[發(fā)明專(zhuān)利]考慮攻角非對(duì)稱約束的高超聲速飛行器魯棒控制方法

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201910981928.5
• 申請(qǐng)日: 2019-10-16
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN110597068A
• 公開(kāi)（公告）日: 2019-12-20
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 許斌;郭雨巖;梁捷;凡永華;張棟
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類(lèi)號(hào): G05B13/04
• 分類(lèi)號(hào): G05B13/04
• 代理公司: 61204 西北工業(yè)大學(xué)專(zhuān)利中心
• 代理人: 劉新瓊

本發(fā)明涉及一種考慮攻角非對(duì)稱約束的高超聲速飛行器魯棒控制方法，本方法考慮高度跟蹤情形將攻角作為系統(tǒng)狀態(tài)，基于非對(duì)稱障礙李雅普諾夫函數(shù)設(shè)計(jì)控制律，將攻角跟蹤誤差非對(duì)稱約束信息引入控制律，保證誤差被限制在預(yù)設(shè)的非對(duì)稱區(qū)間內(nèi)，同時(shí)對(duì)攻角虛擬控制進(jìn)行限幅，結(jié)合二者實(shí)現(xiàn)攻角非對(duì)稱約束，保證超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作。考慮系統(tǒng)存在不確定性，本方法在控制器設(shè)計(jì)中，加入魯棒項(xiàng)估計(jì)未知非線性函數(shù)上界，對(duì)不確定帶來(lái)的影響進(jìn)行補(bǔ)償。針對(duì)速度子系統(tǒng)設(shè)計(jì)PID控制器實(shí)現(xiàn)速度跟蹤。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種飛行器控制方法，特別是涉及一種考慮攻角非對(duì)稱約束的高超聲速飛行器魯棒控制方法，屬于飛行控制領(lǐng)域。

背景技術(shù)

高超聲速飛行器具有飛行速度快、突防能力強(qiáng)的特點(diǎn)，在軍事方面使得全球快速打擊成為可能，在民用方面可用于洲際快速運(yùn)輸，因而得到世界各國(guó)的廣泛關(guān)注。吸氣式高超聲速飛行器多以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)提供動(dòng)力，而超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的正常進(jìn)氣對(duì)飛行器攻角要求苛刻，且攻角為負(fù)值時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)更易出現(xiàn)故障，因此需保證其幅值不超出給定范圍。已有研究針對(duì)高超聲速飛行器控制多未考慮攻角約束，或僅考慮對(duì)稱約束進(jìn)行設(shè)計(jì)，未能保證飛行器的攻角非對(duì)稱約束，可能導(dǎo)致超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)法正常工作。

《Barrier Lyapunov function-based adaptive control for hypersonicflight vehicles》(Hao An,Hongwei Xia,Changhong Wang,Nonlinear Dynamics,2017,88(3):1833–1853)一文針對(duì)高超聲速飛行器攻角約束問(wèn)題，基于障礙李雅普諾夫函數(shù)設(shè)計(jì)控制器，限制了俯仰角跟蹤誤差，但其并未對(duì)攻角本身進(jìn)行限制，且僅考慮了對(duì)稱形式的障礙李雅普諾夫函數(shù)，在攻角為負(fù)值與正值情形下未分別引入不同的約束，缺乏精細(xì)調(diào)整能力。

發(fā)明內(nèi)容

要解決的技術(shù)問(wèn)題

為解決由于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣需求導(dǎo)致的高超聲速飛行器攻角非對(duì)稱約束問(wèn)題，本發(fā)明提出了一種考慮攻角非對(duì)稱約束的高超聲速飛行器魯棒控制方法。

技術(shù)方案

一種考慮攻角非對(duì)稱約束的高超聲速飛行器魯棒控制方法，其特征在于步驟如下：

步驟1：考慮高超聲速飛行器縱向通道動(dòng)力學(xué)模型：

其中，表示推力，表示升力，表示阻力，表示俯仰力矩；V表示速度，γ表示航跡傾角，h表示高度，α表示攻角，q表示俯仰角速度；δ_e表示升降舵偏角，Φ表示節(jié)流閥開(kāi)度；表示動(dòng)壓，ρ表示空氣密度，表示平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)，S表示氣動(dòng)參考面積；m、I_yy和g代表質(zhì)量、俯仰軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量以及重力加速度，均為氣動(dòng)參數(shù)；

步驟2：定義高度跟蹤誤差e_h＝h-h_d，設(shè)計(jì)航跡角指令γ_d：

式中，h_d為高度指令，由設(shè)計(jì)者給出，為高度指令的一階微分，k_h>0，k_i>0由設(shè)計(jì)者給出；考慮巡航段航跡角變化小，航跡角指令的一階微分取為零；

取x₁＝γ，x₂＝α，x₃＝q；可將式(3)-(5)寫(xiě)成如下嚴(yán)格反饋形式：