[發明專利]面向攻角跟蹤的高超聲速飛行器非對稱輸出受限控制方法

在審

• 申請號: 201910982021.0
• 申請日: 2019-10-16
• 公開（公告）號: CN110568765A
• 公開（公告）日: 2019-12-13
• 發明（設計）人: 許斌;郭雨巖;梁捷;凡永華;張棟
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04;G05B11/42;G05D1/08
• 代理公司: 61204 西北工業大學專利中心
• 代理人: 劉新瓊

本發明涉及一種面向攻角跟蹤的高超聲速飛行器非對稱輸出受限控制，通過模型變換將攻角視為系統輸出，基于非對稱障礙李雅普諾夫函數設計輸出受限控制律，將跟蹤誤差非對稱約束信息引入控制律，保證誤差被限制在預設的非對稱區間內。考慮系統存在不確定性，本方法在控制器設計中，加入復合學習神經網絡對未知非線性函數進行估計。針對速度子系統設計PID控制器實現速度跟蹤。

技術領域

本發明涉及一種飛行器控制方法，特別是涉及一種面向攻角跟蹤的高超聲速飛行器非對稱輸出受限控制方法，屬于飛行控制領域。

背景技術

高超聲速飛行器具有飛行速度快、突防能力強的特點，在民用方面可用于洲際快速運輸，因而得到世界各國的廣泛關注。吸氣式高超聲速飛行器多以超燃沖壓發動機提供動力，而超燃沖壓發動機的正常進氣對飛行器攻角跟蹤精度要求苛刻，且攻角為負值時由于機體遮擋發動機進氣量將大幅降低導致推力下降，因此需保證攻角在跟蹤給定指令時誤差幅值不超出給定范圍。已有研究針對高超聲速飛行器控制多將攻角視為狀態量針對高度跟蹤設計控制器并引入攻角約束，較少針對攻角作為系統輸出直接跟蹤給定指令的情形進行研究，且未在此情形下考慮由超燃沖壓發動機進氣需求導致的非對稱攻角約束。

《Two controller designs of hypersonic flight vehicle under actuatordynamics and AOA constraint》(Yuyan Guo,Bin Xu,Xiaoxiang Hu,Xiangwei Bu,YuZhang,Aerospace Science and Technology,2018,80:11-19)一文將高超聲速飛行器攻角視為系統輸出研究了攻角跟蹤控制，并設計了預設性能控制器限制跟蹤誤差，但在設計預設性能函數時僅考慮了對稱情形，未在負攻角情形下考慮更嚴格的跟蹤誤差約束。

發明內容

要解決的技術問題

為了解決攻角跟蹤情形下超燃沖壓發動機對跟蹤誤差精度要求高且負攻角情形下要求更嚴格的問題，本發明提出了一種面向攻角跟蹤的高超聲速飛行器非對稱輸出受限控制。本方法通過模型變換將攻角視為系統輸出，基于非對稱障礙李雅普諾夫函數設計輸出受限控制律，將跟蹤誤差非對稱約束信息引入控制律，保證誤差被限制在預設的非對稱區間內。考慮系統存在不確定性，本方法在控制器設計中，加入復合學習神經網絡對未知非線性函數進行估計。針對速度子系統設計PID控制器實現速度跟蹤。

技術方案

一種面向攻角跟蹤的高超聲速飛行器非對稱輸出受限控制方法，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力學模型：

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表示節流閥開度；表示動壓，ρ表示空氣密度，表示平均氣動弦長，S表示氣動參考面積；m、I_yy和g代表質量、俯仰軸的轉動慣量以及重力加速度，均為氣動參數；

步驟2：取x₁＝α，x₂＝q；可將式(4)-(5)寫成如下嚴格反饋形式：

其中，f_i,i＝1,2為未知非線性函數，g₂為已知非線性函數，考慮攻角跟蹤任務，定義攻角參考信號x_1d；

步驟3：第1步：定義攻角跟蹤誤差為：