一种气动热影响下的弹性高超声速飞行器建模和模糊自适应滑模控制方法技术

本发明专利技术为一种气动热影响下的弹性高超声速飞行器动力学建模和模糊自适应滑模控制方法，包括：建立弹性高超声速飞行器纵向动力学模型。计算高超声速飞行器发生弹性变形后的迎角和升降舵偏角的变化值。用刚体状态、控制输入和弹性模态的曲线拟合函数代替气动力和力矩。将参数不确定性影响和外部干扰加入动力学模型，利用T

【技术实现步骤摘要】
一种气动热影响下的弹性高超声速飞行器建模和模糊自适应滑模控制方法


[0001]本专利技术涉及高超声速飞行器领域，尤其涉及一种气动热影响下的弹性高超声速飞行器建模和模糊自适应滑模控制方法。

技术介绍

[0002]由于高超声速飞行器机身
‑
发动机结构紧密结合，弹性机体、推进系统和结构动力学是高度耦合的。此外，高超声速飞行器往往非常轻，结构的弹性效应明显，固有频率也很低。弹性变形会引起流场改变从而改变飞行器的压力分布，主要表现为对推力的影响；而较低的固有频率会使得系统受扰动后的衰减响应变慢，造成显著的气动弹性效应。在高速飞行过程中，机体受到的“真实气体”效应会改变发动机进、出口的气流压力，从而导致飞行器表面的负载分布和俯仰力矩系数等气动参数发生改变；高速飞行还会产生明显的气动加热现象，高温不仅会使飞行器的弹性变形加剧，还会改变弹性模量从而影响固有频率，对飞行器的结构动力学造成影响。除此之外，空气动力与推进力的不确定性、飞行过程中质量随着燃料消耗的变化、模型参数的不确定性，这些因素在控制器设计中都是不可忽略的。在考虑高超声速飞行器的弹性问题时，主要有两种方式，第一种方式是将其考虑为干扰，并采用干扰观测器估计其值；第二种方式则是将飞行器简化为自由梁并对其进行模态分析，将弹性模态加入到纵向动力学方程中。对于高超声速飞行器表面的压力分布问题，有研究者使用牛顿撞击理论直接求出作用在飞行器上压力的表达式，还有研究学者使用斜激波和Prandtl
‑
Meyer膨胀理论计算力和力矩的变化。
[0003]由于原始的非线性动力学模型太过复杂，在设计控制器时，通常要对纵向动力学模型进行简化处理以得到面向控制的模型。对于高超声速飞行器飞行速度范围变化大的特点，有研究学者采用了线性时变模型，可避免由于在单个线性化平衡点附近设计控制器而导致的控制范围小的问题。还有学者利用T
‑
S模糊建模技术，根据模糊规则采用一系列局部线性模型的叠加去逼近复杂的非线性模型，此技术可以在任意精度上有效地逼近非线性系统，适用于强非线性、大范围参数不确定性大的系统。高超声速飞行器常用的非线性控制方法主要有反步法、线性二次调节器、动态逆方法、智能控制方法等，滑模控制方法具有对参数变化及外部扰动的鲁棒性，同时算法实现简单，适合工程上应用；智能控制方法在线计算量大，动态逆方法对建模误差较敏感，非常依赖于精确的模型，反步法在模型阶数很大时设计步骤繁琐，这些方法都不适用于复杂的高超声速飞行器。

技术实现思路

[0004]本专利技术提出了一种气动热影响下的弹性高超声速飞行器建模和模糊自适应滑模控制方法，该方法用于解决高超声速飞行器由于弹性变形和气推耦合造成的模型不确定性强及其引起的控制问题。
[0005]本专利技术采用的技术方案是：一种气动热影响下的弹性高超声速飞行器建模和模糊
自适应滑模控制方法，包括以下步骤：
[0006]步骤1：建立高超声速飞行器刚体纵向动力学模型，并对飞行器的弹性模态进行分析，建立弹性纵向动力学模型；
[0007]步骤2：根据飞行器在机头和机尾处的变形及升降舵舵面的变形，求得迎角和升降舵偏转角的变化值；
[0008]步骤3：对高超声速飞行器的空气动力学进行分析，对真实纵向动力学模型中的气动力和力矩参数进行化简；用修正后的迎角和升降舵偏角代替刚体纵向动力学模型中的参数；
[0009]步骤4：将参数不确定性和外部干扰加入修正后的刚体纵向动力学模型，得到完整的弹性高超声速飞行器纵向动力学模型；将其表达为仿射非线性形式，并根据T
‑
S模糊规则将其线性化；
[0010]步骤5：根据T
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S模糊模型设计自适应滑模控制器，使飞行器能对给定的高度和速度指令进行跟踪。
[0011]本专利技术针对高超声速飞行器具有气动热弹性效应且气推耦合性强的特点，考虑了飞行器的弹性模态、参数不确定性及外部干扰，对其进行动力学建模，并使用T
‑
S模糊规则对其线性化。该方法克服了现有技术中因忽略弹性模态对迎角和升降舵偏转角的影响和气推耦合效应，而导致的建模不精确问题，同时设计了自适应滑模控制器，使飞行器能够稳定跟踪参考指令。
附图说明
[0012]图1是本专利技术实施案例的系统整体框架示意图。
具体实施方式
[0013]下面结合附图和具体实施方式对本专利技术做进一步阐述和说明。本专利技术中各个实施方式的技术特征在没有相互冲突的前提下，均可进行相应组合。
[0014]本专利技术实例提供一种气动热影响下的弹性高超声速飞行器弹性建模和模糊自适应滑模控制方法，如图1所示，包括：
[0015]步骤1：首先根据虚功原理和拉格朗日方程推导出刚体纵向动力学和运动学方程，其次对高超声速飞行器进行弹性模态分析，可将其假设为变截面自由梁，利用假设模态法对其模态分析得到固有频率和振型，即可得到弹性高超声速飞行器纵向动力学模型。
[0016]步骤2：在计算高超声速飞行器发生弹性变形后的迎角和升降舵偏角的变化值时，对步骤1中的变截面自由梁进行自由振动和弹性变形分析，将发生在飞机机头处的偏转角看作是飞机迎角发生的改变Δα(s)；将发生在飞机尾部的偏转角看作是飞机升降舵铰链发生的变化Δδ
e1
(s)，将升降舵舵面简化为铰接在升降舵铰链处的简支
‑
自由梁，将升降舵尾部的变形Δδ
e2
(s)与升降舵铰链处的变形Δδ
e1
(s)叠加，即可得到升降舵偏转角的变化Δδ
e
(s)。
[0017]步骤3：在计算飞行器气动力时，考虑了激波/膨胀波效应、粘性效应和非定常效应，可利用斜激波和Prandtl
‑
Meyer膨胀波理论和牛顿碰撞理论计算飞行器的机身受力。由于升力、阻力、推力、俯仰力矩和广义力是系统状态和输入的复杂函数，需要对模型进行简
化以便于应用。对力和力矩表达式进行化简时，可利用刚体状态、控制输入和弹性模态的曲线拟合函数代替气动力和力矩。最后用修正后的气动参数代替原刚体模型中的参数。
[0018]步骤4：根据飞行器纵向运动非线性数学模型得到仿射线性化模型，将弹性模态、参数不确定性影响和外部干扰加入动力学模型，利用T
‑
S模糊策略将非线性模型划分为9个模糊子集并设计模糊隶属函数。
[0019]步骤5：根据模糊模型设计积分型滑模面，设计滑模控制律使跟踪误差滑动到滑模面并停留在滑模面。并设计自适应律得到滑模控制器中的参数ρ0和ρ1，使飞行器能稳定跟踪给定的参考指令。
[0020]在本专利技术的具体实施例中，步骤1中飞行器纵向动力学方程如下：
[0021]步骤1.1：在对高超声速飞行器进行弹性模态分析时，将飞行器简化为变截面自由梁，利用假设模态法推导出频率和振型，再根据拉格朗日方程推导出纵向动力学方程，并忽略掉较弱的刚柔耦合项，即模态加速度与刚体加速度的耦合，至此，刚柔耦合只通过力和力矩发生。考本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种气动热影响下的弹性高超声速飞行器建模和模糊自适应滑模控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：建立高超声速飞行器刚体纵向动力学模型，并对飞行器的弹性模态进行分析，建立弹性纵向动力学模型；步骤2：根据飞行器在机头和机尾处的变形及升降舵舵面的变形，求得迎角和升降舵偏转角的变化值；步骤3：对高超声速飞行器的空气动力学进行分析，对真实纵向动力学模型中的气动力和力矩参数进行化简；用修正后的迎角和升降舵偏角代替弹性纵向动力学模型中的参数；步骤4：将参数不确定性和外部干扰加入修正后的弹性纵向动力学模型，将其表达为仿射非线性形式，并根据T
‑
S模糊规则将其线性化；步骤5：根据T
‑
S模糊模型设计自适应滑模控制器，使飞行器能对给定的高度和速度指令进行跟踪。2.根据权利要求1所述的气动热影响下的弹性高超声速飞行器建模和模糊自适应滑模控制方法，其特征在于，所述的步骤1为：根据虚功原理和拉格朗日方程推导出刚体纵向动力学方程和运动学方程；对高超声速飞行器进行弹性模态分析，将其假设为变截面自由梁，利用假设模态法对其进行模态分析得到固有频率和振型，得到弹性纵向动力学模型。3.根据权利要求2所述的气动热影响下的弹性高超声速飞行器建模和模糊自适应滑模控制方法，其特征在于，所述的步骤1，具体为：在对高超声速飞行器进行弹性模态分析时，将飞行器简化为变截面自由梁，利用假设模态法推导出频率和振型，再根据拉格朗日方程推导出纵向动力学方程，并忽略模态加速度与刚体加速度的耦合，至此，刚柔耦合只通过力和力矩发生；考虑对飞行器影响较大的前三阶模态，得到如下弹性纵向动力学模型：式中，h和V分别表示高度和速度，L，T，D分别表示升力、推力和阻力，α和γ分别表示迎角和航迹爬升角，q表示俯仰率，M
yy
和I
yy
分别表示俯仰轴的力矩和转动惯量，ξ
i
为第i阶模态的阻尼系数，ω
i
为第i阶模态的固有频率，η
i
为第i阶弹性模态，N
i
为第i阶广义模态力。4.根据权利要求2所述的气动热影响下的弹性高超声速飞行器建模和模糊自适应滑模控制方法，其特征在于，所述的步骤2为：在计算高超声速飞行器发生弹性变形后的迎角和升降舵偏角的变化值时，对步骤1中的变截面自由梁进行自由振动和弹性变形分析，将发生在飞机机头处的偏转角看作是飞机迎角发生的改变Δα(s)；将发生在飞机尾部的偏转角看作是飞机升降舵铰链发生的变化Δδ
e1
(s)，将舵升降舵舵面简化为铰接在升降舵铰链处的简支
‑
自由梁，将升降舵尾部的变形Δδ
e2
(s)与升降舵铰链处的变形Δδ
e1
(s)叠加，即得到升降舵偏转角的变化值Δδ
e
(s)。5.根据权利要求4所述的气动热影响下的弹性高超声速飞行器建模和模糊自适应滑模
控制方法，其特征在于，步骤2中飞行器迎角和升降舵偏转角变化值计算如下：步骤2.1：计算迎角和升降舵铰链处偏转角的变化值Δα(s)和Δδ
e1
(s)；将飞行器假设为自由梁，自由梁的自由振动方程为(2
‑
1)；边界条件为剪力和弯矩等于0，见式(2
‑
2)，其中x
f
＝0或L，L为机身总长；＝0或L，L为机身总长；式中，E(x)为任意点x处的弹性模量，I(x)为任意点x处的惯性矩，m(x)为任意点x处的质量函数，y(x,t)任意点x在t时刻的位移函数；采用假设模态法求解固有频率和模态振型，根据分离变量原理可得：其中，η
i
(t)为第i阶模态的广义位移，n为弹性模态的阶数，φ
i
(x)应为系统第i阶模态的实际模态函数；对于自由振动问题，根据拉格朗日方程(2
‑
4)可求得自由梁的广义模态φ和固有频率ω；式中的M和K分别为质量矩阵和刚度矩阵；高超声速飞行器在第i阶模态的任何一点x处在t时刻的角变形近似于：式中，φ(x)为振型函数，η(t)为广义模态位移函数；考虑前三阶弹性模态，将机头处的弹性挠度主要作用在飞机迎角上，迎角的局部变化大小表示为：式中，α
r
表示刚体飞行器的迎角,x
n
表示选取的迎角摄动的参考点位置；弹性挠度作用在升降舵铰链处的偏转角大小表示为：式中，x
h
表示升降舵铰链所处位置；步骤2.2：计算升降舵舵面的变化值Δδ
e2
(s)，将Δδ
e2
(s)与升降舵铰链处的变形Δδ
e1
(s)叠加，即可得到升降舵偏转角的变化Δδ
e
(s)；将升降舵假设为铰接在铰链处的简支
‑
自由梁，长度为r，其自由振动方程与自由梁一样，见式(2
‑
1)，边界条件为铰接处的挠度和弯矩等于0，式中x
r
＝r；则升降舵的偏转角大小表示为：式中，δ
er
为刚体飞行器的升降舵偏转角。6.根据权利要求2所述的气动热影响下的弹性高超声速飞行器建模和模糊自适应滑模控制方法，其特征在于，所述的步骤3为：在计算飞行器气动力时，考虑激波/膨胀波效应、粘性效应和非定常效应，利用斜激波和Prandtl
‑
Meyer膨胀波理论和牛顿碰撞理论计算飞行
器的机身受力；对力和力矩表达式进行化简，利用刚体状态、控制输入和弹性模态的曲线拟合函数代替气动力和力矩；最后用修正后的气动参数代替弹性纵向动力学模型中的参数。7.根据权利要求6所述的气动热影响下的弹性高超声速飞行器建模和模糊自适应滑模控制方法，其特征在于，步骤3用修正后的气动参数代替原弹...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵文杰，戴玉娇，陈征，邵雪明，黎军，
申请(专利权)人：浙江大学，
类型：发明
国别省市：