一种基于高增益观测器的高超声速飞行器非线性控制方法技术

一种基于高增益观测器的高超声速飞行器非线性控制方法：确定高超声速飞行器的动力学模型；定义高超声速飞行器速度、高度和攻角跟踪误差；定义集合Σ为表征高超声速飞行器系统状态处于设定范围内的紧集，当所有高超声速飞行器系统状态和输入保持在集合Σ内，弹性模态向量有欧几里得范数上界；设计高超声速飞行器速度通道控制系统，即设计高增益观测器对速度误差系统中未知函数及扰动进行在线估计及速度通道控制器；设计高超声速飞行器高度通道及攻角通道控制系统。本发明专利技术对高超声速飞行器的建模不确定性、参数摄动以及外界未知扰动有很好的鲁棒性，计算量小可调控制增益丰富，可以满足大部分飞行情况。

【技术实现步骤摘要】
一种基于高增益观测器的高超声速飞行器非线性控制方法
本专利技术涉及一种高超声速飞行器非线性控制方法。特别是涉及一种针对一类非线性高超声速飞行器动态模型进行控制的基于高增益观测器的高超声速飞行器非线性控制方法。
技术介绍
高超声速飞行器飞行环境变化范围大，飞行动力学特性复杂，具有极高的非线性特性。此外，气动、推进系统以及热防护结构之间具有强耦合特性。高超声速气动力/气动热将引起机体结构热弹性变形与振动，机体结构热弹性变形与振动又会对气动力和飞行控制系统产生严重影响，使得近空间高超声速飞行器成为一个气动/结构/控制严重耦合的系统，给飞行器控制系统提出了极大的挑战。受利于超燃冲压发动机技术的发展，美国于20世纪80年代实施了国家空天飞机（NASP）计划。历经10年的努力和30亿美元的投入，研制出两架水平起降单级入轨的研究机X-30。X-30采用尖头、狭长机体、大后掠三角翼、单垂尾布局，以减少高速飞行时的阻力，机长45.7～61.0米，起飞重量113400～136000千克。虽受限于政府开支缩减，NASP计划被迫中止，但此计划推动了高超声速飞行技术今后的发展。在此基础上，Hyper-X计划、美国本土投送与应用兵力（FALCON）计划、自由飞行大气层超燃冲压发动机试验技术（FASTT）计划、HyFly计划、HyTech计划、HySET计划、助推到巡航（BoosttoCruise）计划、ScramFire计划相继展开。正对高超声速飞行器控制问题，H.J.Xu等针对反馈线性化后的模型，分别设计速度和高度的滑模面，借助符号函数迫使状态收敛于滑模面上。对于不确定的输入矩阵，文中说明输入矩阵满足参数线性化条件并采用自适应算法在线估计矩阵中未知参数。为了避免符号函数导致的颤振问题，文中利用小线性范围的饱和函数代替符号函数，使控制输入更加平滑，且证明了系统误差不会超过饱和函数线性区域的边界（期刊：JournalofGuidance,Control,andDynamics；著者：H.J.Xu、M.D.Mirmirrani和P.A.Ioaanou；出版时间：2004年；文章题目：AdaptiveSlidingModeControlDesignforaHypersonicFlightVehicle；页码：829-838）。W.E.Dixon等提出了一种连续指数收敛控制器，并能够抑制系统摄动和外部扰动。在对系统动态方程提升一阶后，原控制输入被其一阶导数替代，随后采用标准的滑模控制算法抑制了系统的不确定性，此时所设计的原控制输入将包含符号函数的积分。此方法的优势在于既达到了指数稳定的控制效果，又避免了滑模控制带来的振颤问题。然而，此方法需要对系统高阶信号测量，这一般是难以实现的期刊：JournalofGuidance,Control,andDynamics；著者：Z.D.Wilcox、W.Mackunis、S.Bhat、R.Lind和W.E.Dixon；出版时间：2010年；文章题目：Lyapunov-BasedExponentialTrackingControlofaHypersonicAircraftwithAerothermoelasticEffects；页码：1213-1224）。Serrani等人假设当被控输出趋于稳定时，弹性模态趋于定值，可以认为弹性模态最终态是一恒定参数。基于此假设，文中采用自适应算法在线估计系统中的未知参数和不可测弹性模态，最后证明了控制器可以满足输出渐近跟踪给定参考轨迹，并保证弹性模态稳定。但是，当弹性模态不趋于定值时，文中所设计控制算法就无法满足渐进跟踪的效果，甚至从理论上难以证明系统的稳定，所以文中考虑的仅是一个类镇定问题（期刊：JournalofGuidance,Control,andDynamics；著者：L.Fiorentini、A.Serrani、M.A.Bolender和D.B.Doman；出版时间：2009年；文章题目：NonlinearRobustAdaptiveControlofFlexibleAir-BreathingHypersonicVehicles；页码：401-416）。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是，提供一种对非线性函数的不确定参数具有鲁棒性的一种基于高增益观测器的高超声速飞行器非线性控制方法。本专利技术所采用的技术方案是：一种基于高增益观测器的高超声速飞行器非线性控制方法，包括如下步骤：1）确定高超声速飞行器的动力学模型；2）定义高超声速飞行器速度、高度和攻角跟踪误差；3）定义集合Σ为表征高超声速飞行器系统状态处于设定范围内的紧集，当所有高超声速飞行器系统状态和输入保持在集合Σ内，弹性模态向量有欧几里得范数上界；4）设计高超声速飞行器速度通道控制系统，即设计高增益观测器对速度误差系统中未知函数及扰动进行在线估计及速度通道控制器；5）设计高超声速飞行器高度通道及攻角通道控制系统，包括：（1）设计高增益观测器对高度及攻角误差系统中未知函数及扰动进行在线估计；（2）设计高超声速飞行器高度及攻角通道控制输入；步骤1）所述的高超声速飞行器动力学模型是：其中，m代表飞行器质量，Iyy是俯仰转动惯量，状态变量V(t)、h(t)、γ(t)、α(t)及分别表示飞行器的速度、高度、航迹角、攻角和俯仰角速率；ωi,ζi,i=1,2,3是系统第ith个弹性模态的自然频率和衰减系数，代表结构弹性变形模态以及它们的一阶导数；是未知外部扰动；飞行器受力和力矩的近似表达式如下：其中，是系统中力与力矩T,D,L,M的标称表达式，包含它们的不确定参数摄动和弹性模态；是未知常数；系统表达式的具体展开如下：其中，代表气动压力，是空气密度，S表示飞行器的参考面积，系统被控输出为控制输入是分别表征油气当量比、升降舵和鸭翼偏角；是未知常数。步骤2）所述的定义高超声速飞行器速度、高度和攻角跟踪误差分别为和具体是：eV=V-Vdeh=h-hd.（4）eα=α-αd其中，Vd、hd和αd分别是速度、高度和攻角的参考轨迹；考虑到后续高超声速飞行器的控制器设计，引入虚拟状态γd(t),eγ(t),αcmd(t)和如下：eγ=γ-γd（5）αcmd=αd-eγeαd=α-αcmd.其中，γ(t)表示高超声速飞行器的航迹角，α(t)表示高超声速飞行器的攻角；所述高超声速飞行器的速度、高度和攻角的指定参考轨迹设定为有界以及导数有界，即Vd(t),hd(t),αd(t)和有界；所述高超声速飞行器受到的未知扰动有界以及导数有界，即d是一个正常数。步骤4）所述的设计高超声速飞行器速度通道控制系统及速度通道控制器，包括：对eV(t)求一阶导数，得到如下方程：其中，已知，NVd,有界，满足x定义为ρ1(·)是一个正的非递减函数；设计高超声速飞行器速度通道的控制输入Φ(t)为由以下式子获得其中ε是一个正的控制增益，是速度误差的估计值。步骤5）所述的设计高增益观测器对高度及攻角误差系统中未知函数及扰动进行在线估计包括：对eh(t)进行二次求导，得到eh(t)的开环动态表达式如下：其中，已知，Nhd,有界，满足设计虚拟控制输入ueq(t)如下：其中，由以下等式获得：对eαd(t)进行二次求导，得到eαd(t)的开环动态方程：其中，本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于高增益观测器的高超声速飞行器非线性控制方法，其特征在于，包括如下步骤：?1）确定高超声速飞行器的动力学模型；?2）定义高超声速飞行器速度、高度和攻角跟踪误差；?3）定义集合Σ为表征高超声速飞行器系统状态处于设定范围内的紧集，当所有高超声速飞行器系统状态和输入保持在集合Σ内，弹性模态向量有欧几里得范数上界；?4）设计高超声速飞行器速度通道控制系统，即设计高增益观测器对速度误差系统中未知函数及扰动进行在线估计及速度通道控制器；?5）设计高超声速飞行器高度通道及攻角通道控制系统，包括：?（1）设计高增益观测器对高度及攻角误差系统中未知函数及扰动进行在线估计；?（2）设计高超声速飞行器高度及攻角通道控制输入。FDA0000405219430000011.jpg

【技术特征摘要】
1.一种基于高增益观测器的高超声速飞行器非线性控制方法，其特征在于，包括如下步骤：1)确定高超声速飞行器的动力学模型，所述的高超声速飞行器动力学模型是：其中，m代表飞行器质量，Iyy是俯仰转动惯量，状态变量V(t)、h(t)、γ(t)、α(t)及分别表示飞行器的速度、高度、航迹角、攻角和俯仰角速率；ωi,ζi,i＝1,2,3是系统第ith个弹性模态的自然频率和衰减系数，代表结构弹性变形模态以及它们的一阶导数；是未知外部扰动；飞行器受力和力矩的近似表达式如下：其中，是系统中飞行器受力与力矩T,D,L,M的标称表达式，包含它们的不确定参数摄动和弹性模态；是未知常数；系统表达式的具体展开如下：其中，代表气动压力，是空气密度，S表示飞行器的参考面积，系统被控输出为控制输入是分别表征油气当量比、升降舵和鸭翼偏角；是未知常数；2)定义高超声速飞行器速度、高度和攻角跟踪误差，所述的定义高超声速飞行器速度、高度和攻角跟踪误差分别为和具体是：

【专利技术属性】
技术研发人员：鲜斌，张垚，刘洋，
申请(专利权)人：天津大学，
类型：发明
国别省市：