[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

本發明涉及一種高超聲速飛行器的全局鎮定控制方法及系統。該方法包括構建非最小相位高超聲速飛行器的縱向動力學模型；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。本發明能夠實現非最小相位高超聲速飛行器的全局鎮定控制。

技術領域

本發明涉及飛行器控制技術領域，特別是涉及一種高超聲速飛行器的全局鎮定控制方法及系統。

背景技術

一類典型非最小相位(即系統內部動態不穩定)高超聲速飛行器縱向動力學系統的全局鎮定一直是控制應用學界的難點問題?？刂评碚搶W界提出了幾種代表性的非最小相位系統的理論設計方法，但大多要求內部動態滿足特殊的結構匹配條件。國際著名控制學者Isidori教授在2000年提出了一種很有應用前景的非最小相位非線性系統的鎮定方法：基于構建動態補償器的方法實現一類單輸入單輸出非最小相位系統的鎮定。該方法雖提出了動態補償器可有效處理非最小相位并實現系統鎮定，但基于關鍵假設條件：系統在引入動態補償器并重新定義虛擬輸入和輸出后變為最小相位。實際上并未給出動態補償器的構造方法與解析形式。截至目前，現有結果均未給出動態補償器的具體設計方法，且并未證實動態補償后的系統的可鎮定假設是否成立或在什么條件下一定成立。

因此，基于非最小相位高超聲速飛行器的全局鎮定控制還有待完善。

發明內容

本發明的目的是提供一種高超聲速飛行器的全局鎮定控制方法及系統，能夠實現非最小相位高超聲速飛行器的全局鎮定控制。

為實現上述目的，本發明提供了如下方案：

一種高超聲速飛行器的全局鎮定控制方法，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。

可選地，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。

可選地，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，x_1、x₂、x₃、x₄對應代替的V、γ、θ、q，x₁和x₂為輸出信號，u₁和u₂為輸入信號，f₁、f₂、f₃、g₁₂、g₂₂以及g₃₂分別轉化后的縱向動力學模型的系數。