[發明專利]基于耦合分析的高超聲速飛行器姿態協調控制方法

在審

• 申請號: 201710402830.0
• 申請日: 2017-06-01
• 公開（公告）號: CN107085435A
• 公開（公告）日: 2017-08-22
• 發明（設計）人: 王玉惠;甄武斌;應竣棫;吳慶憲
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05B13/04
• 代理公司: 南京經緯專利商標代理有限公司32200
• 代理人: 張艷

技術領域

本發明涉及基于耦合分析的高超聲速飛行器姿態協調控制方法，屬于技術領域。

背景技術

姿態控制是高超聲速飛行器(HFV)飛行控制中的重要一環，其在確保HFV穩定以及實現軌跡跟蹤過程中起著首要的作用。然而，由于在高超聲速飛行過程中存在強烈耦合、復雜非線性、氣動舵面作動幅度與發動機推力受限以及有限的負載能力等問題給高超聲速飛行器的姿態控制帶來極大的挑戰。

近來年，在高超聲速飛行器的姿態控制方面取得了眾多有價值的研究成果，這些研究主要集中在三個方面。最初是基于精確數學模型的姿態控制問題研究。有學者基于最優動態逆(ODI)和擴展卡爾曼濾波器(EKF)，提出了一種非線性最優控制器用于可重復使用的運載火箭(RLV)姿態控制。也有人為X-33設計了一種基于反饋線性化的在線神經網絡自適應控制律，并在其中考慮到了執行機構受限問題。然而，動態逆和反饋線性化方法嚴重依賴于模型的準確性，因此在模型不確定性和外部干擾等因素作用下很難保證良好的控制性能。隨后,為了應對上述方法的缺陷，線性魯棒被用于高超聲速飛行器的姿態控制。雖然該方法可以有效的提高系統的魯棒性，但是系統線性化過程可能會為高超聲速飛行器系統帶來較大的模型誤差和不確定性。最終，為了解決存在于高超聲速飛行器中的強非線性問題和未知的不確定性問題來提高飛行控制器性能，非線性魯棒控制方法被用于高超聲速飛行控制系統設計。國內外學者運用非線性魯棒方法產生了豐富的研究成果，這些研究成果極大地推動了高超聲速飛行控制技術的發展。

然而，不難發現，在上述研究成果中雖然提到了高超聲速飛行器的耦合問題，但是并沒有提出一個有效的方案來解決這個問題。高超聲速飛行器耦合的主要問題在于變量之間復雜的相互影響，這些影響讓飛行動態特性表現的尤為復雜以至于所設計的控制器通常只考慮一個或者幾個變量的變化而忽略了其他變量。有些時候耦合的影響在飛行控制器設計過程中是可以忽略的，但是對于高超聲速飛行器的姿態系統來說這個問題可能是致命的，因為高超聲速飛行中強耦合可能會導致對姿態系統動態的錯誤判斷，從而得到一個性能不佳甚至失效的控制器。因此，通過對姿態系統耦合影響的精確分析設計一個控制器來協調變量之間的關系是非常重要的。幸運的是近年來一些學者已經開始對協調控制進行探索性研究。就高超聲速推進系統而言，分別研究了燃燒室與進氣道之間、推進系統與氣動力矩或結構動態之間、若干集成模塊之間的相互影響作用。有學者提出一個非線性的吸氣式高超聲速飛行器縱向模型，這個模型可以描述俯仰通道變量與加速度或結構動力之間的慣性耦合作用。顯然，前人的不懈努力使得在高超聲速飛行器的耦合問題研究方面取得了重大的研究成果，然而不足之處是其耦合分析大都停留在定性分析階段，并沒有一個精確的解析表達式，耦合分析結果很難應用于控制器設計，這使得其相應的控制器對于耦合的針對性不夠強。因此，研究一種新的控制技術來處理高超聲速飛行器的強耦合問題是很有必要的。

發明內容

為了解決上述存在的問題，本發明公開了一種基于耦合分析的高超聲速飛行器姿態協調控制方法，首先，提出一個用數學方式描述姿態變量之間耦合關系的方案，獲得耦合度矩陣來表示變量之間耦合的程度，然后，基于耦合度矩陣，應用滑模方法設計了姿態協調控制器，最后，仿真結果驗證了該方法的有效性。試驗表明，此控制算法效果較好，有良好的應用前景，其具體技術方案如下：

基于耦合分析的高超聲速飛行器姿態協調控制方法，包括如下步驟：

步驟1)，對高超聲速飛行器姿態系統數學模型進行耦合分析，首先進行耦合特性分析，以定性的角度認識姿態變量之間的耦合，然后對變量之間的耦合度進行定義，最后運用采樣統計方法對高超聲速姿態系統中的姿態角之間、姿態角速率之間、姿態角與姿態角速率之間以及姿態角速率與控制舵面之間進行耦合度分析，得到相應的耦合度矩陣；

步驟2)，姿態協調控制器設計，分別設計了姿態角協調控制器和姿態角速率協調控制器。

所述步驟1)的具體過程包括如下步驟：

步驟1-1)，建立高超聲速飛行器姿態系統數學模型；