一种输入饱和与输出受限的变形飞行器控制方法技术

本发明专利技术涉及一种输入饱和与输出受限的变形飞行器控制方法，包括：基于高超声速变形飞行器的几何模型，构建姿态运动及气动控制模型，并将其转化为面向控制的控制模型；基于面向控制的控制模型构建飞行器基于指令飞行过程中的总干扰进行实时估计的干扰观测器；将面向控制的控制模型转化为面向输入饱和的控制模型，基于面向输入饱和的控制模型构建辅助系统，用于引导面向输入饱和的控制模型的控制量脱离饱和状态；基于面向输入饱和的控制模型所输出的状态误差构建误差转换函数，用于对输出状态误差的受限控制；采用反步法构建反步控制器；反步控制器基于面向输入饱和的控制模型对变形飞行器的指令进行跟踪，完成干扰条件下的姿态控制任务。姿态控制任务。姿态控制任务。

【技术实现步骤摘要】
一种输入饱和与输出受限的变形飞行器控制方法


[0001]本专利技术涉及飞行器控制领域，尤其涉及一种输入饱和与输出受限的变形飞行器控制方法。

技术介绍

[0002]变形飞行器能够根据飞行任务需求，对外形进行灵活改变，从而满足大空域和大速域的飞行要求，从而保持最优飞行，使得该飞行器能够完成常规飞行器不能完成的任务。变形飞行器对于新一代跨大气层飞行的空天飞行器，在速度、高度变化范围广泛的区域，达到良好作战使用性能。高超声速变形飞行器是指能够根据飞行环境和飞行任务的需求，主动地改变外形结构，以获得更优的气动特性和操纵能力，可以满足大空域和大速域的飞行要求，有利于提高的飞行性能的一类高超声速飞行器。高超声速变形飞行器将外形参数作为可控变量，利用外形参数对气动特性的影响来改变飞行器的性能，使其能够适应更宽范围内的飞行空域和速域，从而能够适应更复杂的飞行任务和飞行环境。同时，通过针对战场环境、作战任务变化，灵活地改变外形、飞行性能等，增强了飞行器的射程、突防性和精确性，可以大幅提高飞行器的作战效能和效费比。
[0003]快时变、非线性、强耦合和外形变化等特点要求控制系统具有更强的适应性，而未建模动态、外部干扰及气动摄动等不确定性因素则要求控制器具有极强的鲁棒性。基于干扰观测器设计的控制器能主动估计干扰值并在控制量中予以补偿，兼顾了标称与偏差条件下的控制性能。而飞行器由于物理结构限制，舵面偏转的幅度受到限制，因此控制器设计应避免执行机构长期处于饱和状态，以保证飞行安全性。此外，通过对输出误差边界加以限制，能获得更为优越的姿态控制性能。目前对于高超声速变形飞行器输入饱和与输出受限的研究成果较少，亟需围绕这些问题提出一种技术方案。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的在于提供一种输入饱和与输出受限的变形飞行器控制方法，用以解决高超声速变形飞行器再入段的控制以及如何解决执行机构饱和与姿态跟踪误差受限的问题。
[0005]为实现上述专利技术目的，本专利技术提供一种输入饱和与输出受限的变形飞行器控制方法，包括以下步骤：
[0006]S1.基于高超声速变形飞行器的几何模型，构建姿态运动及气动控制模型，并将所述姿态运动及气动控制模型转化为面向控制的控制模型；
[0007]S2.基于面向控制的控制模型构建所述高超声速变形飞行器基于指令飞行过程中的总干扰进行实时估计的干扰观测器；
[0008]S3.将面向控制的控制模型转化为面向输入饱和的控制模型，以及基于面向输入饱和的控制模型构建辅助系统，以用于引导面向输入饱和的控制模型的控制量脱离饱和状态；
[0009]S4.基于面向输入饱和的控制模型所输出的状态误差构建误差转换函数，以用于对输出所述状态误差的受限控制；
[0010]S5.采用反步法构建反步控制器，其中，所述反步控制器基于所述干扰观测器的实时估计结果，所述辅助系统和所述误差转换函数构建；
[0011]S6.所述反步控制器基于面向输入饱和的控制模型对所述高超声速变形飞行器的指令进行跟踪，完成干扰条件下的姿态控制任务。
[0012]根据本专利技术的一个方面，步骤S1中，基于高超声速变形飞行器的几何模型，构建姿态运动及气动控制模型，并将所述姿态运动及气动控制模型转化为面向控制的控制模型的步骤中，包括：
[0013]基于所述几何模型生成所述姿态运动及气动控制模型；其中，所述姿态运动及气动控制模型表示为：
[0014][0015]其中，α表示攻角，β表示侧滑角，γ
V
表示倾侧角，N为侧向力，L为升力，m
s
为高超声速变形飞行器的飞行器质量，V为飞行器速度，θ为速度倾角；
[0016]记ξ＝[a β γ
V
]T
为三轴姿态角矢量，ω＝[ω
x ω
y ω
z
]T
为三轴角速度矢量，J＝diag(I
x
,I
y
,I
z
)为惯量矩阵，M＝[M
x M
y M
z
]T
为气动力矩，M
s
＝[M
sx M
sy M
sz
]T
为变形附加气动力矩，以及如下矩阵与矢量：
[0017][0018][0019][0020]其中，m
i
为高超声速变形飞行器的左右弹翼的质量，s
i
为高超声速变形飞行器质心指向弹翼质心的位置矢量，g
i
为重力加速度矢量，v为飞行器的速度矢量；
[0021]获取所述高超声速变形飞行器的气动力和气动力矩的计算方式，其表示为：
[0022][0023][0024]其中，κ表示高超声速变形飞行器的变形率，q为动压，S0为参考面积，L
ref
为参考长度，C
i
为气动力系数，C
mj
为气动力矩系数，F为气动力且F＝[D L N]T
，M为气动力矩且M＝[M
x M
y M
z
]T
；
[0025]假设作用在原始动力学方程角回路与角速度回路的外界干扰分别为D1与D2，则记矢量g＝GF,d1＝H+D1,f(ω)＝J
‑1[M
s
‑
ω
×
(Jω)],d2＝D2，则对所述姿态运动及气动控制模型进行简化获得面向控制的模型，其表示为：
[0026][0027]其中，b为控制矩阵，表示为：
[0028][0029]其中，q为动压，b
r
为横向参考长度，c
r
为纵向参考长度，为纵向参考长度，表示各轴气动力矩系数对相应舵偏角的偏导数，u为控制量，表示为：
[0030]u＝[δ
x
δ
y
δ
z
]T
[0031]其中，δ
x
表示滚转舵，δ
y
表示偏航舵，δ
z
表示俯仰舵。
[0032]根据本专利技术的一个方面，步骤S2中，基于面向控制的控制模型构建所述高超声速变形飞行器基于指令飞行过程中的总干扰进行实时估计的干扰观测器的步骤中，基于模糊逻辑系统逼近真实干扰的方式，设计自适应律与收敛准则，并构建出所述干扰观测器；其包括：
[0033]构建模糊规则形式，其表示为：
[0034]RULE j:
[0035][0036]THEN y is B
j
[0037]其中，为模糊集，B
j
为第j条模糊规则的模糊输出值，则获取重心法反模糊化的模糊系统输出，其表示为：
[0038][0039]其中，为模糊变量x
i
的隶属度函数，h
j
为B
j
的峰值，m为模糊规则的数目，为调节参数向量，η(x)＝[η1(x),η2(x),
…
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种输入饱和与输出受限的变形飞行器控制方法，其特征在于，包括以下步骤：S1.基于高超声速变形飞行器的几何模型，构建姿态运动及气动控制模型，并将所述姿态运动及气动控制模型转化为面向控制的控制模型；S2.基于面向控制的控制模型构建所述高超声速变形飞行器基于指令飞行过程中的总干扰进行实时估计的干扰观测器；S3.将面向控制的控制模型转化为面向输入饱和的控制模型，以及基于面向输入饱和的控制模型构建辅助系统，以用于引导面向输入饱和的控制模型的控制量脱离饱和状态；S4.基于面向输入饱和的控制模型所输出的状态误差构建误差转换函数，以用于对输出所述状态误差的受限控制；S5.采用反步法构建反步控制器，其中，所述反步控制器基于所述干扰观测器的实时估计结果，所述辅助系统和所述误差转换函数构建；S6.所述反步控制器基于面向输入饱和的控制模型对所述高超声速变形飞行器的指令进行跟踪，完成干扰条件下的姿态控制任务。2.根据权利要求1所述的变形飞行器控制方法，其特征在于，步骤S1中，基于高超声速变形飞行器的几何模型，构建姿态运动及气动控制模型，并将所述姿态运动及气动控制模型转化为面向控制的控制模型的步骤中，包括：基于所述几何模型生成所述姿态运动及气动控制模型；其中，所述姿态运动及气动控制模型表示为：其中，α表示攻角，β表示侧滑角，γ
V
表示倾侧角，N为侧向力，L为升力，m
s
为高超声速变形飞行器的飞行器质量，V为飞行器速度，θ为速度倾角；记ξ＝[a β γ
V
]
T
为三轴姿态角矢量，ω＝[ω
x ω
y ω
z
]
T
为三轴角速度矢量，J＝diag(I
x
,I
y
,I
z
)为惯量矩阵，M＝[M
x M
y M
z
]
T
为气动力矩，M
s
＝[M
sx M
sy M
sz
]
T
为变形附加气动力矩，以及如下矩阵与矢量：
其中，m
i
为高超声速变形飞行器的左右弹翼的质量，s
i
为高超声速变形飞行器质心指向弹翼质心的位置矢量，g
i
为重力加速度矢量，v为飞行器的速度矢量；获取所述高超声速变形飞行器的气动力和气动力矩的计算方式，其表示为：F
i
＝qS0C
i
,i＝D,L,NM
i
＝qS0L
ref
C
mj
,j＝x,y,z其中，κ表示高超声速变形飞行器的变形率，q为动压，S0为参考面积，L
ref
为参考长度，C
i
为气动力系数，C
mj
为气动力矩系数，F为气动力且F＝[D L N]
T
，M为气动力矩且M＝[M
x M
y M
z
]
T
；假设作用在原始动力学方程角回路与角速度回路的外界干扰分别为D1与D2，则记矢量g＝GF,d1＝H+D1,f(ω)＝J
‑1[M
s
‑
ω
×
(Jω)],d2＝D2，则对所述姿态运动及气动控制模型进行简化获得面向控制的模型，其表示为：其中，b为控制矩阵，表示为：其中，q为动压，b
r
为横向参考长度，c
r
为纵向参考长度，为纵向参考长度，表示各轴气动力矩系数对相应舵偏角的偏导数，u为控制量，表示为：u＝[δ
x
δ
y
δ
z
]
T
其中，δ
x
表示滚转舵，δ
y
表示偏航舵，δ
z
表示俯仰舵。3.根据权利要求2所述的变形飞行器控制方法，其特征在于，步骤S2中，基于面向控制的控制模型构建所述高超声速变形飞行器基于指令飞行过程中的总干扰进行实时估计的干扰观测器的步骤中，基于模糊逻辑系统逼近真实干扰的方式，设计自适应律与收敛准则，并构建出所述干扰观测器；其包括：构建模糊规则形式，其表示为：RULE j:IF x
1 isand x

【专利技术属性】
技术研发人员：王鹏，陈浩岚，汤国建，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：