大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法技术

本发明专利技术公开一种大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法,其是一种结合固定时间控制器、任意阶滑模微分观测器与超螺旋干扰观测器的控制方法，具体包括以下步骤：根据大长径比飞行器的物理特性建立其动力学方程，同时做适当的系统重构以简化模型；应用固定时间控制器调整参数；通过超螺旋滑模观测器估计干扰；假定跟踪误差可直接获取，且导数未知，利用任意阶滑模微分观测器来获取跟踪误差的导数信息；线性化大长径比飞行器动力系统并设定飞行器低空飞行的指定高度路径；导出跟踪误差数据及图像并与PID控制系统跟踪结果对比，得出结论。本发明专利技术可有效实现大长径比飞行器定高型路径跟踪问题的快速收敛同时保持较高的跟踪精度。

Fixed height path tracking method of large aspect ratio sea skimming vehicle under complex sea conditions

【技术实现步骤摘要】
大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法
本专利技术提出一种大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法。
技术介绍
大长径比飞行器作为一种高精度远程运载工具，凭借重量轻、对发射平台要求低及其超强的低空飞行能力被高频使用。10m-30m海面低空区域是大长径比飞行器主要活动空间，在这个空间尺度内，海浪的运动和风场存在强耦合的非线性影响关系，使得飞行效能受海浪及低空风切变等多重环境因素严重制约。根据海况的分级原理，即由风兴浪，风力对大长径比飞行器水平面的运动产生干扰，且同时在水面上兴起海浪，由于大长径比飞行器测高传感器(如雷达)坐标系的局限性，其高度测量基准变动，使得掠海高度控制产生波动，高海况扰动下控制系统甚至多有失效情况，致使大长径比飞行器的掠海飞行任务执行效果大打折扣，同时其气动特性伴有剧烈变化，从而导致大长径比飞行器掠海飞行控制问题变得极为复杂。大长径比飞行器的飞行速度多处于亚音速或跨音速区段，如何在动力系统气动力参数摄动且飞行器高速飞行的条件下完成稳定高度的掠海低空安全飞行，是大长径比飞行器定高路径跟踪控制设计的难点之一，该难点对控制方法的收敛时间提出了较高的要求，故有限时间及更佳的收敛条件成为亚音速或跨音速飞行器跟踪控制的关键内容。此外，由于海面上空环境复杂，目前尚无充足细致的研究建模内容验证大长径比飞行器在各级海况下的控制器执行效果。
技术实现思路
为解决以上现有技术存在的问题，本专利技术提出一种大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法。本专利技术可通过以下技术方案予以解决：一种大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法，其是一种结合固定时间控制器、任意阶滑模微分观测器与超螺旋干扰观测器的控制方法，具体包括以下步骤：1)根据大长径比飞行器的物理特性建立其动力学方程，同时做适当的系统重构以简化模型；2)应用固定时间控制器并调整参数；3)通过超螺旋滑模观测器估计干扰；4)假定跟踪误差可直接获取，且导数未知，利用任意阶滑模微分观测器来获取跟踪误差的导数信息；5)线性化大长径比飞行器动力系统并设定飞行器低空飞行的指定高度路径；6)导出步骤5)中的跟踪误差数据及图像并与PID控制系统跟踪结果对比，得出结论。进一步地，所述步骤1)为：首先，假设弹体的质量为常数，针对大长径比飞行器垂直面上的运动特性建立其纵向动力学方程其中，x飞行器飞行的前向距离，h为飞行器飞行的高度，υ为飞行器飞行的前向速度，θ为飞行器的俯仰角，为速度矢量υ与水平面间的夹角，q为飞行器俯仰角速度，α为飞行器飞行的攻角，P为驱动器所提供的推力，X为飞行器飞行时所受的气动阻力，Y为飞行器飞行时所受的气动升力，m为飞行器质量，g为重力加速度，M为飞行器关于z轴的俯仰力矩，Jz为飞行器关于z轴转动惯量，相关的控制量，包括驱动器的驱动力燃料比冲φ及控制飞行器俯仰活动的翼面舵角δ，均囊括在阻力X(α，δ)、升力Y(α，δ)、俯仰力矩M(P，α，δ)及推力P(φ，α)的表达式中；然后通过对大长径比飞行器动力系统多次求导并整合非线性未知项来完成系统重构，以避免复杂气动力及推力项的构建与求解，将飞行高度h、俯仰角θ作为系统输出，对系统求导直至控制输入项燃料比冲φ及翼面舵角δ独立出现，此时对系统输出进行了三次求导，控制输入的导数独立出现在式中此时将控制输入燃料比冲φ及翼面舵角δ的导数作为大长径比飞行器控制器的控制输入，控制输入的线性项均已知，故将线性项和控制输入项合并后作为新的系统输入与非线性项则与系统干扰等项目一同合并为干扰ψ＇unknown，定义系统输出误差(eh与eθ)为期望路径xd(hd与θd)与实际值间的差值，结合上述实际值导数即可得到输出误差的三阶导数，以下公式中均以下标h和θ区分高度及俯仰角的相关参数，以下标d代表相关参数的期望值，以跟踪误差上方点数或上标数值(en)表示其多阶导数，eh＝hd-heθ＝θd-θ进一步地，所述步骤2)为其中控制输入参数需分别满足赫尔维茨多项式s3+i3s2+i2s+i1、s3+I3s3+I2s+I1、s3+j3s2+j2s+j1、s3+J3s2+J2s+J1以使上述线性系统稳定。误差微分指数需分别满足以下条件：in∈(0，1)，In∈(0，1)，jn∈(1，1+ε)，Jn∈(1，1+ε)，，其中ε为大于0的极小邻域，上述参数及M、N、m、n系列参数需根据大长径比飞行器模型适应状况调节。进一步地，所述步骤3)为：干扰估计项与玎通过二阶超螺旋滑模观测器获得，定义滑模面满足其中η1n与η2n需根据大长径比飞行器模型适应状况来选定。进一步地，所述步骤4)为其形式如下，n＝h，θ，Ln为李普希兹常数，k0、k1、k2、k3需根据大长径比飞行器模型适应状况来选定，ln系列参数代表观测的跟踪误差的各级导数，其下标代表导数的阶数，进一步地，所述步骤5为：线性化大长径比飞行器动力系统并设定飞行器低空飞行的指定高度路径。进一步地，导出上述跟踪误差数据及图像并与PID控制系统跟踪结果对比，得出结论。有益效果本专利技术对大长径比飞行器的动力方程进行求导同时进行组合重构，调整了系统的输入输出，避免了复杂浮动的大长径比飞行器气动力参数计算并使实际的控制输入更为连续顺滑；提出固定时间控制器+任意阶滑模微分器的控制形式以提高其收敛速度，保证大长径比飞行器在高速飞行时仍能快速收敛跟踪至期望高度；在固定时间控制器中引入干扰估计项，并通过超螺旋滑模观测器观测该干扰项，使大长径比飞行器能够抵御复杂海况下的风浪干扰。附图说明图1为1级海况飞行器低空飞行PID系统及固定时间系统高度跟踪误差；图2为2级海况飞行器低空飞行PID系统及固定时间系统高度跟踪误差；图3为3级海况飞行器低空飞行PID系统及固定时间系统高度跟踪误差；图4为4级海况飞行器低空飞行PID系统及固定时间系统高度跟踪误差；图5为5级海况飞行器低空飞行PID系统及固定时间系统高度跟踪误差；图6为飞行器低空飞行定高路径跟踪控制系统图。具体实施方式以下通过特定的具体实施例说明本专利技术的实施方式，本领域的技术人员可由本说明书所揭示的内容轻易地了解本专利技术的其他优点及功效。本专利技术针对飞行器低空飞行的情景提出一种定高型路径跟踪控制方法，该方法首先对大长径比飞行器的动力方程进行系统重构，重构后的系统避免了复杂多变的气动力参数计算；随后采用固定时间控制器+二阶滑模超螺旋干扰观测器+任意阶滑模微分器的控制策略来解决大长径比飞行器受风浪干扰下的定高路径跟踪控制问题(图6为飞行器低空飞行定高路本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法，其特征在于，其是一种结合固定时间控制器、任意阶滑模微分观测器与超螺旋干扰观测器的控制方法，具体包括以下步骤：/n1)根据大长径比飞行器的物理特性建立其动力学方程，同时做适当的系统重构以简化模型；/n2)应用固定时间控制器并调整参数；/n3)通过超螺旋滑模观测器估计干扰；/n4)假定跟踪误差可直接获取，且导数未知，利用任意阶滑模微分观测器来获取跟踪误差的导数信息；/n5)线性化大长径比飞行器动力系统并设定飞行器低空飞行的指定高度路径；/n6)导出步骤5)中的跟踪误差数据及图像并与PID控制系统跟踪结果对比，得出结论。/n

【技术特征摘要】
1.一种大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法，其特征在于，其是一种结合固定时间控制器、任意阶滑模微分观测器与超螺旋干扰观测器的控制方法，具体包括以下步骤：
1)根据大长径比飞行器的物理特性建立其动力学方程，同时做适当的系统重构以简化模型；
2)应用固定时间控制器并调整参数；
3)通过超螺旋滑模观测器估计干扰；
4)假定跟踪误差可直接获取，且导数未知，利用任意阶滑模微分观测器来获取跟踪误差的导数信息；
5)线性化大长径比飞行器动力系统并设定飞行器低空飞行的指定高度路径；
6)导出步骤5)中的跟踪误差数据及图像并与PID控制系统跟踪结果对比，得出结论。


2.根据权利要求1所述的大长径比掠海飞行器复杂海况下的定高路径跟踪方法，其特征在于，所述步骤1)包括：
首先，假设飞行器的质量为常数，针对大长径比飞行器垂直面上的运动特性建立其纵向动力学方程





















其中，χ为飞行器飞行的前向距离，h为飞行器飞行的高度，υ为飞行器飞行的前向速度，θ为飞行器的俯仰角，为速度矢量υ与水平面间的夹角，q为飞行器俯仰角速度，α为飞行器飞行的攻角，P为驱动器所提供的推力，X为飞行器飞行时所受的气动阻力，Y为飞行器飞行时所受的气动升力，m为飞行器质量，g为重力加速度，M为飞行器关于z轴的俯仰力矩，Jz为飞行器关于z轴转动惯量，相关的控制量，包括驱动器的驱动力燃料比冲Φ及控制飞行器俯仰活动的翼面舵角6，均囊括在阻力X(α，δ)、升力Y(α，δ)、俯仰力矩M(P，α，δ)及推力P(φ，α)的表达式中；
然后通过对大长径比飞行器动力系统多次求导并整合非线性未知项来完成系统重构，以避免复杂气动力及推力项的构建与求解，将飞行高度h、俯仰角θ作为系统输出，对系统求导直至控制输入项燃料比冲φ及翼面舵角δ独立出现，此时对系统输出进行了三次求导，控制输入的导数独立出现在式中，其中ψunknown为未知的外界干扰






此时将控制输入燃料比冲φ及翼面舵角δ的导数作为大长径比飞行器控制器的控...

【专利技术属性】
技术研发人员：张丹，刘宇，李孝伟，陈希，彭艳，毛科锋，蒲华燕，罗均，谢少荣，
申请(专利权)人：上海大学，
类型：发明
国别省市：上海;31