一种基于直/气复合的高超声速飞行器时变系统的控制方法技术方案

一种基于直/气复合的高超声速飞行器时变系统的控制方法，它属于飞行器控制技术领域。本发明专利技术解决了现有飞行器控制方案存在着执行效率低，且需要将气动参数视为定值进行分析的问题。本发明专利技术方法采取的技术方案为：步骤一：建立纵向通道的状态空间方程；步骤二：设计时变系统气动舵在纵向通道的状态反馈控制律；步骤三：设计纵向通道的带有直接侧向力系统的控制器，再基于带有直接侧向力系统的控制器设计纵向通道的具有边界层的滑模控制器；步骤四：设计偏航通道的状态反馈控制律以及具有边界层的滑模控制器，并设计滚转通道的控制器，以实现对高超声速飞行器时变系统的控制。本发明专利技术方法可以应用于飞行器控制技术领域。法可以应用于飞行器控制技术领域。法可以应用于飞行器控制技术领域。

【技术实现步骤摘要】
一种基于直/气复合的高超声速飞行器时变系统的控制方法


[0001]本专利技术属于飞行器控制
，具体涉及一种基于直/气复合的高超声速飞行器时变系统的控制方法。

技术介绍

[0002]高超声速飞行器是指飞行速度大于5Ma、突防能力强、具有重要军事价值和经济价值的一类飞行器。传统的防空导弹依靠气动舵作为控制系统的执行机构，使得系统响应时间延迟较大且在动压低的大气环境中，气动舵的执行效率也较低。同时高超声速飞行器在实际飞行过程中存在气动参数随时间变化的问题，但是传统的方法是将飞行器模型在特征点处取气动参数为定值进行计算，即，将时变系统转化为定常系统进行分析，导致传统方法的控制精度较低。
[0003]综上所述，现有飞行器控制方案存在着执行效率低，且需要将气动参数视为定值进行分析的问题。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的是为解决现有飞行器控制方案存在着执行效率低，且需要将气动参数视为定值进行分析的问题，而提出的一种基于直/气复合的高超声速飞行器时变系统的控制方法。
[0005]本专利技术为解决上述技术问题所采取的技术方案是：
[0006]一种基于直/气复合的高超声速飞行器时变系统的控制方法，所述方法具体包括以下步骤：
[0007]步骤一：建立由气动舵和开关式发动机复合控制的飞行器的纵向通道数学模型，并基于建立的纵向通道数学模型得到纵向通道的状态空间方程；
[0008]步骤二：基于步骤一中得到的纵向通道状态空间方程，设计时变系统气动舵在纵向通道的状态反馈控制律；
[0009]步骤三：利用滑模控制方法设计纵向通道的带有直接侧向力系统的控制器，再基于带有直接侧向力系统的控制器设计纵向通道的具有边界层的滑模控制器；
[0010]步骤四：采用步骤一至步骤三的方法设计偏航通道的状态反馈控制律以及具有边界层的滑模控制器，并设计滚转通道的控制器，以实现对高超声速飞行器时变系统的控制。
[0011]本专利技术的有益效果是：
[0012]本专利技术设计的高超声速飞行器直/气复合控制方法，弥补了单一气动舵控制的不足，提高了控制系统的执行效率，加快了飞行器对指令信号跟踪的快速响应；
[0013]为考虑实际意义，所设计的高超声速飞行器控制系统为基于LQR方法的时变控制系统，而不是将气动参数取为定值进行控制，提高了控制的精度；基于LQR方法设计的线性时变系统状态反馈控制器，是将Jacobi多项式应用在求解时变控制器的系统中，基于Jacobi多项式的性质及运算矩阵对控制律进行推导与求解。相比于传统方法，本专利技术结合
了实际情况对飞行器控制系统进行设计与分析，给出了求解时变控制器的过程与方法，通过仿真得到了较好的结果。
附图说明
[0014]图1是飞行器对过载指令的跟踪情况图；
[0015]图2是飞行器在指令下的攻角变化情况图；
[0016]图3是飞行器的俯仰角速率变化情况图；
[0017]图4是飞行器的升降舵偏角变化情况图；
[0018]图5是飞行器的发动机推力变化情况图；
[0019]图6是飞行器的滑模函数变化情况图。
具体实施方式
[0020]具体实施方式一、本实施方式所述的一种基于直/气复合的高超声速飞行器时变系统的控制方法，所述控制方法具体包括以下步骤：
[0021]步骤一：建立由气动舵和开关式发动机复合控制的飞行器的纵向通道数学模型(也即俯仰通道数学模型)，并基于建立的纵向通道数学模型得到纵向通道的状态空间方程；
[0022]具有气动舵和开关式发动机复合控制的飞行器，由直接侧向力控制装置与舵面协同操纵，构成直/气复合控制系统。
[0023]直：体现在发动机提供推力(也理解为直接侧向力，这是由侧喷发动机提供的)，本专利技术的发动机是开关式的，不是连续提供能量，开关式的特点是，需要发动机工作时就打开，不需要时就关闭，比持续供能量的节省燃料。
[0024]气：体现在气动舵，依靠舵产生空气动力和力矩。
[0025]即所构建的数学模型中不仅包含空气动力及力矩，还包括侧喷发动机的推力及推力产生的力矩；
[0026]步骤二：基于步骤一中得到的纵向通道状态空间方程，设计时变系统气动舵在纵向通道的状态反馈控制律；
[0027]其中，设计线性时变系统状态反馈控制律时应用LQR方法，应用LQR方法求解控制律的过程是应用Jacobi(雅可比)多项式求解LQR方法中的控制律。即：将Jacobi(雅可比)多项式应用在求解LQR时变控制器的系统中，具体过程是基于Jacobi多项式的性质及运算矩阵对控制律进行推导与求解的；
[0028]步骤三：利用滑模控制方法设计纵向通道的带有直接侧向力系统的控制器，再基于带有直接侧向力系统的控制器设计纵向通道的具有边界层的滑模控制器；
[0029]步骤四：采用步骤一至步骤三的方法设计偏航(侧向)通道的状态反馈控制律以及具有边界层的滑模控制器，并设计滚转通道的控制器，以实现对高超声速飞行器时变系统的控制。
[0030]本专利技术采用直接力与气动力复合(直/气复合)控制方法，加入姿轨控侧喷发动机等执行机构后，既弥补了单一气动舵控制的不足，也加快了飞行器对指令信号跟踪的快速响应，从而实现精确制导。同时为考虑实际意义，将飞行器控制系统设计为时变系统，采用
基于Jacobi多项式求解LQR(线性二次型最优调节器)反馈控制律的方法对飞行器时变控制系统进行分析与求解。
[0031]具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是，所述步骤一的具体过程为：
[0032]建立弹体坐标系O0′
x
′0y
′0z
′0；
[0033]所述弹体坐标系O0′
x
′0y
′0z
′0是固定在导弹弹体上的动坐标系，原点O0′
位于导弹质心上，O0′
x
′0轴在弹体的纵轴面上且正方向指向弹体头部，O0′
y
′0轴与O0′
x
′0轴垂直，且O0′
y
′0轴在弹体纵向对称平面内，O0′
y
′0轴的正方向指向上，O0′
z
′0轴按照右手坐标系垂直于O0′
x
′0y
′0面；
[0034]建立飞行器的纵向通道数学模型为：
[0035][0036]其中，a2和a4均为气动系数，且a2和a4随时间变化，t为时间，a1、a3、a5、k
y
和l
z
均为动力系数，k
y
＝1/(mV)，l
z
＝
‑
l/J
z
，表示俯仰力矩M
z
对ω
z
的偏导数，M
zδz
表示俯仰力矩M
z
对δ
z
的偏导数，ω
z
表示角速度在弹体坐标系对地本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于直/气复合的高超声速飞行器时变系统的控制方法，其特征在于，所述方法具体包括以下步骤：步骤一：建立由气动舵和开关式发动机复合控制的飞行器的纵向通道数学模型，并基于建立的纵向通道数学模型得到纵向通道的状态空间方程；步骤二：基于步骤一中得到的纵向通道状态空间方程，设计时变系统气动舵在纵向通道的状态反馈控制律；步骤三：利用滑模控制方法设计纵向通道的带有直接侧向力系统的控制器，再基于带有直接侧向力系统的控制器设计纵向通道的具有边界层的滑模控制器；步骤四：采用步骤一至步骤三的方法设计偏航通道的状态反馈控制律以及具有边界层的滑模控制器，并设计滚转通道的控制器，以实现对高超声速飞行器时变系统的控制。2.根据权利要求1所述的一种基于直/气复合的高超声速飞行器时变系统的控制方法，其特征在于，所述步骤一的具体过程为：建立弹体坐标系O0′
x
′0y
′0z
′0；所述弹体坐标系O0′
x
′0y
′0z
′0是固定在导弹弹体上的动坐标系，原点O0′
位于导弹质心上，O0′
x
′0轴在弹体的纵轴面上且正方向指向弹体头部，O0′
y
′0轴与O0′
x
′0轴垂直，且O0′
y
′0轴在弹体纵向对称平面内，O0′
y
′0轴的正方向指向上，O0′
z
′0轴按照右手坐标系垂直于O0′
x
′0y
′0z
′0面；建立飞行器的纵向通道数学模型为：其中，a2和a4均为气动系数，且a2和a4随时间变化，t为时间，a1、a3、a5、k
y
和l
z
均为动力系数，k
y
＝1/(mV)，l
z
＝
‑
l/J
z
，表示俯仰力矩M
z
对ω
z
的偏导数，表示俯仰力矩M
z
对δ
z
的偏导数，ω
z
表示角速度在弹体坐标系对地面坐标系O0z0轴的分量，δ
z
表示升降舵偏角，J
z
表示转动惯量在弹体坐标系O0′
z
′0轴的分量，表示升力Y对舵偏角δ
z
的偏导数，m、g和V分别表示飞行器质量、重力加速度和速度，l表示从反作用力中心到飞行器质心的距离，n
y
表示纵向通道的输出过载，τ1表示纵向通道舵机动态响应时间常数，τ2表示纵向通道姿控发动机动态响应时间常数，F
Ty
表示纵向通道侧喷发动机推力之和，F
Tyc
表示纵向通道姿控发动机指令，δ
zc
表示升降舵舵偏角指令，为n
y
的一阶导数，为ω
z
的一阶导数，为δ
z
的一阶导数，为F
Ty
的一阶导数；定义纵向通道过载指令的跟踪误差e
y
为：e
y
＝n
yc
‑
n
y
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)其中，n
yc
表示纵向通道过载的跟踪指令；
则过载指令跟踪误差控制系统的数学模型为：其中，为e
y
的一阶导数；定义状态变量x1、x2、x3、x4、x5为：定义控制变量u1＝δ
zc
、控制变量u2＝F
Tyc
，则将式(3)表示为式(4)的纵向通道状态空间方程：其中，为x1的一阶导数，为x2的一阶导数，为x3的一阶导数，为x4的一阶导数，为x5的一阶导数。3.根据权利要求2所述的一种基于直/气复合的高超声速飞行器时变系统的控制方法，其特征在于，所述步骤二的具体过程为：在设计关于舵偏角的状态反馈控制器时，令控制变量u2＝F
Tyc
＝0，设计式(5)的4阶系统模型：在式(5)的系统模型中，状态向量X1为：X1＝[x
1 x
2 x
3 x4]
T
，控制量u1为：u1＝δ
zc
，则系统的状态方程为：其中：为X1的一阶导数；
采用LQR最优控制方法，针对式(5)的系统模型设计控制器为：u1＝K(t)X1＝K1(t)x1+K2(t)x2+K3(t)x3+K4(t)x4ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(7)其中，K(t)为状态反馈控制器，K(t)＝[K1(t) K2(t) K3(t) K4(t)]K1(t)、K2(t)、K3(t)、K4(t)均为K(t)中的元素；再基于Jacobi多项式的性质及运算矩阵进行推导与求解，获得状态反馈控制器K(t)。4.根据权利要求3所述的一种基于直/气复合的高超声速飞行器时变系统的控制方法，其特征在于，所述基于Jacobi多项式的性质及运算矩阵进行推导与求解，获得状态反馈控制器K(t)；其具体过程为：步骤二一：Jacobi多项式的定义及性质Jacobi多项式F(
‑
n,β,γ,z
′
)的定义为：其中，(β)0＝1，(β)
k
＝β(β+1)(β+2)(β+3)...(β+k
‑
1)，(
‑
n)
k
、(γ)
k
的定义形式与(β)
k
相同，γ为任意正整数，n为任意整数，k＝0,1,
…
,n，β＞
‑
1，z
′
∈[0,1]；Jacobi多项式的常用表达形式为Jacobi多项式的常用表达形式为其中，α＞
‑
1，(β+1)0＝1，＝1，(α+1)
n
的定义形式与(β+1)
n
相同，λ＝α+β+1；将自变量x变为时间变量t，t∈[t0,t
f
]，t0是开始时间，t
f
是结束时间；令x＝(2t
‑
t0‑
t
f
)/(t
f
‑
t0)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(10)得到变换后的Jacobi多项式J
n
(t)为：
式中：n＝0,1,2,...；将式(11)简记为：其中，Jacobi多项式的正交性质为：式中，Γ(
·
)为Gamma函数；对任一时间函数f(t)，由Jacobi多项式展开为：选取多项式序列的m
′
项做近似逼近，即式中：J(t)＝[J0(t) J1(t)
…
J
m
′‑1(t)]
T
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(15)式中，J(t)为Jacobi多项式向量，J0(t) J1(t)
…
J
m
′‑1(t)为J(t)中的项；f
n
为f(t)的Jacobi多项式展开系数；f＝[f
0 f1…
f...

【专利技术属性】
技术研发人员：周荻，王欢，李君龙，张锐，蔡明春，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：