[發明專利]一種考慮執行器輸入約束的高超聲速飛行器自適應容錯控制方法

有效

• 申請號: 201811120615.2
• 申請日: 2018-09-26
• 公開（公告）號: CN108919651B
• 公開（公告）日: 2020-09-01
• 發明（設計）人: 王陳亮;李梓明;楊晨
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 北京科迪生專利代理有限責任公司 11251
• 代理人: 安麗;鄧治平

本發明涉及一種考慮執行器輸入約束的高超聲速飛行器自適應容錯控制方法，第一步建立一種標準的高超聲速飛行器縱向動力學模型并將其分解為速度，高度以及姿態子系統；第二步建立具有一般性的飛行器執行器故障模型并通過構建平滑函數來補償執行器的輸入約束特性；第三步分別通過動態逆、反步法以及滑模控制法對三個子系統設計自適應補償控制器以及自適應律。該方法保證了在平飛工作狀態下，具有執行器輸入約束特性的高超聲速飛行器發生執行器故障時飛行器速度和高度等縱向模型參數的穩定性，具有較強的容錯能力和對外部擾動的魯棒性等優點。

技術領域

本發明涉及一種考慮執行器輸入約束的高超聲速飛行器自適應容錯控制方法，主要應用于高超聲速飛行器在平飛段工作時發生執行器故障且具有執行器輸入約束特性情況時的高度和速度跟蹤控制，屬于飛行器控制技術領域。

背景技術

近幾年來，高超聲速飛行器作為一種通往臨近空間的可靠且經濟的運輸工具，吸引了極大的商業和軍事關注。然而由于其特殊的構造，獨特的飛行條件，導致高高超聲速飛行器對空氣動力學參數極其敏感以及其動力學特征的高度非線性。所有的這些因素使得高超聲速飛行器的控制設計具相比較于傳統的飛行器有著很大難度。

目前為止，包括魯棒控制，滑模控制以及線性二次控制等控制方法都已經被運用于高超聲速飛行器縱向模型的控制設計，相比較于這些提到的控制方法，自適應控制提供了一種解決未知非線性模型的有效方法。一方面，在飛行器控制中，執行器輸入值過大可能會導致控制效果惡化甚至完全失控，在飛行器中往往會加入限制回路來限制執行器過大的輸出，例如攻角邊界限制器，這就導致飛行器的執行器是具有輸入約束特性的，具有輸入約束特性系統的控制問題近些年來受到了極大的關注，通過構建輔助系統，系統輸入飽和問題可以得到解決。但是當系統具有未知的時延環節時，輔助系統模型難以建立，并且給閉環系統穩定性分析造成很大難度，運用自適應補償控制可以很好的解決系統中存在未知增益環節這一問題。另一方面，由于頻繁的運作以及嚴酷的工作環境飛行器升降舵可能會受到故障的影響，這些故障對于飛行器而言時毀滅性的，而在現今的控制研究中故障模型的建立往往被假設為每一個升降舵只會發生一次故障，而且故障的模式(控制效果完全失效)以及參數不會發生改變。顯然這是一種極端的情況，實際的飛行器升降舵故障所包含的類型是復雜的。本發明中所提出的升降舵故障模型可以很好的涵蓋各種類型的故障，更具實際性。

發明內容

本發明的技術解決問題是：由于高超聲速飛行器飛行過程中可能受到各方面擾動因素的影響從而導致升降舵出現各類故障，以及高超聲速飛行器可能具有執行器輸入約束特性，本發明提供了一種考慮執行器輸入約束的高超聲速飛行器自適應容錯控制方法，解決了高超聲速飛行器飛行過程中各類升降舵故障以及執行器具有的輸入約束特性對飛行器的影響，保證了系統的容錯能力和魯棒性。

本發明的技術解決方案為一種考慮執行器輸入約束的高超聲速飛行器自適應容錯控制方法，針對高超聲速飛行器高度和速度等縱向參數跟蹤控制過程中同時存在升降舵故障、執行器輸入約束的問題，其實現步驟如下：

第一步根據權利要求1中所述的一種考慮執行器輸入約束的高超聲速飛行器自適應容錯控制方法,建立一種標準的高超聲速飛行器縱向動力學模型并將其分解為速度，高度以及姿態子系統：

其中V，h，γ，α和q分別代表速度，高度，航跡角，攻角和俯仰率；和分別代表速度，高度，航跡角，攻角和俯仰率對于時間t的一階導數；m和I_yy分別代表飛行器質量和慣性力矩；T,D,L和M_yy分別表示推力，阻力，升力和俯仰力矩；g為當地重力加速度。將該縱向模型分解為速度，高度以及姿態子系統如下：

(1)速度子系統：