[發(fā)明專利]一種高機(jī)動(dòng)飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)的自適應(yīng)補(bǔ)償控制方法

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 202211053382.5
• 申請日: 2022-08-30
• 公開（公告）號: CN115327916A
• 公開（公告）日: 2022-11-11
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 胡開宇;孫文靖;楊春霞;李曉偉;申璐;劉曉蘭;王佳銘
• 申請（專利權(quán)）人: 北京京航計(jì)算通訊研究所
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 北京天達(dá)知識產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所有限公司 11386
• 代理人: 龐許倩

1.一種高機(jī)動(dòng)飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)的自適應(yīng)補(bǔ)償控制方法，其特征在于，包括如下步驟：

獲取高機(jī)動(dòng)飛機(jī)的實(shí)際姿態(tài)角和濾波后的期望姿態(tài)角，得到姿態(tài)角誤差；

基于所述濾波后的期望姿態(tài)角的導(dǎo)數(shù)和姿態(tài)角誤差，進(jìn)行反步動(dòng)態(tài)逆控制處理，獲得參考角速度；

獲取高機(jī)動(dòng)飛機(jī)的實(shí)際角速度，與濾波后的參考角速度做差，得到角速度誤差；

基于所述角速度誤差，對氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)進(jìn)行自適應(yīng)攝動(dòng)估計(jì)，獲得氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)估計(jì)值；

基于所述氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)估計(jì)值、角速度誤差和濾波后的參考角速度的導(dǎo)數(shù)，對高機(jī)動(dòng)飛機(jī)進(jìn)行自適應(yīng)反步攝動(dòng)補(bǔ)償控制，對氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)進(jìn)行修復(fù)。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高機(jī)動(dòng)飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)的自適應(yīng)補(bǔ)償控制方法，其特征在于，獲取高機(jī)動(dòng)飛機(jī)的實(shí)際姿態(tài)角和濾波后的期望姿態(tài)角，包括：

構(gòu)建高機(jī)動(dòng)飛機(jī)內(nèi)外雙回路控制模型；其中，所述高機(jī)動(dòng)飛機(jī)內(nèi)外雙回路控制模型用于對氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)進(jìn)行自適應(yīng)攝動(dòng)估計(jì)，并對高機(jī)動(dòng)飛機(jī)進(jìn)行自適應(yīng)反步攝動(dòng)補(bǔ)償，修復(fù)氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)；

基于所述高機(jī)動(dòng)飛機(jī)內(nèi)外雙回路控制模型，獲取所述高機(jī)動(dòng)飛機(jī)的實(shí)際姿態(tài)角；

基于所述高機(jī)動(dòng)飛機(jī)內(nèi)外雙回路控制模型對濾波前的期望姿態(tài)角進(jìn)行外回路指令濾波，得到濾波后的期望姿態(tài)角。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的高機(jī)動(dòng)飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)的自適應(yīng)補(bǔ)償控制方法，其特征在于，所述高機(jī)動(dòng)飛機(jī)內(nèi)外雙回路控制模型，包括：

高機(jī)動(dòng)飛機(jī)模型，表示為：

其中，輸入變量u＝[δ_a,δ_e,δ_r,δ_y,δ_z]^T，δ_a表示副翼控制輸入，δ_e表示升降舵控制輸入，δ_r表示方向舵控制輸入，δ_y表示橫側(cè)向推力矢量輸入，δ_z表示縱向推理矢量輸入；外回路狀態(tài)變量x₁＝[α β φ]^T，α表示迎角，β表示偏航角，φ表示滾轉(zhuǎn)角；內(nèi)回路狀態(tài)變量x₂＝[p q r]^T，p表示俯仰角速度，q表示偏航角速度，r表示滾轉(zhuǎn)角速度；中的各元素均為氣動(dòng)參數(shù)，δC_lβ是橫滾靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)，δC_m是縱向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)，是縱向過失速導(dǎo)數(shù)，δC_nβ是航向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)；

f₂的表達(dá)式如下所示：

其中，f_p(·)、f_q(·)和f_r(·)分別表示俯仰通道、偏航通道和滾轉(zhuǎn)通道的非線性狀態(tài)函數(shù)，記x₀,y₀,z₀分別為飛機(jī)質(zhì)心在地軸系三個(gè)坐標(biāo)軸的投影，則I₁₁,I₂₂,I₃₃分別表示機(jī)身繞x₀軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、機(jī)身繞y₀軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量和機(jī)身繞z₀軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，I₁₃表示機(jī)身在x₀-z₀軸上的慣性積，分別為俯仰氣動(dòng)力矩、偏航氣動(dòng)力矩和滾轉(zhuǎn)氣動(dòng)力矩；

G₁和G₂為控制效率分配矩陣；為氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)復(fù)合參數(shù)矩陣；

角速率通道氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)模型，表示為：

θ₂＝θ_2,0+Δθ₂

上式中各項(xiàng)均為參數(shù)向量，各參數(shù)向量中的各元素表達(dá)式如下所示：

其中，帶下標(biāo)r的氣動(dòng)系數(shù)為飛機(jī)的靜態(tài)氣動(dòng)參數(shù)，方程組等號左側(cè)為整體氣動(dòng)參數(shù)，κ_i,i＝1,2,3,4,5是氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)系數(shù)，當(dāng)攝動(dòng)為0時(shí)，氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)系數(shù)值為0；當(dāng)攝動(dòng)不為0時(shí)，滿足1≤|κ_i|≤10，整體氣動(dòng)參數(shù)為靜態(tài)氣動(dòng)參數(shù)與攝動(dòng)系數(shù)的和。