[發明專利]基于協調因子的高超聲速飛行器姿態運動協調控制方法

有效

• 申請號: 201710514169.2
• 申請日: 2017-06-29
• 公開（公告）號: CN107272719B
• 公開（公告）日: 2019-09-20
• 發明（設計）人: 王玉惠;牟金震;應竣棫;陳謀
• 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
• 代理公司: 南京經緯專利商標代理有限公司 32200
• 代理人: 曹蕓

本發明公開了一種基于協調因子分析方法的高超聲速飛行器姿態運動魯棒協調控制方法，屬于飛行器姿態控制領域。本方法首先針對飛行器姿態運動的強耦合問題，將姿態模型的耦合分解成角運動耦合、慣性耦合與舵面操縱耦合三種形式。其次，對以上三種耦合形式分別設計了三種協調因子。然后將姿態系統分為快回路與慢回路，并分別設計兩個回路的魯棒自適應控制器。最后將協調因子與魯棒控制器結合起來推導協調力矩，將協調力矩分配到舵面，通過舵面偏轉實現協調。本方法有效的提高了舵面的控制效率，尤其是舵面偏轉次數減少，節約了能量。

技術領域

本發明公開了一種基于協調因子的高超聲速飛行器姿態運動協調控制方法，屬于航天器姿態控制技術領域。

背景技術

高超聲速飛行器具有重要的軍事戰略意義，是21世紀天空作戰的殺手锏武器。目前，高超聲速飛行器的研究受到了世界各國的普遍重視。然而，由于快速和大跨度的飛行也給飛行器的控制帶來了巨大的挑戰。高超聲速由于強耦合和強非線性的特點，目前成為研究的熱點。

近年來，在高超聲速飛行器姿態運動控制方面取得了眾多有價值的科研成果，針對飛行器姿態運動的強耦合問題，不少學者開展了相應的工作。有學者基于反饋線性化，采用神經網絡自適應技術，提出了在線實時自適應姿態控制器。然而反饋線性化依靠系統模型的精確度，因此當模型不確定的時候難以保證控制精度。也有學者提出了最優動態逆控制的方法，并且應用到姿態控制中，然而對于系統存在外部干擾的時候，此方法難以保證良好的控制。隨后，很多學者提出了非線性控制方法。其中包括將滑模方法用于飛行器控制，設計了基于單環和內環兩種滑模控制器，研究表明滑模方法對參數不確定以及外界擾動具有較好的魯棒性，但難以處理強耦合問題。隨后，有一些學者采用分層控制思想，基于非線性方法處理高超聲速姿態運動的強耦合問題，也有一些學者采用解耦的方法處理強耦合問題，其中包括采用奇異值攝動理論設計了內外環解耦控制器。上述方法雖然在一定成度上實現了姿態運動的協調，并為后續工作奠定了基礎，但由于高超聲速飛行器非線性動態的復雜性，這些成果為明確給出協調機制以主動環節、抑制、或利用耦合效應。高超聲速飛行器姿態運動的強耦合主要問題體現在變量之間的相互影響，有一些耦合影響有利于飛行器的控制，有一些耦合的積累對飛行器的控制是致命的，長時間的耦合積累會導致飛行器姿態的失穩。基于以上分析，針對高超聲速飛行器姿態運動的強耦合問題，有必要研究一種新的控制方法來處理此問題。

發明內容

為了克服現有的協調控制方法的不足，本發明提出了一種基于協調因子的高超聲速飛行器姿態運動協調控制方法。首先，基于姿態系統的數學模型，將姿態運動間的耦合分解成角運動耦合、慣性耦合與舵面操縱耦合。然后對以上耦合形式分別設計協調因子，并將協調因子與設計的魯棒控制器結合起來推導協調力矩，通過力矩分配成舵面偏轉指令來實現協調。最后，通過仿真驗證其有效性，證明此方法具有較好的應用前景。

本發明為解決其技術問題采用如下技術方案：

一種基于協調因子的高超聲速飛行器姿態運動協調控制方法，包括如下步驟：

步驟1)針對高超聲速飛行器姿態模型進行耦合分析，將姿態運動間的強耦合問題分解成角運動耦合、慣性耦合、舵面操縱耦合三種形式；基于耦合三種形式，將對應的狀態變量反饋到對應的舵面回路設計協調因子；

步驟2)基于時標分離原則，將姿態系統分解成慢回路和快回路；基于滑模方法和投影映射方法分別設計慢回路魯棒控制器和快回路魯棒控制器；

步驟3)將協調因子與魯棒控制器結合起來推導協調力矩，利用舵面分配矩陣，將協調力矩分配成舵面指令，利用舵面的協調偏轉實現姿態運動的協調。

所述步驟1)的具體過程如下步驟：

步驟1-1)，建立高超聲速飛行器姿態系統數學模型；