[發(fā)明專利]一種近空間飛行器的軌跡跟蹤控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201610084472.9
• 申請日: 2016-02-14
• 公開（公告）號: CN105629734B
• 公開（公告）日: 2019-02-12
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 張強;袁鑄鋼;于宏亮
• 申請（專利權(quán)）人: 濟南大學(xué)
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04;G05D1/10
• 代理公司: 濟南譽豐專利代理事務(wù)所(普通合伙企業(yè)) 37240
• 代理人: 李茜

1.一種近空間飛行器的軌跡跟蹤控制方法，其特征在于，包括：

步驟1.建立近空間飛行器巡航飛行階段的六自由度十二狀態(tài)非線性模型；其包括：

位置回路模型：其中：

f_p(V,P^a)＝[Vcosγcosχ,Vcosγsinχ,-Vsinγ]^T；

空速模型：其中：

航跡角回路模型：其中：

L、Y和D分別為升力、側(cè)向力和阻力；

姿態(tài)角回路模型：其中：

角速率回路模型：其中：

diag(·)代表對角矩陣；I_xx、I_yy和I_zz分別為繞機體軸x、y和z的轉(zhuǎn)動慣量；I_aero、m_aero和n_aero分別為氣動舵面為零時飛行器所受的氣動滾轉(zhuǎn)力矩、氣動俯仰力矩和氣動偏航力矩；

上式中的各變量表示的含義如下：

P為飛行器空間位置，P＝[x,y,z]^T，(x,y,z)為飛行器在地面坐標(biāo)系中的坐標(biāo)，P^a＝[γ,χ]^T，γ為飛行器的航跡傾斜角，χ為飛行器的航跡方位角，Ω＝[α,β,μ]^T，α為飛行器的攻角，β為飛行器的側(cè)滑角，μ為飛行器的滾轉(zhuǎn)角，V為空速，ω＝[p,q,r]^T,p為期望滾轉(zhuǎn)角速率，q為期望俯仰角速率，r為期望偏航角速率，M＝[l_ctrl,m_ctrl,n_ctrl]，l_ctrl、m_ctrl和n_ctrl分別為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航方向上的控制力矩，T為發(fā)動機推力，d_v、d_Ω和d_ω均為對應(yīng)回路的復(fù)合干擾，其包括由氣動變化和參數(shù)攝動引起的不確定；

步驟2.利用在線模型近似方法將所述航跡角回路模型的做近似處理；

步驟3.利用自適應(yīng)干擾估計算法，獲取復(fù)合干擾估計值；

步驟4.設(shè)計飛行控制器，本步驟與所述步驟3中的自適應(yīng)干擾估計算法相互獨立。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的近空間飛行器的軌跡跟蹤控制方法，其特征在于，步驟2中，利用在線模型近似方法將所述航跡角回路模型的做近似處理，將所述航跡角回路模型近似為：

是以Ω′＝[α,μ]^T為式的輸入得到的濾波值，其中，為一階濾波器的狀態(tài),為設(shè)計的濾波時間矩陣；動態(tài)建模誤差，

以上，

c(μ₁)＝cos(μ₁)，c(α₁)＝cos(α₁)，s(α₁)＝sin(α₁)，s(β)＝sin(β)，s(μ₁)＝sin(μ₁)，c(β)＝cos(β)，c(γ)＝cos(γ)。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的近空間飛行器的軌跡跟蹤控制方法，其特征在于，步驟3中利用自適應(yīng)干擾估計算法，獲取的復(fù)合干擾估計值包括：

空速模型中的復(fù)合干擾估計值：

航跡角回路模型、姿態(tài)角回路模型和角速度回路模型中的復(fù)合干擾估計值

和為干擾估計值的初始值。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的近空間飛行器的軌跡跟蹤控制方法，其特征在于，所述步驟4中設(shè)計飛行控制器，其包括：

位置控制器：

空速控制器：

航跡控制器：

姿態(tài)角控制器：

角速率控制器：

V_d為期望的空速指令，γ_d和χ_d為期望的航跡傾斜角指令和期望的航跡方位角指令，K_p為設(shè)計的正定矩陣，為位置跟蹤誤差，P為飛行器空間位置，P_c為實際位置控制指令，為位置控制指令導(dǎo)數(shù)；T為推力，k_v＞0為設(shè)計參數(shù)，e_v為空速誤差，為d_v的估計值，r_v為空速的魯棒控制器；Ω_d′＝[α_d,μ_d]^T，α_d和μ_d分別為期望的攻角指令和期望的滾轉(zhuǎn)角指令，為航跡修正跟蹤誤差，為設(shè)計參數(shù)，為設(shè)計的非線性阻尼項，為航跡跟蹤誤差，為航跡控制指令導(dǎo)數(shù)，為的估計值；為航跡角的魯棒控制器，z′_Ω＝[z_α,z_μ]^T為z_Ω中兩個分量，z_Ω為姿態(tài)角輔助濾波器的狀態(tài)；ω_d＝[p_d,q_d,r_d]^T為期望的角速度指令，p為期望滾轉(zhuǎn)角速率，q為期望俯仰角速率，r為期望偏航角速率，K_Ω＞0為設(shè)計的正定矩陣，為姿態(tài)角跟蹤誤差，為d_Ω的估計值，Ω_c＝[α_c,β_c,μ_c]^T為實際的姿態(tài)跟蹤指令信號，為姿態(tài)角實際指令導(dǎo)數(shù)，r_Ω為姿態(tài)角的魯棒控制器，為修正的航跡角誤差，為航跡角輔助濾波器的狀態(tài)；M＝[l_ctrl,m_ctrl,n_ctrl]，l_ctrl、m_ctrl和n_ctrl分別為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航方向上的控制力矩，K_ω為設(shè)計的正定矩陣，e_ω＝ω-ω_c為角速率誤差，為d_ω的干擾估計值，為角速度實際指令導(dǎo)數(shù)，r_ω為角速率的魯棒控制器，p_d,q_d,r_d分別為理想的滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航角速率，α_c為實際的攻角指令、μ_c為實際的滾轉(zhuǎn)角指令，β_c＝0。