考虑攻角约束的高超声速飞行器无奇异预设性能控制方法技术

本发明专利技术公开了一种考虑攻角约束的高超声速飞行器无奇异预设性能控制方法，所述方法包括如下步骤：步骤一：建立高超声速飞行器姿态系统的数学模型；步骤二：构造性能函数和性能包络；步骤三：在性能包络内生成期望误差轨迹；步骤四：设计考虑攻角约束的高超声速飞行器无奇异预设性能姿态控制律；步骤五：检验考虑攻角约束的高超声速飞行器无奇异预设性能姿态控制律的性能

【技术实现步骤摘要】
考虑攻角约束的高超声速飞行器无奇异预设性能控制方法


[0001]本专利技术属于航空航天领域，涉及一种高超声速飞行器预设性能控制方法，具体涉及一种考虑攻角约束的高超声速飞行器预设性能控制方法
。

技术介绍

[0002]高超声速飞行器是指飞行速度大于5马赫的飞行器，在军用和民用领域具有巨大的应用潜力
。
目前，关于高超声速飞行器的控制技术已经取得了一定的成果
。
不同于传统的飞行器控制技术，高超声速飞行器预设性能控制技术可以同时兼顾飞行器的瞬态和稳态性能，得到了学者的广泛研究
。
现有高超声速飞行器预设性能结果的核心步骤就是引入非线性映射将约束空间一一映射到无约束空间，从而将带约束的控制问题转化为不带约束的控制问题
(
比如：定义
ε
(t)
＝
ln(1+
ρ
‑1(t)e(t)/1
‑
ρ
‑1(t)e(t))
，其中，
ρ
(t)
是性能函数，
e(t)
是跟踪误差
)
，典型代表如
CN113985901B
公开的“基于扰动估计的高超声速飞行器预设性能控制方法及装置”。
本质上，
ε
(t)
是一个障碍函数，它的值会随着
e(t)
趋近于
ρ
(t)
而趋于无穷大
。
在某些非理想情况下，比如：传感器故障，可能会出现
e(t)
＝
ρ
(t)
，从而造成所谓的控制律奇异性问题
。
此外，高超声速飞行器采用吸气式超然冲压发动机，其推进系统对攻角的变化非常敏感
。
一旦飞行器攻角超过约束的变化范围，就会导致发动机熄火，从而导致飞行任务的失败
。
无疑攻角约束问题是十分重要的，因此也得到了很多学者的研究，典型的解决方法是基于障碍
Lyapunov
函数的方法，以
CN104155990B
公开的“考虑攻角约束的高超声速飞行器俯仰通道姿态控制方法”为代表
。
然而，与高超声速飞行器预设性能控制结果类似，这类方法也存在控制律奇异性问题
。

技术实现思路

[0003]为了克服现有的高超声速飞行器预设性能控制方法和考虑攻角约束的高超声速飞行器控制方法存在控制律奇异性的不足，本专利技术提供了一种考虑攻角约束的高超声速飞行器无奇异预设性能控制方法
。
该方法能够实现跟踪理想的攻角指令，并确保跟踪误差满足预先给定的瞬态和稳态性能要求，以及攻角满足约束条件，避免了潜在的控制律奇异性问题
。
[0004]本专利技术的目的是通过以下技术方案实现的：
[0005]一种考虑攻角约束的高超声速飞行器无奇异预设性能控制方法，包括如下步骤：
[0006]步骤一：建立高超声速飞行器姿态系统的数学模型
[0007]所述高超声速飞行器纵向姿态系统的数学模型如下：
[0008][0009][0010]其中，
α
表示攻角，
q
表示俯仰角速率，
m
表示飞行器质量，
V
表示速度，
γ
表示航迹角，
g
表示重力加速度，
I
yy
表示惯性矩，
L、T、M
分别表示升力
、
推力和俯仰力矩，
Δ1和
Δ2表示
不确定性；
[0011]定义
x1＝
α
，
x2＝
q
，
u
＝
δ
z
，所述高超声速飞行器姿态系统的数学模型转化为如下形式：
[0012][0013]步骤二：构造性能函数和性能包络
[0014]根据对跟踪误差
e
的瞬态和稳态性能要求，设计构造性能函数
ρ1(t)
＝
(
ρ
10
+
ρ
∞
)e
‑
lt
‑
ρ
∞
和
ρ2(t)
＝
(
ρ
20
‑
ρ
∞
)e
‑
lt
+
ρ
∞
，其中：
ρ
10
＝
α
min
‑
α
dmin
，
ρ
20
＝
α
max
‑
α
dmax
，0＜
ρ
∞
＜
ρ
20
且
ρ
∞
＜
‑
ρ
10
，
e
在性能包络
(
ρ1(t),
ρ2(t))
内变化，使得
e
满足预先给定的瞬态和稳态性能要求，
α
满足约束条件：
α
min
≤
α
≤
α
max
；
[0015]步骤三：在性能包络内生成期望误差轨迹
[0016]在步骤二构造的性能函数包络内，根据步骤一转化后的高超声速飞行器姿态系统的数学模型生成如下以指数速率衰减的期望误差轨迹
e
d
(t):R
≥0
→
R
：
[0017][0018]其中，
c
＞0是一个设计参数；
[0019]步骤四：设计考虑攻角约束的高超声速飞行器无奇异预设性能姿态控制律
[0020]所述考虑攻角约束的高超声速飞行器无奇异预设性能姿态控制律的设计任务为：根据步骤一建立的高超声速飞行器姿态系统的数学模型，设计舵偏角指令
δ
z
使得飞行器的攻角
α
跟踪理想的攻角指令
α
d
，并使得
(i)
跟踪误差
e
＝
α
‑
α
d
满足：收敛速度不慢于
e
‑
lt
,l
＞0，稳态误差不大于
ρ
∞
＞0；
(ii)
攻角满足约束条件：
α
min
≤
α
≤
α
max
；
[0021]所述考虑攻角约束的高超声速飞行器无奇异预设性能姿态控制律如下：
[0022][0023]其中，
x
2d
是虚拟控制律，
k1＞0，...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种考虑攻角约束的高超声速飞行器无奇异预设性能控制方法，其特征在于所述方法包括如下步骤：步骤一：建立高超声速飞行器姿态系统的数学模型所述高超声速飞行器纵向姿态系统的数学模型如下：所述高超声速飞行器纵向姿态系统的数学模型如下：其中，
α
表示攻角，
q
表示俯仰角速率，
m
表示飞行器质量，
V
表示速度，
γ
表示航迹角，
g
表示重力加速度，
I
yy
表示惯性矩，
L、T、M
分别表示升力
、
推力和俯仰力矩，
Δ1和
Δ2表示不确定性；定义
x1＝
α
，
x2＝
q
，
u
＝
δ
z
，所述高超声速飞行器姿态系统的数学模型转化为如下形式：步骤二：构造性能函数和性能包络根据对跟踪误差
e
的瞬态和稳态性能要求，设计构造性能函数
ρ1(t)
＝
(
ρ
10
+
ρ
∞
)e
‑
lt
‑
ρ
∞
和
ρ2(t)
＝
(
ρ
20
‑
ρ
∞
)e
‑
lt
+
ρ
∞
，其中：
ρ
10
＝
α
min
‑
α
dmin
，
ρ
20
＝
α
max
‑
α
dmax
，0＜
ρ
∞
＜
ρ
20
且
ρ
∞
＜
‑
ρ
10
，
e
在性能包络
(
ρ1(t),
ρ2(t))
内变化，使得
e
满足预先给定的瞬态和稳态性能要求，
α
满足约束条件：
α
min
≤
α
≤
α
max
；步骤三：在性能包络内生成期望误差轨迹在步骤二构造的性能函数包络内，根据步骤一转化后的高超声速飞行器姿态系统的数学模型生成如下以指数速率衰减的期望误差轨迹
e
...

【专利技术属性】
技术研发人员：石文锐，侯明哲，陈功，赵暾，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：