，H，V，γ，α和q分别是高超声速飞行器的高度、速度、航迹倾斜角、攻角和俯仰角速率；z是飞行器质心投影到地面坐标轴系z轴坐标，M是飞行器质量，g是重力加速度，Iyy为沿y轴转动惯量，L、D、T分别是升力、阻力和推力，m为俯仰力矩；具体表达式为：其中，为动压，S是机翼参考面积，c是平均气动弦长，Xcg是质心到参考力矩中心的距离，Z是机体坐标轴系Z轴方向的力，δe是左升降副翼舵舵面偏角，δa是右升降副翼舵舵面偏角；CT是总的推力系数；CD是总的阻力系数，和分别表示基本阻力系数，左升降副翼舵引起的阻力增量系数和右升降副翼舵引起的阻力增量系数；CL是总的升力系数，和分别表示基本升力系数，左升降副翼舵引起的升力增量系数和右升降副翼舵引起的升力增量系数；Cm是总的俯仰力矩系数，和分别表示基本俯仰力矩系数系数，左升降副翼舵引起的俯仰力矩增量系数和右升降副翼舵引起的俯仰力矩增量系数，是俯仰角速率引起的俯仰力矩增量系数；超燃冲压发动机推力系数CT表达式如下：其中，λ是油门开度，是一个二阶系统：其中，λc是油门开度的控制信号，ξ油门开度调节阻尼，ωn是自然频率。进一步的，步骤(2)中，针对高超声速飞行器飞行特点，提出动态耦合分析方法，具体如下：定义状态向量为：x＝[H,V,γ,α,q]T，控制输入向量为：u＝[δe,δa,λ]T，高超声速飞行器纵向系统模型改写为：高超声速飞行器纵向系统的状态变量间的动态耦合矩阵定义为：同理，高超声速飞行器纵向系统的状态变量和控制输入之间的动态耦合矩阵定义为：进一步的，步骤(3)中将步骤(2)给出的动态耦合分析方法应用于步骤(1)建立的高超声速飞行器纵向系统模型，得出高超声速飞行器纵向系统动态耦合矩阵，具体如下：H、V和γ、α之间的动态耦合矩阵Γ为：同理，定义Η为γ，α，q和δe，δa，λ之间的动态耦合矩阵，计算公式为：其中，根据动态耦合矩阵Γ和Η计算而得的耦合阵的数值变化范围过大，为了便于分析耦合关系，对动态耦合矩阵Γ和Η进行归一化处理；动态耦合矩阵Γ和Η的归一化矩阵分别定义为LΓ和LΗ：其中，归一化动态耦合矩阵LΓ和LΗ满足：LΓ∈R2×2,LΗ∈R3×3，-1≤LΓ(i,j),LΗ(i,j)≤1；LΓ(i,j)表示状态变量H,V和γ,α之间的耦合关系；LΗ(i,j)表示控制输入δe,δa,λ和状态变量γ,α,q之间的耦合关系。进一步的，步骤(4)中利用步骤(3)得出的纵向系统中动态耦合关系矩阵，设计高超声速飞行器纵向系统协调控制器，其中，高超声速飞行器纵向系统协调控制器包括轨迹协调控制器、姿态协调控制器、油门开度/气动舵面协调控制器，期望高度Hc和期望速度Vc作为轨迹协调控制器的输入，轨迹协调控制器的输出与姿态协调控制器的输入相连，姿态协调控制器的输出与油门开度/气动舵面协调控制器的输入相连，油门开度/气动舵面协调控制器的输出作为高超声速飞行器模型的输入，采用动态耦合分析方法对高超声速飞行器模型进行计算得到轨迹变量、姿态变量和控制输入变量间的动态耦合关系矩阵，作为轨迹协调控制器和姿态协调控制器的输入。更进一步的，高超声速飞行器纵向系统协调控制器设计方法为：高超声速飞行器高度跟踪误差定义为：e1＝H-Hc；其中，Hc是期望高度，H为实际高度；滑模面设计为：其中，c1>0，且满足Hurwitz条件；对滑模面公式求导可得：其中，H为高超声速飞行器的高度，V为高超声速飞行器的速度，γ为高超声速飞行器的航迹倾斜角；考虑动态耦合矩阵，高超声速飞行器航迹倾斜角的协调控制指令γc设计为：其中，γco＝dγsgn(s1)是协调控制项，k1>0，ε1>0是常数；将航迹倾斜角的协调控制指令γc公式代入滑模面求导公式可得：引入虚拟控制量μV和μγ，将速度V和航迹倾斜角γ模型转化为仿射非线性形式，速度V和航迹角γ模型为：其中，μV＝Tcosα,μγ＝Tsinα；V为高超声速飞行器的速度；M是飞行器质量，D是阻力；高超声速飞行器速度V的跟踪误差定义为：e2＝V-Vc，航迹倾斜角γ的跟踪误差定义为：e3＝γ-γc，定义e＝[e2,e3]T，Vc是期望速度，γc是期望航迹倾斜角；定义新型滑模面如下：其中，c2,c3>0，σ1≥1，1>σ2>0，s2＝[sV,sγ]T且sigσ(e)＝[|e2|σsgn(e2),|e3|σsgn(e3)]T；对新型滑模面公式求导得：一旦系统到达新型滑模面，滑模动态方程如下：虚拟控制量μV,μγ设计为：其中，k2>0,ε2>0；将虚拟控制量μV,μγ的公式代入新型滑模面导数公式得：定义αc为期望攻角，则攻角的跟踪误差为e4＝α-αc；定义滑模面为：其中c4,c5>0，σ3≥1，1>σ4>0；对滑模面s3求导得：考虑γ,α,q和δe,δa,λ之间的动态耦合矩阵，俯仰角速率协调控制指令qc设计为：其中，qco＝dqsgn(s3)为协调控制项，将俯仰角速率协调控制指令qc代入滑模面s3导数公式得：令qc为期望俯仰角速率，则俯仰角速率的跟踪误差为e5＝q-qc；定义滑模面为：其中，c6,c7>0,σ5≥1，1>σ6>本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.基于动态耦合分析的高超声速飞行器协调控制方法，其特征在于，包括如下步骤：(1)建立高超声速飞行器纵向系统模型；(2)针对高超声速飞行器飞行特点，提出针对高超声速飞行器的动态耦合分析方法；(3)将步骤(2)给出的高超声速飞行器动态耦合分析方法应用于步骤(1)建立的高超声速飞行器纵向系统模型，得出轨迹变量、姿态变量和控制输入变量间的动态耦合关系矩阵；(4)利用步骤(3)得出的动态耦合关系矩阵，从系统稳定性角度出发设计协调控制项，结合滑模控制方法，设计高超声速飞行器纵向系统协调控制器。

【技术特征摘要】
1.基于动态耦合分析的高超声速飞行器协调控制方法，其特征在于，包括如下步骤：(1)建立高超声速飞行器纵向系统模型；(2)针对高超声速飞行器飞行特点，提出针对高超声速飞行器的动态耦合分析方法；(3)将步骤(2)给出的高超声速飞行器动态耦合分析方法应用于步骤(1)建立的高超声速飞行器纵向系统模型，得出轨迹变量、姿态变量和控制输入变量间的动态耦合关系矩阵；(4)利用步骤(3)得出的动态耦合关系矩阵，从系统稳定性角度出发设计协调控制项，结合滑模控制方法，设计高超声速飞行器纵向系统协调控制器。2.如权利要求1所述的一种基于动态耦合分析的高超声速飞行器协调控制方法，其特征在于，步骤(1)中建立的高超声速飞行器纵向系统模型如下：其中，H，V，γ，α和q分别是高超声速飞行器的高度、速度、航迹倾斜角、攻角和俯仰角速率；z是飞行器质心投影到地面坐标轴系z轴坐标，M是飞行器质量，g是重力加速度，Iyy为沿y轴转动惯量，L、D、T分别是升力、阻力和推力，m为俯仰力矩；具体表达式为：其中，为动压，S是机翼参考面积，c是平均气动弦长，Xcg是质心到参考力矩中心的距离，Z是机体坐标轴系Z轴方向的力，δe是左升降副翼舵舵面偏角，δa是右升降副翼舵舵面偏角；CT是总的推力系数；CD是总的阻力系数，和分别表示基本阻力系数，左升降副翼舵引起的阻力增量系数和右升降副翼舵引起的阻力增量系数；CL是总的升力系数，和分别表示基本升力系数，左升降副翼舵引起的升力增量系数和右升降副翼舵引起的升力增量系数；Cm是总的俯仰力矩系数，和分别表示基本俯仰力矩系数系数，左升降副翼舵引起的俯仰力矩增量系数和右升降副翼舵引起的俯仰力矩增量系数，是俯仰角速率引起的俯仰力矩增量系数；超燃冲压发动机推力系数CT表达式如下：其中，λ是油门开度，是一个二阶系统：其中，λc是油门开度的控制信号，ξ油门开度调节阻尼，ωn是自然频率。3.如权利要求1所述的一种基于动态耦合分析的高超声速飞行器协调控制方法，其特征在于，步骤(2)中，针对高超声速飞行器飞行特点，提出动态耦合分析方法，具体如下：定义状态向量为：x＝[H,V,γ,α,q]T，控制输入向量为：u＝[δe,δa,λ]T，高超声速飞行器纵向系统模型改写为：高超声速飞行器纵向系统的状态变量间的动态耦合矩阵定义为：同理，高超声速飞行器纵向系统的状态变量和控制输入之间的动态耦合矩阵定义为：4.如权利要求1所述的一种基于动态耦合分析的高超声速飞行器协调控制方法，其特征在于，步骤(3)中将步骤(2)给出的动态耦合分析方法应用于步骤(1)建立的高超声速飞行器纵向系统模型，得出高超声速飞行器纵向系统动态耦合矩阵，具体如下：H、V和γ、α之间的动态耦合矩阵Γ为：同理，定义Η为γ，α，q和δe，δa，λ之间的动态耦合矩阵，计算公式为：其中，根据动态耦合矩阵Γ和Η计算而得的耦合阵的数值变化范围过大，为了便于分析耦合关系，对动态耦合矩阵Γ和Η进行归一化处理；动态耦合矩阵Γ和Η的归一化矩阵分别定义为LΓ和LΗ：其中，归一化动态耦合矩阵LΓ和LΗ满足：LΓ∈R2×2,LΗ∈R3×3，-1≤LΓ(i,j),LΗ(i,j)≤1；LΓ(i,j)表示状态变量H,V和γ,α之间的耦合关系；LΗ(i,j)表示控制输入δe,δa,λ和状态变量γ,α,q之间的耦合关系。5.如权利要求1所述的一种基于动态耦合分析的高超声速飞行器协调控制方法，其特征在于，步骤(4)中利用步骤(3)得出的纵向系统中动态耦合关系矩阵，设计高超声速飞行器纵向系统协调控制器，其中，高超声速飞行器纵向系统协调控制器包括轨迹协调控制器、姿态协调控制器、油门开度/气动舵面...

【专利技术属性】
技术研发人员：王玉惠，冯星凯，吴庆宪，张晓辉，侯思远，徐超，
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