【技术实现步骤摘要】
变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法及系统
[0001]本专利技术属于飞行器控制领域，具体涉及一种变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法及系统。
技术介绍
[0002]近年来物流运输、环境监测、应急救援、现代农业等行业和领域对新一代飞行器长久巡航/短距起降等多性能兼备、多任务遂行能力的需求愈来愈迫切。受自然界的飞行生物启发，变构型飞行器在飞行过程中利用构型变化改善气动特性、增强操纵能力、改善发动机性能等，可扩大其任务场景与应用范围。伴随仿生材料、机构设计等技术发展的推动，变翼展飞行器因高效改变气动受力面积和气动性能的特点，已成为各国变构型飞行器的强力研发方向。
[0003]变翼展飞行器未来工程应用的发展潜力源于其动态任务的适应性，跟踪控制系统作为核心“大脑”子系统，是保障其安全执行任务的关键。但变翼展在赋予飞行器多性能兼备、多任务遂行能力的同时，也使飞行器面临飞行任务复杂化动态化、构型与控制非线性时变、系统干扰多源耦合等挑战，对其跟踪控制系统的任务适应能力、协调变形能力和抗干扰能力提出了较高的需求。
[0004]针对固定构型飞行器的跟踪控制问题国内外已开展了较为系统地研究，但针对变翼展飞行器在动态任务下以变形辅助飞行过程中的跟踪控制问题研究较少，且现有跟踪控制方法多面向结构化单一任务或给定构型，根据构型状态将飞行动力学模型处理为离散局部模型后再进行控制律设计，控制律设计时采用保守性较高的集总方式处理构型变化引入的干扰，并未对干扰进行具体建模与分析，这种控制策略本质上属变形与任务跟踪的分通道控
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法，其特征在于，包括以下步骤：第一步，基于变翼展飞行器在不同翼展构型下的气动参数分析数据，以翼展变形比率和飞行状态为变量拟合气动参数非线性表达式；所述变翼展飞行器为两侧为平直翼且翼展对称伸缩的飞行器；第二步，联合第一步的气动参数非线性表达式，表征翼展变形执行误差引入的系统干扰，建立严反馈形式下考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模型；第三步，面向不同任务阶段进行非线性变翼展优化，结合连续变翼展执行控制，提出任务自适应的连续变翼展优化控制律；第四步，在反步控制方法框架下，分别以发动机推力和俯仰舵偏为速度控制子系统与高度控制子系统的控制变量，提出基于干扰估计的自适应指令滤波反步跟踪控制律，保证变形执行误差干扰下的高精度任务跟踪；第五步，联合第二步建立的严反馈形式下考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模型、第三步提出的任务自适应的连续变翼展优化控制律、第四步提出的基于干扰估计的自适应指令滤波反步跟踪控制律，装载于变翼展飞行器，在任务执行过程中根据飞行任务进行自适应的变形控制和跟踪控制，完成变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制。2.根据权利要求1所述的一种变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法，其特征在于：所述第一步中，所述气动参数分析数据为飞行器在不同工作点的升力系数C
L
、阻力系数C
D
和力矩系数C
m
；所述翼展变形比率ξ的定义为：，其中0≤ξ≤1，W表示两侧机翼的翼展之和，W
min
表示两侧机翼的最小翼展之和，W
max
表示两侧机翼的最大翼展之和；所述飞行状态包括飞行速度V、飞行迎角α和俯仰舵偏δ
m
；所述气动参数非线性表达式为：其中，C
L
表示升力系数，其拟合多项式为{1,α,ξ,ξ2,αξ}，相应拟合系数为{c
l1
,c
l2
,c
l3
,c
l4
,c
l5
}；C
D
表示阻力系数，其拟合多项式为{1,α,α2,ξ,ξ2,αξ,V}，相应拟合系数为{c
d1
,c
d2
,c
d3
,c
d4
,c
d5
,c
d6
,c
d7
}；C
m
表示俯仰力矩系数，其拟合多项式为{1,δ
m
－α,α2,ξ,ξ2,αξ}，相应拟合系数为{c
m1
,c
m2
,c
m3
,c
m4
,c
m5
,c
m6
}；工作点的选取考虑飞行器的翼展变形比率ξ、飞行速度V、飞行迎角α和俯仰舵偏δ
m
四个维度，具体为：翼展变形比率ξ在[0, 1]区间内设计离散取值点N1个，飞行速度V在最小飞行速度V
min
与最大飞行速度V
max
区间内设计离散取值点N2个，飞行迎角α在最小飞行迎角α
min
和最大飞行迎角α
max
区间内设计离散取值点N3个，俯仰舵偏δ
m
在最小俯仰舵偏δ
m_min
和最大俯仰舵偏δ
m_max
区间内设计离散取值点N4个，共计N1×
N2×
N3×
N4个工作点。3.根据权利要求2所述的一种变翼展飞行器任务自适应的抗干扰跟踪控制方法，其特征在于：所述第二步中，所述翼展变形执行误差采用翼展变形比率误差
∆
ξ来表示；所述系统干扰包括翼展变形执行比率误差
∆
ξ直接引入的气动参考面积误差和气动参数不确定性，以及间接引入的气动力不确定性和气动力矩不确定性，其表达式为：
上式中，
∆
S为气动参考面积误差，
∆
C
L
为升力参数不确定性，
∆
C
D
为阻力参数不确定性，
∆
C
m
为俯仰力矩参数不确定性；
∆
L为气动升力不确定性，
∆
D为气动阻力不确定性，
∆
M
yy
为俯仰力矩不确定性；b为飞行器机翼平均弦长；S为不考虑变形执行误差的气动参考面积，其表达式为S=[W
min
+ξ(W
max
－W
min
)]
·
b；
∆
x
cg
为飞行器质心位置偏差；为考虑变形执行误差的气动阻力，其表达式为，ρ为空气密度，为考虑变形执行误差的气动参考面积，其表达式为，为考虑变形执行误差的阻力参数，其表达式为；为考虑变形执行误差的气动升力，其表达式为，为考虑变形执行误差的升力参数，其表达式为；所述严反馈形式下考虑变形执行误差的变翼展飞行动力学模型为：上式中，V表示飞行器相对空气的飞行速度，h表示飞行器的飞行高度，γ表示飞行器的航迹倾斜角，α表示飞行器的飞行迎角，q表示飞行器的俯仰角速度，为其相应变量的导数；T表示发动机推力，δ
m
表示俯仰舵偏；f
V
、g
V
、
∆
f
V
、f
γ
、g
γ
、
∆
f
γ
、f
α
、g
α
、
∆
f
α
、f
q
、g
q
、
∆
f
q
均表示该变翼展飞行动力学模型推导过程中的中间变量，其表达式为：
其中，m表示飞行器质量，g表示重力加速度；D表示不考虑变形执行误差的气动阻力，其表达式为；I
yy
表示飞行器绕俯仰轴的转动惯量；中间变量
∆
f
v
、
∆
f
γ
、
∆
f
α
、
∆
f
q
的范数|
∆
f
v
|、|
∆
f
γ
|、|
∆
f
α
|、|
∆
f
q
|有界，满足0≤|
∆
f
v
|≤λ
v
、0≤|
∆
f
γ
|≤λ
γ
、0≤|
∆
f
α
|≤λ
α
、0≤|
∆
f
q
|≤λ
q
，其中|
∆
f
v
|、...
【专利技术属性】
技术研发人员：王恩美，郭雷，章健淳，乔建忠，王陈亮，
申请(专利权)人：北京航空航天大学杭州创新研究院，
类型：发明
国别省市：
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