一种基于受限反步法控制的舰载机着舰固定时间轨迹跟踪方法技术

本发明专利技术提供一种基于受限反步法控制的舰载机着舰固定时间轨迹跟踪方法，它提供一种在考虑参数不确定、输出约束以及外部干扰的情况下，舰载机着舰的新轨迹跟踪控制方法，属于舰载机自动控制技术领域。本方法基于反步法设计舰载机自主着舰轨迹跟踪控制器，采用一种通用的非对称障碍李雅普诺夫函数解决状态约束问题和奇异值问题。同时，结合固定时间控制方法降低系统的收敛时间，使控制对象在固定时间内将轨迹跟踪误差收敛到零的一个小邻域内，应用一种新型的自适应估计算法估计和补偿模型中的不确定性和外界干扰。本发明专利技术降低了未知干扰对舰载机着舰轨迹跟踪精度的影响，提升了轨迹跟踪误差的收敛速度，增强了系统的鲁棒性与稳定性。

【技术实现步骤摘要】
一种基于受限反步法控制的舰载机着舰固定时间轨迹跟踪方法
本专利技术提供一种基于受限反步法控制的舰载机着舰固定时间轨迹跟踪方法，它提供一种在考虑参数不确定、输出约束以及未知干扰的情况下，舰载机着舰的新轨迹跟踪控制方法，属于舰载机自动控制

技术介绍
近年来，为了增强航空母舰/舰载机系统的整体作战能力，对于舰载机着舰轨迹跟踪控制的研究和实际应用越来越多。舰载机在作战过程中不仅可针对海、陆、空进行精准目标打击，还能完成侦查、预警、电子对抗等多样的精密作战任务，是航空母舰战斗力的主要体现。同时，强大的机舰协同作战能力使得航空母舰成为保卫国家海洋领土必不可少的武器装备。这就要求舰载机具有良好的跟踪性能以高效完成任务，在这种情况之下，许多跟踪控制方法应运而生。在实际应用中，舰载机的模型参数无法准确得知，且着舰环境复杂多变，海上复杂的大气环境以及舰尾流的干扰都会给舰载机的着舰过程带来较大的扰动。因此为了让舰载机能够在复杂气流环境下精准跟踪参考轨迹飞行，有必要对舰载机的位置和姿态进行约束，并且舰载机的飞控系统应具备较强的鲁棒性与稳定性。目前，针对舰载机轨迹跟踪控制算法的研究，主要应用的方法有视线制导、神经网络、模糊理论等。这些方法大多没有考虑输出约束与固定时间收敛的问题，且衡量舰载机着舰性能的一个重要指标就是舰载机轨迹跟踪误差的收敛时间。因此，需要提出一个性能更好、可靠性更高的舰载机着舰轨迹跟踪控制方法。本专利技术“一种基于受限反步法控制的舰载机着舰固定时间轨迹跟踪方法”基于以上问题进行考虑，而提出可靠的，解决参数不确定、输出约束、外界干扰下的舰载机着舰轨迹跟踪问题的控制理论。通过惯性坐标系下舰载机的六自由度模型，将其轨迹跟踪问题拆分为位置跟踪问题、姿态跟踪问题以及迎角跟踪问题。其中，使用一种新型的自适应估计算法以及非线性干扰观测器对外界干扰进行估计和补偿估计。同时，引入障碍李雅普诺夫函数解决输出约束问题，结合固定时间控制理论降低系统的收敛时间，使舰载机在固定时间内将轨迹跟踪误差收敛到零的一个小邻域内。通过李雅普诺夫稳定性分析以及模拟仿真，证明所设计控制器可靠性较高，舰载机可以高精度跟踪参考轨迹，且在固定时间内将轨迹跟踪误差收敛到零的一个小邻域内，并保证系统全局一致有界。
技术实现思路
1.目的：本专利技术的目的在于提供一种基于受限反步法控制的舰载机着舰固定时间轨迹跟踪方法，控制工程师可以在结合实际参数的同时，按照该方法实现舰载机着舰抗扰动、抗输出约束的固定时间轨迹跟踪控制。2.技术方案：本专利技术“一种基于受限反步法控制的舰载机着舰固定时间轨迹跟踪方法”，其主要内容及步骤是：首先给定惯性坐标系下舰载机考虑外界干扰时的六自由度模型，然后针对该模型进行控制器设计。该方法依据有效输入分为距离控制、姿态控制以及迎角恒定的自动油门控制三部分，因此控制律也相应的由三部分组成：距离控制律、姿态控制律以及自动油门控制律。三种控制律都基于输出约束自适应反步法进行设计，并结合固定时间控制理论。由该方法计算得到的实际输入控制量将传输至舵机及发动机等执行机构，即可实现舰载机着舰固定时间轨迹跟踪功能。本专利技术“一种基于受限反步法控制的舰载机着舰固定时间轨迹跟踪方法”，其具体步骤如下：步骤一建立惯性坐标系下舰载机的六自由度严格反馈非线性仿射模型。步骤二距离控制设计：给定一条期望轨迹，由位置误差计算得到位置虚拟控制律，由虚拟控制律进一步推出控制航向角和爬升角的带有输出约束的虚拟输入控制律，并使用自适应控制算法对外界干扰进行估计及补偿，以此减小舰载机与参考轨迹之间的距离差。步骤三角度控制设计：计算角度误差，并由角度误差计算得到角度虚拟控制律，由虚拟控制律进一步推出控制俯仰角、侧滑角以及滚转角角速度的带有输出约束的实际输入控制律，并使用自适应控制算法对外界干扰进行估计及补偿，以此减小舰载机与参考轨迹之间的角度差。步骤四自动油门控制设计：计算迎角误差，并由迎角误差计算得到实际输入控制律，即自动油门控制律，并使用干扰观测器对外界干扰进行估计及补偿，以减小迎角误差。其中，在步骤一中所述的六自由度严格反馈非线性仿射模型如下：建立惯性坐标系下舰载机六自由度模型，如附图1所示。Ogxgyg是建立在地球上的惯性坐标系，Obxbybzb为建立在舰载机上的机体坐标系，Opxpypzp表示航迹坐标系。在上述坐标系下舰载机严格反馈非线性仿射模型为上述方程中，x1＝[y,z]T表示惯性坐标系中位置，x2＝[χ,γ]T其中χ和γ分别表示航向角和爬升角，ν＝[ν1,ν2]T＝[sinμ,αcosμ]T为虚拟控制量，x3＝[θ,β,μ]T其中θ、β和μ分别表示俯仰角、侧滑角和滚转角，x4＝[p,q,r]T其中p、q和r分别表示机体坐标系下各姿态角角速度在机体坐标系中的投影，uact＝[δa,δe,δr]T表示副翼、升降舵和方向舵的偏角，δp表示发动机油门控制输入量，α为迎角，Vk表示当前舰载机的飞行速度，df＝[dχ,dγ]T，dm＝[dp,dq,dr]T及dα表示由舰尾流、海浪等引起的外部未知干扰量，其大小是未知有界的，未知界表示为和且fi(i＝1,2,3,4,α)，bi(i＝1,2,3,4,α)参量具体表达式为：f4＝f4(x3,x4,Q)上式中，m为质量，σ表示安装角，T表示当前推力，Tmax表示最大推力，l表示翼展长度，ρ表示大气密度，S表示机翼面积，L,M,N分别表示滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩，Y,D,C分别表示升力、阻力和侧力，Iii(i＝x,y,z)表示舰载机的各惯性参量，系数表示δ对ε的偏导数，即δ＝Y,D,C,L,M,N，ε＝α,β,δa,δe,δr,p,q,r。其中，在步骤二中所述的距离控制设计，方法如下：给定期望轨迹，得到期望位置坐标x1d＝(yd,zd)，由此定义以下误差变量:z1＝x1-x1d，z2＝x2-α1式中位置误差为z1，角度误差为z2。其中，对位置误差大小的范围要求为-ΩbLj＜z1j(t)＜ΩbHj。选取李雅普诺夫函数为则设计如下虚拟控制律α1为：虚拟控制律ν为：自适应律为：其中k11,k12,k21,k22＞0为正定对角矩阵，ε10,ε20＞0为一较小的常量，且利用这一项来消除震颤，并防止奇异性问题的发生，m1,m2,n1,σ1＞0为一常量，为L1的估计值，为误差估计向量。其中，应用指令滤波器估计和可求得期望俯仰角θd、侧滑角βd以及速度滚转角μd为：其中，在步骤三中所述的角度控制设计方法如下：由步骤二中所得期望俯仰角θd、侧滑角βd以及速度滚转角μd，由此定义以下误差变量:z3＝x3-x3d，z4＝x4-α2其中，对姿态角误本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于受限反步法控制的舰载机着舰固定时间轨迹跟踪方法，其特征在于，所述方法具体步骤如下：/n步骤一建立惯性坐标系下舰载机的六自由度严格反馈非线性仿射模型。；/n步骤二距离控制设计：给定一条期望轨迹，由位置误差计算得到位置虚拟控制律，由虚拟控制律进一步推出控制航向角和爬升角的带有输出约束的虚拟输入控制律，并使用自适应控制算法对外界干扰进行估计及补偿，以此减小舰载机与参考轨迹之间的距离差。/n步骤三角度控制设计：计算角度误差，并由角度误差计算得到角度虚拟控制律，由虚拟控制律进一步推出控制俯仰角、侧滑角以及滚转角角速度的带有输出约束的实际输入控制律，并使用自适应控制算法对外界干扰进行估计及补偿，以此减小舰载机与参考轨迹之间的角度差。/n步骤四自动油门控制设计：计算迎角误差，并由迎角误差计算得到实际输入控制律，即自动油门控制律，并使用干扰观测器对外界干扰进行估计及补偿，以减小迎角误差。/n步骤一中六自由度严格反馈非线性仿射模型建立过程如下：/n建立惯性坐标系下舰载机六自由度模型，如附图1所示。O

【技术特征摘要】
1.一种基于受限反步法控制的舰载机着舰固定时间轨迹跟踪方法，其特征在于，所述方法具体步骤如下：
步骤一建立惯性坐标系下舰载机的六自由度严格反馈非线性仿射模型。；
步骤二距离控制设计：给定一条期望轨迹，由位置误差计算得到位置虚拟控制律，由虚拟控制律进一步推出控制航向角和爬升角的带有输出约束的虚拟输入控制律，并使用自适应控制算法对外界干扰进行估计及补偿，以此减小舰载机与参考轨迹之间的距离差。
步骤三角度控制设计：计算角度误差，并由角度误差计算得到角度虚拟控制律，由虚拟控制律进一步推出控制俯仰角、侧滑角以及滚转角角速度的带有输出约束的实际输入控制律，并使用自适应控制算法对外界干扰进行估计及补偿，以此减小舰载机与参考轨迹之间的角度差。
步骤四自动油门控制设计：计算迎角误差，并由迎角误差计算得到实际输入控制律，即自动油门控制律，并使用干扰观测器对外界干扰进行估计及补偿，以减小迎角误差。
步骤一中六自由度严格反馈非线性仿射模型建立过程如下：
建立惯性坐标系下舰载机六自由度模型，如附图1所示。Ogxgyg是建立在地球上的惯性坐标系，Obxbybzb为建立在舰载机上的机体坐标系，Opxpypzp表示航迹坐标系。在上述坐标系下舰载机严格反馈非线性仿射模型为



上述方程中，x1＝[y,z]T表示惯性坐标系中位置，x2＝[χ,γ]T其中χ和γ分别表示航向角和爬升角，ν＝[ν1,ν2]T＝[sinμ,αcosμ]T为虚拟控制量，x3＝[θ,β,μ]T其中θ、β和μ分别表示俯仰角、侧滑角和滚转角，x4＝[p,q,r]T其中p、q和r分别表示机体坐标系下各姿态角角速度在机体坐标系中的投影，uact＝[δa,δe,δr]T表示副翼、升降舵和方向舵的偏角，δp表示发动机油门控制输入量，α为迎角，Vk表示当前舰载机的飞行速度，df＝[dχ,dγ]T，dm＝[dp,dq,dr]T及dα表示由舰尾流、海浪等引起的外部未知干扰量，其大小是未知有界的，未知界表示为和且fi(i＝1,2,3,4,α)，bi(i＝1,2,3,4,α)参量具体表达式为：


















f4＝f4(x3,x4,Q)


















上式中，m为质量，σ表示安装角，T表示当前推力，Tmax表示最大推力，l表示翼展长度，ρ表示大气密度，S表示机翼面积，L,M,N分别表示滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩，Y,D,C分别表示升力、阻力和侧力，Iii(i＝x,y,z)表示舰载机的各惯性参量，系数表示δ对ε的偏导数，即δ＝Y,D,C,L,M,N，ε＝α,β,δa,δe,δr,p,q,r。


2.根据权利要求1所述的一种基于受限反步法控制的...

【专利技术属性】
技术研发人员：郑泽伟，吴宇轩，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11