[發(fā)明專利]基于慣導(dǎo)/飛控系統(tǒng)信息融合的飛行控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202010570241.5
• 申請日: 2020-06-21
• 公開（公告）號(hào): CN111708377B
• 公開（公告）日: 2022-10-25
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 許斌;梁帥;壽瑩鑫;張睿;呼衛(wèi)軍
• 申請（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): G05D1/10
• 分類號(hào): G05D1/10
• 代理公司: 西安凱多思知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 61290
• 代理人: 劉新瓊

本發(fā)明涉及一種基于慣導(dǎo)/飛控系統(tǒng)信息融合的飛行控制方法，屬于信息融合控制方法領(lǐng)域，用于解決復(fù)雜飛行環(huán)境下迎角、側(cè)滑角和真空速無法測量造成的飛機(jī)控制性能降低或不可控的問題。該方法首先考慮系統(tǒng)迎角、側(cè)滑角和真空速不可測，引入慣性導(dǎo)航系統(tǒng)信息作為量測信息，基于動(dòng)力學(xué)模型建立系統(tǒng)狀態(tài)方程和量測方程，通過擴(kuò)展卡爾曼濾波器實(shí)現(xiàn)迎角、側(cè)滑角和真空速的估計(jì)；然后將飛機(jī)六自由度非線性動(dòng)力學(xué)模型轉(zhuǎn)化為嚴(yán)格反饋形式，基于反步法框架和狀態(tài)估計(jì)值設(shè)計(jì)控制器；最后將控制輸入返回到飛行器動(dòng)力學(xué)模型中以實(shí)現(xiàn)跟蹤控制。本發(fā)明將慣導(dǎo)/飛控系統(tǒng)信息融合和飛行控制設(shè)計(jì)有機(jī)結(jié)合，為系統(tǒng)部分狀態(tài)不可測情況下的飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供了有效途徑。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種飛行控制方法，特別是涉及一種基于慣導(dǎo)/飛控系統(tǒng)信息融合的飛行控制方法，屬于信息融合控制方法領(lǐng)域。

背景技術(shù)

飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)是保證飛機(jī)安全飛行的重要基礎(chǔ)，經(jīng)典控制方法和智能控制方法在飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中都具有廣泛應(yīng)用，但這些控制方法應(yīng)用的前提是要求系統(tǒng)狀態(tài)可測或可獲得。然而在實(shí)際系統(tǒng)中，部分系統(tǒng)狀態(tài)不易直接測量，或由于測量設(shè)備在經(jīng)濟(jì)上和使用性能上的限制，使得不可能實(shí)際獲得系統(tǒng)的全部狀態(tài)向量，從而影響控制性能。線性狀態(tài)觀測器可用于解決狀態(tài)不可測問題，但其使用具有一定的局限性，且隨著飛行任務(wù)和飛行環(huán)境的復(fù)雜，如要求戰(zhàn)斗機(jī)具有高機(jī)動(dòng)大迎角飛行能力等，系統(tǒng)呈現(xiàn)強(qiáng)非線性特性，這些基于線性狀態(tài)觀測器的控制器不能滿足飛行任務(wù)需求。

《Augmented fixed-time observer-based continuous robust control forhypersonic vehicles with measurement noises》(J.Sun,J.Yi and Z.Pu.《IET ControlTheoryApplications》，2019年，第13卷第3期)基于超扭轉(zhuǎn)控制器框架研究了帶有測量噪聲的高超聲速飛行器連續(xù)魯棒控制問題。在迎角可獲得的條件下通過設(shè)計(jì)一種增廣固定時(shí)間觀測器來估計(jì)具有高頻噪聲的狀態(tài)真實(shí)值，最后實(shí)現(xiàn)速度和高度的精確跟蹤。然而，當(dāng)飛機(jī)處于復(fù)雜飛行環(huán)境時(shí)，大氣數(shù)據(jù)傳感器由于易受環(huán)境影響無法準(zhǔn)確測量迎角和側(cè)滑角或超出傳感器的測量范圍，從而不能依靠傳感器測量值來設(shè)計(jì)控制器。因此，必須借助不易受飛行環(huán)境影響的慣導(dǎo)系統(tǒng)來輔助得到迎角、側(cè)滑角和真空速信息值，并將其用于控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中。

發(fā)明內(nèi)容

要解決的技術(shù)問題

為了避免現(xiàn)有技術(shù)的不足之處，本發(fā)明提出一種基于慣導(dǎo)/飛控系統(tǒng)信息融合的飛行控制方法，以解決復(fù)雜飛行環(huán)境下迎角、側(cè)滑角和真空速無法測量從而造成的飛機(jī)控制性能降低或不可控的問題。該方法首先考慮系統(tǒng)迎角、側(cè)滑角和真空速不可測，引入慣導(dǎo)系統(tǒng)信息作為量測信息，基于動(dòng)力學(xué)模型建立系統(tǒng)狀態(tài)方程和量測方程，通過構(gòu)建擴(kuò)展卡爾曼濾波器實(shí)現(xiàn)對迎角、側(cè)滑角和真空速的估計(jì)；然后將飛機(jī)六自由度非線性動(dòng)力學(xué)模型轉(zhuǎn)化為嚴(yán)格反饋形式，基于反步法框架和狀態(tài)估計(jì)值設(shè)計(jì)控制器；最后將控制輸入返回到飛行器動(dòng)力學(xué)模型中，以實(shí)現(xiàn)跟蹤控制。

技術(shù)方案

一種基于慣導(dǎo)/飛控系統(tǒng)信息融合的飛行控制方法，其特征在于步驟如下：

步驟1：飛機(jī)的六自由度非線性動(dòng)力學(xué)模型