[發(fā)明專利]一種高超聲速飛行器再入末段姿態(tài)控制方法及系統(tǒng)

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201910441100.0
• 申請日: 2019-05-24
• 公開（公告）號: CN110162071B
• 公開（公告）日: 2022-04-22
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 常亞菲;吳宏鑫;黃煌;龔宇蓮
• 申請（專利權(quán)）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05B13/04
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 馬全亮

1.一種高超聲速飛行器再入末段姿態(tài)控制方法，其特征在于步驟如下：

(1)選取姿態(tài)跟蹤誤差作為被控輸出，建立三通道姿態(tài)誤差特征模型；具體為：采用泰勒展開的離散化方法，建立攻角通道、側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角通道的姿態(tài)特征模型為：

其中，k用來描述當(dāng)前的離散時刻，具體為當(dāng)前連續(xù)時刻與采樣周期的比值，e_α，e_β，e_γ分別為攻角跟蹤誤差、側(cè)滑角跟蹤誤差和滾轉(zhuǎn)角跟蹤誤差，δ_e(k)，δ_r(k)，δ_a(k)分別為升降舵偏角、方向舵偏角和副翼偏角，特征參量f_0i，f_1i，g_0i表達(dá)式如下

常數(shù)N_i＞0，T為采樣周期，N_α＞0，α，β，γ分別為攻角、側(cè)滑角和傾側(cè)角，Δ_α，Δ_β，Δ_γ分別為三通道的未建模動態(tài)及干擾項；

c₂，c₄，c₆為轉(zhuǎn)動慣量相關(guān)參數(shù)，Q為動壓，V為速度，S為參考面積，l為參考長度，C_mq，C_lp，C_nr，C_lδr，C_nδr，C_lp，C_nr，C_lδa，C_nδa

為氣動參數(shù)；

(2)針對所述三通道姿態(tài)誤差特征模型，建立基于動壓的參數(shù)估計模型，設(shè)計特征模型參數(shù)自適應(yīng)更新律；

建立基于動壓的參數(shù)估計模型具體為：

(2.1)對特征參量g_0α(k)，g_0β(k)，g_0γ(k)進(jìn)行結(jié)構(gòu)分解：

其中，

(2.2)建立基于動壓的參數(shù)估計模型：

其中，分別是k時刻對d_α，d_β，d_γ的估計；

設(shè)計特征模型參數(shù)自適應(yīng)更新律，具體為：

其中，ρ_α，ρ_β，ρ_γ為可調(diào)參數(shù)，向量為k時刻θ_α(k)＝[f_0α(k)f_1α(k) d_αT²]^T的估計，向量為k時刻θ_β(k)＝[f_0β(k) f_1β(k) d_βT²]^T的估計，向量為k時刻θ_γ(k)＝[f_0γ(k) f_1γ(k) d_γT²]^T的估計，P為投影算子，將輸入投影至特征參量預(yù)估范圍內(nèi)，φ_β(k)＝[e_β(k) e_β(k-1) Q(k)δ_r(k)]^T，φ_γ(k)＝[e_γ(k) e_γ(k-1) Q(k)δ_a(k)]^T，

(3)基于所述三通道姿態(tài)誤差特征模型以及所述特征模型參數(shù)自適應(yīng)更新律，設(shè)計自適應(yīng)輸出反饋控制結(jié)構(gòu)，確定控制器參數(shù)；

自適應(yīng)輸出反饋控制結(jié)構(gòu)表達(dá)式如下：

其中，K_α()= [d_α1(k) d_α2(k) c_α1(k)]^T是依賴于的函數(shù)向量，d_α1(k)，d_α2(k)，c_α1(k)為向量元素；是依賴于的函數(shù)向量，d_β1(k)，d_β2(k)，c_β1(k)為向量元素；是依賴于的函數(shù)向量，d_γ1(k)，d_γ2(k)，c_γ1(k)為向量元素；

確定控制器參數(shù)，具體為：

(3.1)將自適應(yīng)輸出反饋控制結(jié)構(gòu)表達(dá)式代入三通道姿態(tài)誤差特征模型得到閉環(huán)系統(tǒng)方程為：

其中，

(3.2)根據(jù)期望的系統(tǒng)特征值選取Hurwitz多項式

其中

| λ_i1|1，|λ_i2|1，|λ_i3|1，i∈{α ，β，γ } 為期望的系統(tǒng)特征值；

(3.3)令則獲得控制器參數(shù)表達(dá)式如下

(4)根據(jù)所述反饋控制結(jié)構(gòu)以及控制器參數(shù)，實現(xiàn)高超聲速飛行器再入末段的姿態(tài)控制。

2.一種基于權(quán)利要求1所述高超聲速飛行器再入末段姿態(tài)控制方法實現(xiàn)的姿態(tài)控制系統(tǒng)，其特征在于包括：

三通道姿態(tài)誤差特征模型建立模塊：選取姿態(tài)跟蹤誤差作為被控輸出，建立三通道姿態(tài)誤差特征模型；

更新律確定模塊：針對所述三通道姿態(tài)誤差特征模型，建立基于動壓的參數(shù)估計模型，設(shè)計特征模型參數(shù)自適應(yīng)更新律；

反饋控制結(jié)構(gòu)及參數(shù)設(shè)計模塊：基于所述三通道姿態(tài)誤差特征模型以及所述特征模型參數(shù)自適應(yīng)更新律，設(shè)計自適應(yīng)輸出反饋控制結(jié)構(gòu)，確定控制器參數(shù)；

姿控模塊：根據(jù)所述反饋控制結(jié)構(gòu)以及控制器參數(shù)，實現(xiàn)高超聲速飛行器再入末段的姿態(tài)控制；

三通道姿態(tài)誤差特征模型的建立，具體為：采用泰勒展開的離散化方法，建立攻角通道、側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角通道的姿態(tài)特征模型為：

其中，k用來描述當(dāng)前的離散時刻，具體為當(dāng)前連續(xù)時刻與采樣周期的比值，e_α，e_β，e_γ分別為攻角跟蹤誤差、側(cè)滑角跟蹤誤差和滾轉(zhuǎn)角跟蹤誤差，δ_e(k)，δ_r(k)，δ_a(k)分別為升降舵偏角、方向舵偏角和副翼偏角，特征參量f_0i，f_1i，g_0i表達(dá)式如下

常數(shù)N_i＞0，T為采樣周期，N_α＞0，α，β，γ分別為攻角、側(cè)滑角和傾側(cè)角，Δ_α，Δ_β，Δ_γ分別為三通道的未建模動態(tài)及干擾項；

c₂，c₄，c₆為轉(zhuǎn)動慣量相關(guān)參數(shù)，Q為動壓，V為速度，S為參考面積，l為參考長度，C_mq，C_lp，C_nr，C_lp，C_nr，為氣動參數(shù)；

建立基于動壓的參數(shù)估計模型具體為：

(2.1)對特征參量g_0α(k)，g_0β(k)，g_0γ(k)進(jìn)行結(jié)構(gòu)分解：

其中，

(2.2)建立基于動壓的參數(shù)估計模型：

其中，分別是k時刻對d_α，d_β，d_γ的估計；

設(shè)計特征模型參數(shù)自適應(yīng)更新律，具體為：

其中，ρ_α，ρ_β，ρ_γ為可調(diào)參數(shù)，向量為k時刻θ_α(k)＝[f_0α(k)f_1α(k) d_αT²]^T的估計，向量為k時刻θ_β(k)＝[f_0β(k) f_1β(k) d_βT²]^T的估計，向量為k時刻θ_γ(k)＝[f_0γ(k) f_1γ(k) d_γT²]^T的估計，P為投影算子，將輸入投影至特征參量預(yù)估范圍內(nèi)，φ_β(k)＝[e_β(k) e_β(k-1) Q(k)δ_r(k)]^T，φ_γ(k)＝[e_γ(k) e_γ(k-1) Q(k)δ_a(k)]^T，

確定控制器參數(shù)，具體為：

(3.1)將自適應(yīng)輸出反饋控制結(jié)構(gòu)表達(dá)式代入三通道姿態(tài)誤差特征模型得到閉環(huán)系統(tǒng)方程為：

其中，

(3.2)根據(jù)期望的系統(tǒng)特征值選取Hurwitz多項式

其中

| λ_i1|1，|λ_i2|1，|λ_i3|1，i∈{α ，β，γ }

為期望的系統(tǒng)特征值；

(3.3)令則獲得控制器參數(shù)表達(dá)式如下

基于等價性原理，自適應(yīng)輸出反饋控制結(jié)構(gòu)表達(dá)式如下：

其中，K_α()= [d_α1(k) d_α2(k) c_α1(k)]^T是依賴于的函數(shù)向量，d_α1(k)，d_α2(k)，c_α1(k)為向量元素；是依賴于的函數(shù)向量，d_β1(k)，d_β2(k)，c_β1(k)為向量元素；是依賴于的函數(shù)向量，d_γ1(k)，d_γ2(k)，c_γ1(k)為向量元素。