[發明專利]一種高超聲速飛行器的全局鎮定控制方法及系統

有效

• 申請號: 202111663061.2
• 申請日: 2021-12-31
• 公開（公告）號: CN114296352B
• 公開（公告）日: 2022-10-04
• 發明（設計）人: 張言軍;孫健
• 申請（專利權）人: 北京理工大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 北京高沃律師事務所 11569
• 代理人: 劉芳

1.一種高超聲速飛行器的全局鎮定控制方法，其特征在于，包括：

構建非最小相位高超聲速飛行器的縱向動力學模型；所述縱向動力學模型以升降舵偏轉角和油門開度為輸入信號，以高超聲速飛行器的速度和飛行航跡角為輸出信號；

通過坐標變換將高超聲速飛行器的非零平衡點平移到坐標原點，進而將縱向動力學模型進行轉化；轉化后的縱向動力學模型包括輸出動力學模型和內部動力學模型；

采用狀態分解方法對轉化后的縱向動力學模型進行變量分解，并利用分解后的變量構建輔助系統模型；所述輔助系統模型包括：輸出動態和內部動態；

根據輸出動態，基于反饋線性化理論確定控制律；利用控制律實現高超聲速飛行器的全局鎮定的控制；

所述構建非最小相位高超聲速飛行器的縱向動力學模型，具體包括以下公式：

其中，V為高超聲速飛行器速度，γ為飛行航跡角，q為俯仰角速率，θ為歐拉俯仰角，滿足關系式θ＝γ+α，α為攻角，[V，γ，θ，q]^T為狀態向量，T，L，D分別為推力、拉力、阻力，M_yy為俯仰力矩，m為飛行器的質量，g為重力加速度，I_yy為慣性力矩；

所述通過坐標變換將高超聲速飛行器的非零平衡點平移到坐標原點，進而將縱向動力學模型進行轉化，具體包括以下公式：

其中，x₁、x₂、x₃、x₄對應代替的V、γ、θ、q，x₁和x₂為轉化后的縱向動力學模型的輸出信號，u₁和u₂為輸入信號，f₁、f₂、f₃、g₁₂、g₂₂以及g₃₂分別為轉化后的縱向動力學模型中的系數；

所述采用狀態分解方法對轉化后的縱向動力學模型進行變量分解，并利用分解后的變量構建輔助系統模型，具體包括以下公式：

其中，s₁，s₂作為輔助系統模型的輸出信號，N₁、N₂是所設計的補償控制信號，γ₁、γ₂、λ₁₁、λ₁₀均為常系數，γ₁、γ₂均大于零，λ₁₁、λ₁₀滿足關于z的穩定多項式z²+λ₁₁z+λ₁₀，g₂₁和g₃₁均為模型系數。

2.根據權利要求1所述的一種高超聲速飛行器的全局鎮定控制方法，其特征在于，所述根據輸出動態，基于反饋線性化理論確定控制律；利用控制律實現高超聲速飛行器的全局鎮定的控制，具體包括以下公式：

其中，G為輸出系數矩陣。

3.一種高超聲速飛行器的全局鎮定控制系統，其特征在于，包括：

縱向動力學模型構建模塊，用于構建非最小相位高超聲速飛行器的縱向動力學模型；所述縱向動力學模型以升降舵偏轉角和油門開度為輸入信號，以高超聲速飛行器的速度和飛行航跡角為輸出信號；

縱向動力學模型轉化模塊，用于通過坐標變換將高超聲速飛行器的非零平衡點平移到坐標原點，進而將縱向動力學模型進行轉化；轉化后的縱向動力學模型包括輸出動力學模型和內部動力學模型；

輔助系統模型構建模塊，用于采用狀態分解方法對轉化后的縱向動力學模型進行變量分解，并利用分解后的變量構建輔助系統模型；所述輔助系統模型包括：輸出動態和內部動態；

控制律確定模塊，用于根據輸出動態，基于反饋線性化理論確定控制律；利用控制律實現高超聲速飛行器的全局鎮定的控制；

所述縱向動力學模型構建模塊具體包括以下公式：

其中，V為高超聲速飛行器速度，γ為飛行航跡角，q為俯仰角速率，θ為歐拉俯仰角，滿足關系式θ＝γ+α，α為攻角，[V，γ，θ，q]^T為狀態向量，T，L，D分別為推力、拉力、阻力，M_yy為俯仰力矩，m為飛行器的質量，g為重力加速度，I_yy為慣性力矩；

所述縱向動力學模型轉化模塊具體包括以下公式：

其中，x₁、x₂、x₃、x₄對應代替的V、γ、θ、q，x₁和x₂為轉化后的縱向動力學模型的輸出信號，u₁和u₂為輸入信號，f₁、f₂、f₃、g₁₂、g₂₂以及g₃₂分別為轉化后的縱向動力學模型中的系數；

所述采用狀態分解方法對轉化后的縱向動力學模型進行變量分解，并利用分解后的變量構建輔助系統模型，具體包括以下公式：

其中，s₁，s₂作為輔助系統模型的輸出信號，N₁、N₂是所設計的補償控制信號，γ₁、γ₂、λ₁₁、λ₁₀均為常系數，γ₁、γ₂均大于零，λ₁₁、λ₁₀滿足關于z的穩定多項式z²+λ₁₁z+λ₁₀，g₂₁和g₃₁均為模型系數。