[發明專利]一種非線性飛行器航跡控制方法

有效

• 申請號: 201710938397.2
• 申請日: 2017-10-11
• 公開（公告）號: CN107844123B
• 公開（公告）日: 2021-03-02
• 發明（設計）人: 章勝;錢煒祺;何開鋒;何磊;陳海;雍恩米
• 申請（專利權）人: 中國空氣動力研究與發展中心計算空氣動力研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 中國工程物理研究院專利中心 51210
• 代理人: 翟長明;韓志英

本發明提供了一種非線性飛行器航跡控制方法。本發明中的航跡指令生成器發送航跡指令信號至外環航跡控制器；外環航跡控制器接收航跡指令與傳感器測量的飛行器位置、速度、航跡傾角、航跡方位角信號，計算并分別發送發動機油門指令信號至飛行器平臺和迎角指令、側滑角指令與繞速度矢滾轉角指令信號至內環姿態控制器；內環姿態控制器接收迎角指令、側滑角指令、繞速度矢滾轉角指令信號與傳感器測量的飛行器迎角、側滑角、繞速度矢滾轉角、角速度信號，計算并發送舵面偏轉指令至飛行器平臺；傳感器測量獲得飛行器參數信號并反饋至外環航跡控制器和內環姿態控制器；飛行器接收舵偏控制指令完成相應的舵偏動作、接收油門控制指令實現相應推力。

技術領域

本發明屬于航空飛行器飛行控制技術領域，具體涉及一種非線性飛行器航跡控制方法。

背景技術

目前航空飛行器控制一般采用線性增益調度控制律，這種以配平狀態小擾動線性化和經典控制理論為基礎的傳統控制律設計復雜，涉及到若干工作狀態點的選取與相應線性控制律的設計，控制參數整定工作繁瑣，同時由于航空飛行器的本質非線性，線性增益調度控制律的穩定性缺乏充足的理論保障。

基于時標分離的非線性動態逆控制方法是近些年來得到廣泛關注的一種非線性飛行控制方法，其基于時標分離原理實現了飛行器模型的全局線性化，可對不同通道進行解耦控制，增益調節簡單。但是，為簡化模型求逆，動態逆控制律設計中引入了時標分離假設將系統分為快慢回路，即認為快回路的響應速度遠快于慢回路的響應速度，從而在設計慢回路控制律時，將快變量的動態特性忽略，在綜合快回路時，近似認為慢變量為常數。這種處理簡化了問題，但也人為地將系統割裂，慢回路狀態的響應依賴于快回路的控制實現，存在控制滯后的問題。此外為滿足時標分離條件，快、慢回路的控制增益設置需要滿足一定的約束。

航空飛行器航跡控制一般通過外環質心運動控制與內環姿態運動控制復合嵌套實現，這兩個控制回路分別稱為外環航跡控制回路與內環姿態控制回路，相應的控制律分別稱為外環航跡控制律與內環姿態控制律。采用基于時標分離的動態逆控制方法分別對外環航跡控制律與內環姿態控制律進行設計會加劇控制滯后、影響飛行品質，而采用對被控狀態逐次求導直至出現控制項的反饋線性化技術可解決時標分離要求帶來的問題。

考慮飛行器外環航跡控制回路，飛行器外環航跡控制律設計任務即給定待跟蹤的航跡指令，計算由內環姿態控制器實現的迎角指令、側滑角指令、繞速度矢滾轉角指令與控制發動機推力的油門指令。按照反饋線性化控制律設計流程，對飛行器位置微分方程再求導一次可以與迎角、油門等控制量關聯起來，在對航跡指令的跟蹤控制中，首先指定飛行器位置變量的動態過渡特性，然后求解代數方程計算相應的控制指令。但是飛行器質心運動模型并非仿射形式，因而不能直接得到迎角指令、繞速度矢滾轉角指令與油門指令的顯式解，這就限制了反饋線性化控制律設計方法的應用。

發明內容

本發明所要解決的問題是飛行器航跡控制器設計中外環回路反饋線性化方法使用受限的問題，提供一種采用反饋線性化技術的非線性飛行器航跡控制方法。

本發明的非線性飛行器航跡控制方法使用的控制裝置包括：航跡指令生成器、外環航跡控制器、內環姿態控制器、傳感器與飛行器平臺；所述的航跡指令生成器發送航跡指令信號至外環航跡控制器；外環航跡控制器接收航跡指令與傳感器測量的飛行器位置、速度、航跡傾角、航跡方位角信號，計算并分別發送發動機油門指令信號至飛行器平臺和迎角指令、側滑角指令與繞速度矢滾轉角指令信號至內環姿態控制器；內環姿態控制器接收迎角指令、側滑角指令、繞速度矢滾轉角指令信號與傳感器測量的飛行器迎角、側滑角、繞速度矢滾轉角、角速度信號，計算并發送舵面偏轉指令至飛行器平臺；傳感器測量獲得飛行器速度、航跡傾角、航跡方位角、迎角、側滑角、繞速度矢滾轉角、角速度等信號并反饋至外環航跡控制器和內環姿態控制器；飛行器接收舵偏控制指令完成相應的舵偏動作、接收油門控制指令實現相應推力。

本發明的非線性飛行器航跡控制方法，包括以下步驟：