一种显示考虑飞行器执行机构动态特性的控制器设计方法技术

本发明专利技术公开了一种显示考虑飞行器执行机构动态特性的控制器设计方法：考虑执行机构的动态特性，建立飞行器执行机构动力学模型；将飞行器纵向控制模型分解成速度控制理论模型和高度控制理论模型；根据速度控制理论模型，以飞行器燃油当量比Φ为控制量，采用动态逆控制方法，推导出飞行器燃油当量比Φ的函数，作为速度控制器，并确定速度控制器的参数；联立高度控制理论模型与飞行器执行机构动力学模型，得到考虑飞行器执行机构动态特性的高度控制理论模型，并转换成严格反馈形式的高度控制理论模型；以控制尾舵偏转的电压为控制量，采用反步控制方法，推导出控制尾舵偏转的电压函数，作为高度控制器，并确定高度控制器参数。并确定高度控制器参数。并确定高度控制器参数。

【技术实现步骤摘要】
一种显示考虑飞行器执行机构动态特性的控制器设计方法


[0001]一种显示考虑飞行器执行机构动态特性的控制器设计方法，属于飞行器控制器设计领域。

技术介绍

[0002]超声速飞行器因其复杂的飞行环境引起的未知干扰、发动机和机身一体化引起的强耦合以及细长的轻质材料引起的弹性形变，都为模型的建立带来了很大的挑战。以前在文献中，针对高超声速飞行器采用了不同建模方法以及多种合理的假设，得到飞行器六自由度以及纵向控制模型。但在这些模型中没有充分的考虑到尾翼的动态特性。在实际工程中，执行机构的动态特性，如带宽、阻尼比及振荡频率，严重的影响所设计控制器的控制性能。所以，在控制器设计中考虑执行机构的动态特性是很有必要的。目前，电动舵机因响应时间段、占用空间小等特性，被广泛的应用到各类飞行器。
[0003]反步法在对复杂非线性系统设计控制器时，保留了系统的非线性部分，避免了对系统的线性化，进而展示出巨大的优势，被广泛的应用在控制系统设计中。但是也有其不足之处，随着系统阶数的增加，虚拟控制量的微分变得异常的复杂，即“微分爆炸”。由Swaroop等人针对反步法中的“微分爆炸”问题，提出动态面控制，引入一阶滤波器得到虚拟控制量的微分的近似值，避免了虚拟控制量的复杂微分求解。因高超声速飞行器在超高速飞行中，对控制信号非常敏感，所以很容易造成系统的不稳定。

技术实现思路

[0004]本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的补足，提供一种显示考虑飞行器执行机构动态特性的控制器设计方法。
[0005]本专利技术的技术方案是：一种显示考虑飞行器执行机构动态特性的控制器设计方法，该方法包括如下步骤：
[0006]S1、考虑执行机构的动态特性，建立飞行器执行机构动力学模型；
[0007]S2、将飞行器纵向控制模型分解成速度控制理论模型和高度控制理论模型；
[0008]S3、根据速度控制理论模型，以飞行器燃油当量比Φ为控制量，采用动态逆控制方法，推导出飞行器燃油当量比Φ的函数，作为速度控制器，并确定速度控制器的参数，使得飞行器飞行过程中速度跟踪预设速度指令；
[0009]S4、联立高度控制理论模型与飞行器执行机构动力学模型，得到考虑飞行器执行机构动态特性的高度控制理论模型，并将考虑飞行器执行机构动态特性的高度控制理论模型转换成严格反馈形式的高度控制理论模型；
[0010]S5、以控制尾舵偏转的电压为控制量，采用反步控制方法，推导出控制尾舵偏转的电压函数，作为高度控制器，并确定高度控制器参数，使得飞行器飞行过程中高度跟踪预设高度指令。
[0011]所述步骤S1中，所述飞行器执行机构动力学模型为二阶动力学模型：
[0012][0013]其中，ω
n
是无阻尼振荡频率，ξ为阻尼比，δ
e
为舵偏转角，u为控制尾舵偏转电压，k为电压值与尾舵偏转角比例常数。
[0014]严格反馈形式的高度控制理论模型为：
[0015][0016]其中，x1＝γ,x2＝θ,x3＝q,x4＝δ
e
,
[0017]x1为第一状态变量，x2为第二状态变量、x3为第三状态变量、x4为第四状态变量、x5为第五状态变量；δ
e
为舵偏转角，ω
n
是无阻尼振荡频率，ξ为阻尼比，q为飞行器俯仰角速度，θ为俯仰角，g1、g3、f1、f3和f0为中间变量，为中间变量，L
α
为攻角引起的升力系数，m为质量，V为速度，L0为攻角和舵偏角均为0时的升力系数、γ为飞行器航迹倾角，T为推力，g为重力常数、为舵偏引起的俯仰方向旋转力矩，I
yy
为飞行器转动惯量，u为控制尾舵偏转电压，k为电压值与尾舵偏转角比例常数，M
T
为推力引起的俯仰方向旋转力矩，M0(α)为攻角引起的俯仰方向旋转力矩。
[0018]所述步骤S3的具体步骤如下：
[0019]S3.1、以飞行器燃油当量比Φ为控制量，将速度控制理论模型改写为如下形式：
[0020][0021]其中，
[0022]g
v
为公式推力在水平方向分量与质量的比，f
v
为基础推力在水平方向推力减去阻力与质量的比，T
Φ
为推力，α为飞行器攻角，g为重力常数，γ为飞行器航迹倾角，D为阻力；
[0023]S3.2、根据改写后的速度控制理论模型，对速度误差在时间上求导，得到速度误差z
v
的导数公式
[0024][0025]其中，V
r
为预设速度指令；
[0026]S3.3、解算速度误差z
v
公式，得到飞行器燃油当量比Φ的函数，即速度控制器的表达式形式：
[0027][0028]其中，k
v
为速度控制器比例系数；
[0029]S3.4、选取速度控制器比例系数k
v
为正值，最终确定控制器输入Φ的表达式。
[0030]所述步骤S5的具体实现为：
[0031]S5.1、定义为第一状态误差分量z1、第二状态误差分量z2、第三状态误差分量z3，第四状态误差分量z4、第五状态误差分量z5：
[0032][0033]式中，x
d
为第一虚拟控制律，取值为航迹倾角跟踪指令信号γ
d
，λ
22
为第二虚拟控制律的估计值，λ
32
为第三虚拟控制律的估计值、λ
42
为第四虚拟控制律的估计值、λ
52
为第五虚拟控制律的估计值，e为辅助变量；
[0034]S5.2、以第一状态误差分量z1趋近于0为原则，设计第二虚拟控制律x
2d
表达式，将第二虚拟控制律x
2d
通过第一滑模滤波器，得到第二虚拟控制律x
2d
的估计值λ
22
；
[0035]S5.3、根据第二虚拟控制率x
2d
的估计值λ
22
，以第二状态误差分量z2趋近于0为原则，设计第三虚拟控制律x
3d
表达式，将第三虚拟控制律x
3d
通过第二滑模滤波器，得到第三虚拟控制律x
3d
的估计值λ
32
；
[0036]S5.4，将第三虚拟控制律x
3d
的估计值λ
32
，以第三状态误差分量z3趋近于0为原则，设计第四虚拟控制律x
4d
表达式，将第四虚拟控制律x
4d
通过第三滑模滤波器，得到第四虚拟控制律x
4d
的估计值λ
42
；
[0037]S5.5、构造辅助变量e，以第四状态误差分量z4趋近于0为原则，并将辅助变量代入到第五状态误差分量的公式中，设计第五虚拟控制律x
5d
表达式，将第五虚拟控制律本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种显示考虑飞行器执行机构动态特性的控制器设计方法，其特征在于包括如下步骤：S1、考虑执行机构的动态特性，建立飞行器执行机构动力学模型；S2、将飞行器纵向控制模型分解成速度控制理论模型和高度控制理论模型；S3、根据速度控制理论模型，以飞行器燃油当量比Φ为控制量，采用动态逆控制方法，推导出飞行器燃油当量比Φ的函数，作为速度控制器，并确定速度控制器的参数，使得飞行器飞行过程中速度跟踪预设速度指令；S4、联立高度控制理论模型与飞行器执行机构动力学模型，得到考虑飞行器执行机构动态特性的高度控制理论模型，并将考虑飞行器执行机构动态特性的高度控制理论模型转换成严格反馈形式的高度控制理论模型；S5、以控制尾舵偏转的电压为控制量，采用反步控制方法，推导出控制尾舵偏转的电压函数，作为高度控制器，并确定高度控制器参数，使得飞行器飞行过程中高度跟踪预设高度指令。2.根据权利要求1所述的一种显示考虑飞行器执行机构动态特性的控制器设计方法，其特征在于所述步骤S1中，所述飞行器执行机构动力学模型为二阶动力学模型：其中，ω
n
是无阻尼振荡频率，ξ为阻尼比，δ
e
为舵偏转角，u为控制尾舵偏转电压，k为电压值与尾舵偏转角比例常数。3.根据权利要求1所述的一种显示考虑飞行器执行机构动态特性的控制器设计方法，其特征在于严格反馈形式的高度控制理论模型为：其中，x1＝γ,x2＝θ,x3＝q,x4＝δ
e
,x1为第一状态变量，x2为第二状态变量、x3为第三状态变量、x4为第四状态变量、x5为第五状态变量；δ
e
为舵偏转角，ω
n
是无阻尼振荡频率，ξ为阻尼比，q为飞行器俯仰角速度，θ为俯仰角，g1、g3、f1、f3和f0为中间变量，为中间变量，L
α
为攻角引起的升力系数，m为质量，V为速度，L0为攻角和舵偏角均为0时的升力系数、γ为飞行器航迹倾角，T为推力，g为重力常数、为舵偏引起的俯仰方向旋转力矩，I
yy
为飞行器转动惯量，u为控制尾舵偏转电压，k为电压值与尾舵偏转角比例常数，M
T
为推力引起的俯仰方向旋转力矩，M0(α)为攻角引起的俯仰方向旋转力矩。
4.根据权利要求1所述的一种显示考虑飞行器执行机构动态特性的控制器设计方法，其特征在于所述步骤S3的具体步骤如下：S3.1、以飞行器燃油当量比Φ为控制量，将速度控制理论模型改写为如下形式：其中，g
v
为公式推力在水平方向分量与质量的比，f
v
为基础推力在水平方向推力减去阻力与质量的比，T
Φ
为推力，α为飞行器攻角，g为重力常数，γ为飞行器航迹倾角，D为阻力；S3.2、根据改写后的速度控制理论模型，对速度误差在时间上求导，得到速度误差z
v
的导数公式其中，V
r
为预设速度指令；S3.3、解算速度误差z
v
公式，得到飞行器燃油当量比Φ的函数，即速度控制器的表达式形式：其中，k
v
为速度控制器比例系数；S3.4、选取速度控制器比例系数k
v
为正值，最终确定控制器输入Φ的表达式。5.根据权利要求3所述的一种显示考虑飞行器执行机构动态特性的控制器设计方法，其特征在于所述步骤S5的具体实现为：S5.1、定义为第一状态误差分量z1、第二状态误差分量z2、第三状态误差分量z3，第四状态误差分量z4...

【专利技术属性】
技术研发人员：孟尧，彭勃，舒胜，王德爽，郝克，
申请(专利权)人：彩虹无人机科技有限公司，
类型：发明
国别省市：