[發明專利]考慮攻角約束的高超音速飛行器的自適應控制方法在審

申請號：	202010041931.1	申請日：	2020-01-15
公開（公告）號：	CN111158398A	公開（公告）日：	2020-05-15
發明（設計）人：	吳立剛;孫光輝;劉健行;高亞斌;王家慧	申請（專利權）人：	哈爾濱工業大學
主分類號：	G05D1/10	分類號：	G05D1/10
代理公司：	哈爾濱市松花江專利商標事務所 23109	代理人：	于歌
地址：	150001 黑龍***	國省代碼：	黑龍江;23
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摘要：
搜索關鍵詞：	考慮約束高超音速飛行器自適應控制方法
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【權利要求書】：

1.考慮攻角約束的高超音速飛行器的自適應控制方法，其特征在于，所述方法包括以下步驟：

步驟一、根據高超音速飛行器的飛行狀態量，建立高超音速飛行器的動力學方程；

步驟二、根據高超音速飛行器的動態方程中的狀態量和設定的參考值，建立高超音速飛行器跟蹤誤差系統；

步驟三、根據高超音速飛行器跟蹤誤差系統、設計的燃料當量比控制律、設計的鴨翼偏轉角控制律和設計的升降舵偏轉角控制律對高超音速飛行器的動態方程中的速度和高度進行控制，從而實現對高超音速飛行器的控制。

2.根據權利要求1所述考慮攻角約束的高超音速飛行器的自適應控制方法，其特征在于，步驟一中，高超音速飛行器的動力學方程包括速度V動力學方程、高度h動力學方程、飛行航跡角γ動力學方程、高超音速飛行器的攻角α動力學方程和俯仰率Q動力學方程；

速度V動力學方程表示為：

式中，為速度V的變化量，T為推力氣動力，m為質量，g為重力加速度，D為阻力氣動力，為動壓力，ρ為空氣密度，S為參考面積，C_D為阻力系數，δ_c為鴨翼偏轉角，δ_e為升降舵偏轉角，d_γ,B為鴨翼間隙特征未參數化的有界未知項，ζ₂為鴨翼偏轉角執行器故障系數，δ_cc為設計的鴨翼偏轉角控制律，B_c為鴨翼非線性間隙中未知項，F_c為鴨翼非線性間隙中未知項的系數，B_e為升降舵非線性間隙中未知項，F_e為升降舵非線性間隙中未知項的系數，d_Q,B為升降舵間隙特征未參數化的有界未知項，δ_ec為設計的升降舵偏轉角控制律，ζ₃為升降舵偏轉角執行器故障系數，C_T,Φ(α)為與Φ耦合的推力系數，Φ＝ζ₁Φ_c，ζ₁為燃料當量比執行器故障系數，Φ_c為設計的燃料當量比控制律，為Φ耦合的推力氣動力中3階α的系數，為Φ耦合的推力氣動力中2階α的系數，為Φ耦合的推力氣動力中1階α的系數，為C_T,Φ(α)中的常數項，為推力氣動力中3階α的系數，為推力氣動力中2階α的系數，為推力氣動力中1階α的系數，為C_T(α)中的常數項，Φ為燃料當量比，C_T(α)為推力系數；

高度h動力學方程表示為：

式中，為高度h的變化量；

飛行航跡角γ動力學方程表示為：

式中，為航跡角γ的變化量，L為升力氣動力，C_L為升力系數，為推力氣動力中3階α的系數，為推力氣動力中2階α的系數，為推力氣動力中1階α的系數，為C_T(α)中的常數項；

高超音速飛行器的攻角α動態方程表示為：

式中，Q為俯仰率，為高超音速飛行器的攻角α的變化量，

俯仰率Q動力學方程表示為：

式中，I_yy為轉動慣量，為俯仰率Q的變化量，C_M為俯仰力矩系數，為作用于C_M(α,δ_c,δ_e)的α的2階系數，為作用于C_M(α,δ_c,δ_e)的α的系數，為C_M(α,δ_c,δ_e)中的常數項，為作用于C_M(α,δ_c,δ_e)的δ_e的系數，為作用于C_M(α,δ_c,δ_e)的δ_c的系數，為平均氣動弦長，M為俯仰力矩，z_T為推力矩耦合系數。