[發明專利]近空間可變翼飛行器自適應小翼切換控制系統及工作方法

有效

• 申請號: 201710285460.7
• 申請日: 2017-04-27
• 公開（公告）號: CN107065554B
• 公開（公告）日: 2019-04-09
• 發明（設計）人: 楊政;甄子洋;蔣爍瑩
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 江蘇圣典律師事務所 32237
• 代理人: 賀翔

本發明公開了一種近空間可變翼飛行器自適應小翼切換控制系統及工作方法，屬于航空航宇推進控制技術領域。本發明針對近空間可變翼飛行器的速度與姿態穩定跟蹤控制問題，并考慮可變翼結構對建模的影響以及小翼伸縮過程的切換控制問題。由飛行器的非線性模型，得到狀態方程表達式，根據速度與俯仰角的相對階次，建立自適應控制系統的參考模型。設計的自適應控制器包括標稱控制器與自適應更新模塊，其中自適應更新模塊自動更新控制器參數，使小翼切換前后平滑過渡。本發明可以保證閉環系統的全局穩定，并且使系統擁有良好的跟蹤性能和魯棒性能。

技術領域

本發明屬于航空航宇推進控制技術領域，具體指代一種近空間可變翼飛行器自適應小翼切換控制系統及工作方法。

背景技術

近空間飛行器所采用的推進動力是無需自帶氧化劑的超聲速燃燒沖壓式發動機，氣動布局為機體/發動機一體化設計。近空間飛行器的彈性機體與飛行推進系統之間存在很強的耦合性，飛行器模型的非線性特性十分嚴重，飛行過程具有快速時變性，近空間飛行器的氣動特性變化劇烈，各種不確定性嚴重，傳統的經典控制方法無法很好地滿足飛行控制系統穩定性和強魯棒性的性能要求。因此要保證飛行控制系統的實時性，魯棒性和穩定性，對響應速度和控制精度提出了更高的要求，這極大地推動了先進的控制方法和控制理論關鍵技術的發展。

近空間可變翼飛行器是具有可伸縮小翼的近空間飛行器，是為了解決起飛爬升段升力不足、升阻比過小，滿足飛行速度和飛行高度包絡范圍大的特點而設計的一種可變翼飛行器。近空間可變翼飛行器兼具近空間飛行器與可變翼飛行器的特點，可以用于高空高速飛行，可變翼的特點可以使飛行器根據不同的飛行環境和飛行狀態選擇伸出或是收回小翼，一般在低速飛行時伸出小翼，提高升力，在高速飛行時，收回小翼以減小阻力，減小燃油消耗。

近空間可變翼飛行器所處的飛行環境、自身復雜多變的氣動特性對飛行控制系統的設計帶來了很多技術上的難點。第一，飛行控制系統必須滿足穩定性要求。大跨度飛行包絡，嚴重的外界干擾，彈性形變、高溫和低密度流效應等因素會嚴重影響系統的穩定性。第二，飛行控制系統必須滿足魯棒性要求。在高動壓、高速環境下，各種外界干擾和內部參數變化要求飛行控制系統必須具有較強的魯棒性。飛行器的所處大氣環境復雜，使得飛行器異常敏感，時變性強，很容易產生基礎結構失真和參數不確定性；第三，強耦合和非線性特點要求系統的協調控制。近空間可變翼飛行器多采用乘波體或升力體氣動布局以保證機動飛行的大迎角姿態，采用機體/發動機一體化設計可以保證高速飛行時不解體。第四，實時性要求。在高速飛行時，飛行參數具有激烈快時變的特征，而氣動舵面的控制效果反而銳減，系統反應時間加長，會出現控制延時問題。在控制器設計時要充分考慮機翼變形的實時性，控制算法的復雜度，要避免控制參數過多，提高算法的運行速度。第五，要滿足約束條件。飛行控制系統在保證控制精度的同時，還要滿足一些約束條件，例如執行機構的飽和約束、迎角和側滑角約束，在爬升和再入返回段的熱流約束、為保證機體結構強度而設置的動壓約束和過載約束等。

滑模控制方法通過設計不連續的控制器，迫使系統產生滑動運動模態，一旦系統進行滑動模態，系統將對不確定性和干擾具有完全不變性。然而，實際系統由于切換裝置不可避免地存在慣性，變結構系統在不同的控制邏輯中來回切換將導致實際滑動模態不是準確地發生在切換面上，容易引起系統的劇烈抖動，不能保證系統的魯棒性。

增益預置控制方法在控制系統設計中的應用比較成熟并取得了一定的成果，當非線性系統變化范圍較大時，采用這種方法需要設計多個平衡點，整個控制器的穩定性難以得到保證。在高超聲速飛行器大迎角和高機動狀態下，飛行狀態呈現強非線性和高耦合性，增益預置方法無法滿足性能指標的要求。

動態逆控制方法通過被控對象非線性耦合特性的準確建模，在線構成非線性耦合時變控制器，以抵消對象的非線性耦合時變特性，使系統成為偽線性系統。但是動態逆方法對建模誤差敏感，且通常情況下，非線性系統精確建模非常困難，一旦建模與實際系統有差別，非線性耦合特性的對消就會有影響，導致控制性能的惡化，不能保證魯棒性。

發明內容