CN110231774A - 干扰观测变进气道高超声速飞行器模糊协调控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及高超声速飞行器控制，为提出用于存在外界干扰的变进气道高超声速飞行器模糊***的协调控制方法，本发明，干扰观测变进气道高超声速飞行器模糊协调控制方法，步骤如下：第一部分，变进气道高超飞行器的严反馈形式的转化设计；第二部分，速度控制器‑非线性干扰观测器的设计；第三部分，高度控制器‑非线性干扰观测器的设计，使用非线性干扰观测器对所设计的子***控制器进行补偿，实时观测干扰，增强所设计的子***控制器的鲁棒性。本发明主要应用于高超声速飞行器控制场合。

Description

干扰观测变进气道高超声速飞行器模糊协调控制方法

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器控制***设计领域发明，尤其涉及变进气道高超声速飞行器的协调控制研究领域。具体讲,涉及带有干扰观测器的变进气道高超声速飞行器的模糊协调控制方法。具体涉及干扰观测变进气道高超声速飞行器模糊协调控制方法。

背景技术

高超声速飞行器是指飞行速度大于5马赫、在近空间飞行，集轨道战斗机、空间飞行器，甚至卫星空间站等各方面优点于一身的飞行器，具有大空域、超高速、长距离的特点，能够实现全球快速精确的战略打击，是确保国家战略安全的重要保障之一，具有飞行速度极高、运行周期长、运行性能稳定、生存能力强等特点，已经被广泛应用于军事战略、信息侦察、货物的快速运输等领域。超声速飞行器的技术研究有很强的前瞻性、战略性与带动性。高超声速技术的发展将会对未来军事发展战略、空间技术、武器体系构建乃至整个科学技术进步产生重大影响。

然而，高超声速飞行器采用超燃冲压发动机，其特有的机体/发动机一体化结构在减轻机体负担的同时，也增大了模型的非线性程度，因此，设计合适的控制器对高超声速飞行器***进行控制比较困难。另外，为了保证发动机在高马赫下发挥最佳性能，进气道的设计普遍采用定几何进气道，其结构设计只能够在其设计点处保证飞行器的运行性能，当速度偏离设计点较大时，控制性能急剧下降，特别在低马赫下，激波角增大，发动机进气罩不能捕获充足的气流，限制了发动机运行。变几何进气道的结构设计突破了这一局限，但是，关于变几何进气道在控制领域的研究仍处于起步阶段，存在的控制难点体现在以下几个方面：(1)引入变几何进气道结构后会引起气动力的不确定性，尤其对推力产生的影响较大；(2)变几何进气道结构的引入会增大飞行器控制模型的非线性程度；(3)变几何进气道控制与飞行控制的耦合影响，使得控制***的复杂度大大增加；(4)在近空间的复杂环境中飞行控制时，外界干扰变化剧烈，导致飞行器***的不确定性增强，飞行控制性能难以达到期望的控制效果。

因此，针对上述局限，本发明提出一种基于干扰观测器的变几何进气道高超声速飞行器的模糊协调控制方法，基于该算法设计的控制器考虑了变进气道控制与飞行控制的耦合影响，突破了定进气道结构下飞行控制不能满足机动性飞行的局限，实现飞行器的稳定条件下机动性的提高；此外，基于该算法设计的模糊2型控制***，能够对由可移动进气罩引入带来的参数不确定项进行逼近，简化了控制律，设计非线性干扰观测器对所设计的自适应模糊2型控制器进行补偿，实时的观测***的干扰，显著提高了变几何进气道高超声速飞行器在近空间复杂的飞行环境中稳定飞行的能力，具有很强的鲁棒性，提高了对于***不确定性和干扰的观测能力，有效增强***的控制性能。

发明内容

为克服现有技术的不足，本发明旨在提出一种用于存在外界干扰的变进气道高超声速飞行器模糊2型***的协调控制方法。为此，本发明采取的技术方案是，干扰观测变进气道高超声速飞行器模糊协调控制方法，步骤如下：

第一部分，变进气道高超飞行器的严反馈形式的转化设计：将可移动唇罩式变几何进气道飞行器的纵向模型转化为考虑干扰的严反馈形式，方便后续使用反步法进行控制器的设计；

第二部分，速度控制器-非线性干扰观测器的设计：基于非线性干扰观测器，采用模糊2型逻辑理论对速度控制器进行设计，其中，使用模糊2型逻辑***对控制律中的不确定复杂项进行在线逼近，达到简化控制律的目的，并使用非线性干扰观测器对所设计的自适应模糊2型速度控制器进行补偿，达到实时观测***干扰的目的；

第三部分，高度控制器-非线性干扰观测器的设计：使用反步法将高度控制***拆分为航迹角、攻角、俯仰角3个子***，选取每个子***中的状态量以及虚拟控制量，并在采用模糊2型逻辑***设计每个高度子***的控制律的同时，使用非线性干扰观测器对所设计的子***控制器进行补偿，实时观测干扰，增强所设计的子***控制器的鲁棒性。

具体实现过程如下：

第一步，考虑干扰的严反馈形式的转化：基于Bolender和Doman所建立的纵向刚性模型，并使用对变几何进气道飞行器进行受力分析得到的气动力的解析表达式，将可移动唇罩式变几何进气道飞行器的纵向模型转化为考虑干扰的严反馈形式，变几何进气道飞行器的纵向模型为：

式中：m、I_yy、g分别为质量、转动惯量和重力加速度，升力L、阻力D、推力T、以及俯仰力矩M的具体解析表达式如下：

式中：表示动压，ρ、S、分别表示大气密度、参考面积、平均气动弦长，z_T表示推力系数：z_T＝L_ftanτ_1l+1/2h_i，C_L、C_D、C_T、C_M表示在不考虑变几何进气道的情况下，飞行器的气动力系数；表示引入可移动唇罩对飞行器气动力造成的影响，其大小与唇罩伸长量有关；

转化的严反馈形式如下：

式中：

其中，是由于可移动唇罩的使用引入的非线性不确定项；干扰项D_i包括：***中由于参数拟合造成的不确定性以及飞行器受到的外来干扰d_ii＝V,γ,α,Q，表示如下：

第二步，基于非线性干扰观测器的自适应速度控制器设计：定义速度误差面S_V＝V-V_d，使用自适应模糊2型***对f_V进行在线逼近：

定义速度子***干扰D_V＝Ω_V+ε_V，则有：

设计如下非线性干扰观测器对D_V进行在线观测：

式中：和分别是和的估计值，且定义为模糊2型***的估计误差；为干扰D_V的估计值，且有z_V为非线性干扰观测器的中间状态量；β_V为待设计正数，则有：

则飞行器速度子***的控制量设计如下：

式中：k_V0为待设计正数。

第三步，基于非线性干扰观测器的航迹角子***的控制器设计：首先，把飞行器的高度指令h_d转化为航迹角指令γ_d：

式中：k_h0为待设计正数，定义航迹角误差面S_γ＝γ-γ_d，使用自适应模糊2型***对f_γ进行在线逼近：

定义航迹角子***干扰D_γ＝Ω_γ+ε_γ，则有：

设计如下非线性干扰观测器对D_γ进行在线观测：

式中：和分别是和的估计值，且定义为模糊2型***的估计误差；为干扰D_γ的估计值，且有z_γ为非线性干扰观测器的中间状态量；β_γ为待设计正数，则有：

则虚拟控制输入可设计为：

式中：k_γ0是待设计的正参数；

第四步，基于非线性干扰观测器的攻角子***的控制器设计：定义攻角误差面S_α＝α-α_d，使用自适应模糊2型***对f_α进行在线逼近：

定义攻角子***干扰D_α＝Ω_α+ε_α，则有：

由于D_α未知，会对跟踪精度造成影响，因此设计如下非线性干扰观测器对D_α进行在线观测：

式中：和分别是和的估计值，且定义为模糊2型***的估计误差；为干扰D_α的估计值，且有z_α为非线性干扰观测器的中间状态量；β_α为待设计正数，则有：

则虚拟控制输入可设计为：

式中：k_α0是待设计的正参数；

第五步，基于非线性干扰观测器的俯仰角速率子***的控制器设计：定义俯仰角速率误差面S_Q＝Q-Q_d，使用自适应模糊2型***对f_Q进行在线逼近：

定义俯仰角速率子***干扰D_Q＝Ω_Q+ε_Q，则有：

设计如下非线性干扰观测器对D_Q进行在线观测：

式中：和分别是和的估计值，且定义为模糊2型***的估计误差；为干扰D_Q的估计值，且有z_Q为非线性干扰观测器的中间状态量；β_Q为待设计正数，则有：

则飞行器高度子***的控制量设计如下：

式中：k_Q0为待设计正数。

本发明的特点及有益效果是：

基于该算法设计的控制器考虑了变进气道控制与飞行控制的耦合影响，突破了定进气道结构下飞行控制不能满足机动性飞行的局限，实现飞行器的稳定条件下机动性的提高；此外，基于该算法设计的模糊2型控制***，能够对由可移动进气罩引入带来的参数不确定项进行逼近，简化了控制律，设计非线性干扰观测器对所设计的自适应模糊2型控制器进行补偿，实时的观测***的干扰，显著提高了变几何进气道高超声速飞行器在近空间复杂的飞行环境中稳定飞行的能力，具有很强的鲁棒性，提高了对于***不确定性和干扰的观测能力，有效增强***的控制性能。

附图说明：

附图1基于干扰观测器的变进气道高超声速飞行器的模糊协调控制***结构图。

附图2速度及速度误差变化曲线(有无干扰观测器)。

附图3高度及高度误差变化曲线(有无干扰观测器)。

附图4燃料当量比变化曲线(有无干扰观测器)。

附图5升降舵偏角变化曲线(有无干扰观测器)。

附图6速度及速度误差变化曲线(有无可移动进气罩)。

附图7高度及高度误差变化曲线(有无可移动进气罩)。

附图8燃料当量比变化曲线(有无可移动进气罩)。

附图9升降舵偏角变化曲线(有无可移动进气罩)。

具体实施方式

本发明的目的在于提出一种用于存在外界干扰的变进气道高超声速飞行器模糊2型***的协调控制方法。一方面，变进气道高超声速飞行器中可移动唇罩的引入在提高飞行器发动机的机动性的同时，会使飞行器的气动力值发生改变，增加了变进气道高超声速飞行器的控制***设计的复杂性和难度。另一方面，飞行器在近空间飞行时，外界干扰变化剧烈，导致飞行器***的不确定性增强。因此，针对存在外来干扰时，变进气道高超声速飞行器***的不确定性和复杂性，本发明提出了一种基于干扰观测器的变进气道高超声速飞行器的模糊协调控制方法，首先，将可移动唇罩式变几何进气道的纵向模型转化为严反馈形式，其可由速度V、高度h、航迹角γ、攻角α、俯仰角速率Q来表示；其次，利用反步法分别对速度控制器和高度控制器进行设计；然后，采用区间模糊2型逻辑***对控制律中的不确定复杂性进行在线逼近；最后设计非线性干扰观测器对所设计的自适应模糊2型控制器进行补偿，实时的观测***的干扰。由此可知，本发明提出的基于干扰观测器的变进气道飞行器的模糊协调控制方法是一种实时控制和观测干扰的方法，可以实现对于***不确定性和干扰的观测能力，其控制精度高、响应速度快；该方法能够解决变几何进气道高超声速飞行器在近空间飞行中的不确定性和控制问题，具有很强的鲁棒性；该控制算法考虑变进气道控制与飞行控制的耦合影响，可以实现飞行器的稳定条件下机动性的提高，突破定进气道结构下飞行控制不能满足机动性飞行的不足，解决在外界干扰影响下变进气道高超声速飞行器宽速域、灵活机动的稳定飞行的控制问题，达到提高变进气道高超飞行器的控制性能，增强***鲁棒性和可靠性的目的。

本发明以控制理论方法和虚拟仿真技术相结合为主要研究手段，发明一种基于干扰观测器的变进气道飞行器的模糊协调控制方法，通过matlab软件进行虚拟仿真实验，验证了本方法的有效性。步骤如下：

第一部分，变进气道高超飞行器的严反馈形式的转化设计：考虑变进气道中可移动唇罩的引入造成的影响之后，变几何进气道高超声速飞行器的模型变得非常复杂，不适用于线性化的处理方法，将可移动唇罩式变几何进气道飞行器的纵向模型转化为考虑干扰的严反馈形式，方便后续使用反步法进行控制器的设计。

第二部分，速度控制器-非线性干扰观测器的设计：基于非线性干扰观测器，采用模糊2型逻辑理论对速度控制器进行设计，其中，使用模糊2型逻辑***对控制律中的不确定复杂项进行在线逼近，达到简化控制律的目的，并使用非线性干扰观测器对所设计的自适应模糊2型速度控制器进行补偿，达到实时观测***干扰的目的。

第三部分，高度控制器-非线性干扰观测器的设计：使用反步法将高度控制***拆分为航迹角、攻角、俯仰角3个子***，选取每个子***中的状态量以及虚拟控制量，并在采用模糊2型逻辑***设计每个高度子***的控制律的同时，使用非线性干扰观测器对所设计的子***控制器进行补偿，实时观测干扰，增强所设计的子***控制器的鲁棒性。

具体实现过程如下：

第一步，考虑干扰的严反馈形式的转化：基于Bolender和Doman所建立的纵向刚性模型，并使用对变几何进气道飞行器进行受力分析得到的气动力(升力L、阻力D、推力T、以及俯仰力矩M)的解析表达式，将可移动唇罩式变几何进气道飞行器的纵向模型转化为考虑干扰的严反馈形式：

变几何进气道飞行器的纵向模型为：

式中：m、I_yy、g分别为质量、转动惯量和重力加速度，升力L、阻力D、推力T、以及俯仰力矩M的具体解析表达式如下：

式中：表示动压，ρ、S、分别表示大气密度、参考面积、平均气动弦长。z_T表示推力系数：z_T＝L_ftanτ_1l+1/2h_i。值得注意到是，C_L、C_D、C_T、C_M表示在不考虑变几何进气道的情况下，飞行器的气动力系数；表示引入可移动唇罩对飞行器气动力造成的影响，其大小与唇罩伸长量有关。

转化的严反馈形式如下：

式中：

其中，是由于可移动唇罩的使用引入的非线性不确定项；干扰项D_i(i＝V,γ,α,Q)包括：***中由于参数拟合造成的不确定性以及飞行器受到的外来干扰d_i。表示如下：

第二步，基于非线性干扰观测器的自适应速度控制器设计：定义速度误差面S_V＝V-V_d，使用自适应模糊2型***对f_V进行在线逼近：

定义速度子***干扰D_V＝Ω_V+ε_V，则有：

设计如下非线性干扰观测器对D_V进行在线观测：

式中：和分别是和的估计值，且定义为模糊2型***的估计误差；为干扰D_V的估计值，且有z_V为非线性干扰观测器的中间状态量；β_V为待设计正数。则有：

则飞行器速度子***的控制量设计如下：

式中：k_V0为待设计正数。

第三步，基于非线性干扰观测器的航迹角子***的控制器设计：首先，把飞行器的高度指令h_d转化为航迹角指令γ_d：

式中：k_h0为待设计正数。

定义航迹角误差面S_γ＝γ-γ_d，使用自适应模糊2型***对f_γ进行在线逼近：

定义航迹角子***干扰D_γ＝Ω_γ+ε_γ，则有：

设计如下非线性干扰观测器对D_γ进行在线观测：

式中：和分别是和的估计值，且定义为模糊2型***的估计误差；为干扰D_γ的估计值，且有z_γ为非线性干扰观测器的中间状态量；β_γ为待设计正数。则有：

则虚拟控制输入可设计为：

式中：k_γ0是待设计的正参数。

第四步，基于非线性干扰观测器的攻角子***的控制器设计：定义攻角误差面S_α＝α-α_d，使用自适应模糊2型***对f_α进行在线逼近：

定义攻角子***干扰D_α＝Ω_α+ε_α，则有：

由于D_α未知，会对跟踪精度造成影响，因此设计如下非线性干扰观测器对D_α进行在线观测：

式中：和分别是和的估计值，且定义为模糊2型***的估计误差；为干扰D_α的估计值，且有z_α为非线性干扰观测器的中间状态量；β_α为待设计正数。则有：

则虚拟控制输入可设计为：

式中：k_α0是待设计的正参数。

第五步，基于非线性干扰观测器的俯仰角速率子***的控制器设计：定义俯仰角速率误差面S_Q＝Q-Q_d，使用自适应模糊2型***对f_Q进行在线逼近：

定义俯仰角速率子***干扰D_Q＝Ω_Q+ε_Q，则有：

设计如下非线性干扰观测器对D_Q进行在线观测：

式中：和分别是和的估计值，且定义为模糊2型***的估计误差；为干扰D_Q的估计值，且有z_Q为非线性干扰观测器的中间状态量；β_Q为待设计正数。则有：

则飞行器高度子***的控制量设计如下：

式中：k_Q0为待设计正数。

为了验证本发明提出的基于干扰观测器的变进气道高超声速飞行器的模糊协调控制方法的有效性，设计了变进气道高超声速飞行器控制综合虚拟仿真***，并在该***上进行了仿真实验。在飞行器虚拟仿真控制环境下，仿真参数设定如下：

1)变几何进气道高超飞行器物理参数：飞行器质量m＝191slug，机体转动惯量I_yy＝86723slug·ft²，重力加速度g＝31.97ft/s²，大气密度ρ与飞行高度有关，参考面积S＝100ft²，平均几何弦长

2)变几何进气道气动解析式中的气动系数：如表1-1：

表1-1进气伸长量以及气动力拟合系数

3)控制器的参数设计：如表1-2所示：

表1-2控制参数

分两种情况进行仿真测试验证，第一种情况将本发明提出的算法与未设计非线性干扰观测器的***的控制性能进行对比，如图2-图5所示；第二种情况将本发明提出的算法与定几何进气道高超飞行器***的控制性能进行对比，此种情况的***的控制性能的仿真结果如图6-图9所示。

第一种情况***的给定指令为：速度从7Ma变化到7.5Ma、高度从75000ft变化76000ft。控制***所受到的外部扰动为：在110<t≤150s时，d_V＝2ft/s、d_γ＝0.01deg、d_α＝0.02deg、d_Q＝0.3deg，在160<t≤250s时，d_V＝2sin(0.2t)ft/s、d_γ＝0.01sin(0.2t)deg、d_α＝0.02sin(0.2t)deg、d_Q＝0.3sin(0.3t)deg/s。拟合参数的参数摄动设定为-15％。

从图2-图5中，可以看到在未加入干扰的时候，两个控制***均能够实现对于给定指令的快速准确跟踪。相比之下，基于干扰观测器的控制***跟踪误差更小，响应更快，这是因为所设计非线性干扰观测器对***中的参数摄动更为敏感，从而对控制器进行补偿。在外来干扰作用阶段，很明显有干扰观测器的***抵御干扰的能力更强。从图2、图3中能够发现，有干扰观测器的***能够保证更高的速度和高度响应精度，而没有使用干扰观测器的控制***在干扰作用时，虽然也能够保证***的稳定性，但跟踪精度较差。从图4、图5中可以发现，基于干扰观测器的设计的执行机构的动作变化更小，这也减小了在面临干扰时，执行机构频繁动作造成的损耗。

第二种情况***的给定指令为：速度从7Ma变化到9.1Ma(速度指令变化较快)、高度从75000ft变化76000ft。在加速阶段(20<t≤100s)，给***加入外部扰动：d_V＝2sin(0.2t)ft/s、d_γ＝0.01sin(0.2t)deg、d_α＝0.02deg、d_Q＝0.3deg。拟合参数的参数摄动设定为-20％。

从图6-图9中，可以看到，在加速阶段，定几何进气道飞行器由于执行机构饱和，***的运行性能较差，在外界干扰的影响下，直接导致控制失败。而变几何进气道飞行器在加速阶段控制性能较好，能够抵抗外界干扰，保证控制***的稳定性，完成对给定指令的跟踪。因而，使用变几何进气道也能够在一定程度上增强飞行器控制***的鲁棒性。

本发明提出的基于多变量干扰补偿的四旋翼无人机轨迹与姿态协同控制算法总体技术方案如图1所示，整个***主要包括三部分：严反馈形式的转化设计、速度控制器-非线性干扰观测器设计和高度控制器-非线性干扰观测器的设计，具体技术方案如下：

第一部分，变进气道高超飞行器的严反馈形式的转化设计：考虑变进气道中可移动唇罩的引入造成的影响之后，变几何进气道高超声速飞行器的模型变得非常复杂，不适用于线性化的处理方法，将可移动唇罩式变几何进气道飞行器的纵向模型转化为考虑干扰的严反馈形式，方便后续使用反步法进行控制器的设计。

第二部分，速度控制器-非线性干扰观测器的设计：基于非线性干扰观测器，采用模糊2型逻辑理论对速度控制器进行设计，其中，使用模糊2型逻辑***对控制律中的不确定复杂项进行在线逼近，达到简化控制律的目的，并使用非线性干扰观测器对所设计的自适应模糊2型速度控制器进行补偿，达到实时观测***干扰的目的。

第三部分，高度控制器-非线性干扰观测器的设计：使用反步法将高度控制***拆分为航迹角、攻角、俯仰角3个子***，选取每个子***中的状态量以及虚拟控制量，其中引入低阶滤波器，解决反步法中出现的“微分***”的问题，并在采用模糊2型逻辑***设计每个高度子***的控制律的同时，使用非线性干扰观测器对所设计的子***控制器进行补偿，实时观测干扰，增强所设计的子***控制器的鲁棒性。

最后为了验证本发明提出算法的有效性，搭建变几何进气道高超飞行器协同控制的MATLAB仿真***，并与情况一(有无干扰观测器)和情况二(有无可移动进气罩)的控制仿真结果进行对比，验证本发明提出的算法鲁棒性更强，对给定指令的跟踪效果更佳。

第一步，考虑干扰的严反馈形式的转化

基于Bolender和Doman所建立的纵向刚性模型，并使用对变几何进气道飞行器进行受力分析得到的气动力(升力L、阻力D、推力T、以及俯仰力矩M)的解析表达式，将可移动唇罩式变几何进气道飞行器的纵向模型转化为考虑干扰的严反馈形式：

变几何进气道飞行器的纵向模型为：

式中：m、I_yy、g分别为质量、转动惯量和重力加速度，升力L、阻力D、推力T、以及俯仰力矩M的具体解析表达式如下：

式中：表示动压，ρ、S、分别表示大气密度、参考面积、平均气动弦长。z_T表示推力系数：z_T＝L_ftanτ_1l+1/2h_i。值得注意到是，C_L、C_D、C_T、C_M表示在不考虑变几何进气道的情况下，飞行器的气动力系数；表示引入唇罩对飞行器气动力造成的影响，其大小与唇罩伸长量有关。

转化的严反馈形式如下：

式中：

其中，是由于可移动唇罩的使用引入的非线性不确定项。干扰项D_i(i＝V,γ,α,Q)包括：***中由于参数拟合造成的不确定性以及飞行器受到的外来干扰d_i。表示如下：

第二步，基于非线性干扰观测器的自适应速度控制器设计

定义速度误差面S_V＝V-V_d，使用自适应模糊2型***对f_V进行在线逼近：

为了保证控制***的跟踪精度，将自适应模糊2型***的逼近误差ε_V视为***干扰的一部分，定义速度子***干扰D_V＝Ω_V+ε_V，则有：

由于D_V未知，会对跟踪精度造成影响，因此设计如下非线性干扰观测器对D_V进行在线观测：

式中：和分别是和的估计值，且定义为模糊2型***的估计误差；为干扰D_V的估计值，且有z_V为非线性干扰观测器的中间状态量；β_V为待设计正数。则有：

则飞行器速度子***的控制量设计如下：

式中：k_V0为待设计正数。和的自适应更新律设计如下：

式中：μ_Vl、χ_Vl、μ_Vr和χ_Vr是待设计的正参数。

第三步，基于非线性干扰观测器的航迹角子***的控制器设计

首先，把飞行器的高度指令h_d转化为航迹角指令γ_d：

式中：k_h0为待设计正数。

定义航迹角误差面S_γ＝γ-γ_d，使用自适应模糊2型***对f_γ进行在线逼近：

为了保证控制***的跟踪精度，将自适应模糊2型***的逼近误差ε_γ视为***干扰的一部分，定义航迹角子***干扰D_γ＝Ω_γ+ε_γ，则有：

由于D_γ未知，会对跟踪精度造成影响，因此设计如下非线性干扰观测器对D_γ进行在线观测：

式中：和分别是和的估计值，且定义为模糊2型***的估计误差；为干扰D_γ的估计值，且有z_γ为非线性干扰观测器的中间状态量；β_γ为待设计正数。则有：

则虚拟控制输入可设计为：

式中：k_γ0是待设计的正参数。将输入一阶滤波器，可得到控制量α_d及其导数

定义滤波器的滤波误差为则有：

式中：且|B_α(·)|≤M_α，M_α是一个大于0的常数。和的自适应更新律设计如下：

式中：μ_γl、χ_γl、μ_γr和χ_γr是待设计的正参数。

第四步，基于非线性干扰观测器的攻角子***的控制器设计

定义攻角误差面S_α＝α-α_d，使用自适应模糊2型***对f_α进行在线逼近：

为了保证控制***的跟踪精度，将自适应模糊2型***的逼近误差ε_α视为***干扰的一部分，定义攻角子***干扰D_α＝Ω_α+ε_α，则有：

由于D_α未知，会对跟踪精度造成影响，因此设计如下非线性干扰观测器对D_α进行在线观测：

式中：和分别是和的估计值，且定义为模糊2型***的估计误差；为干扰D_α的估计值，且有z_α为非线性干扰观测器的中间状态量；β_α为待设计正数。则有：

则虚拟控制输入可设计为：

式中：k_α0是待设计的正参数。将输入一阶滤波器，可得到控制量Q_d及其导数

定义滤波器的滤波误差为则有：

式中：且|B_Q(·)|≤M_Q，M_Q是一个大于0的常数。和的自适应更新律设计如下：

式中：μ_γl、χ_γl、μ_γr和χ_γr是待设计的正参数。

第五步，基于非线性干扰观测器的俯仰角速率子***的控制器设计

定义俯仰角速率误差面S_Q＝Q-Q_d，使用自适应模糊2型***对f_Q进行在线逼近：

为了保证控制***的跟踪精度，将自适应模糊2型***的逼近误差ε_Q视为***干扰的一部分，定义俯仰角速率子***干扰D_Q＝Ω_Q+ε_Q，则有：

由于D_Q未知，会对跟踪精度造成影响，因此设计如下非线性干扰观测器对D_Q进行在线观测：

式中：和分别是和的估计值，且定义为模糊2型***的估计误差；为干扰D_Q的估计值，且有z_Q为非线性干扰观测器的中间状态量；β_Q为待设计正数。则有：

则飞行器高度子***的控制量设计如下：

式中：k_Q0为待设计正数。和的自适应更新律设计如下：

式中：μ_Ql、χ_Ql、μ_Qr和χ_Qr是待设计的正参数。

基于以上5步，就完成了整个控制***设计过程，为了验证有效性具体步骤，首先将变几何进气道高超飞行器的协调控制***在Matlab进行设计，并进行了仿真实验,仿真过程如下：

(1)参数设置

1)变几何进气道高超飞行器物理参数：飞行器质量m＝191slug，机体转动惯量I_yy＝86723slug·ft²，重力加速度g＝31.97ft/s²，大气密度ρ与飞行高度有关，参考面积S＝100ft²，平均几何弦长

2)变几何进气道气动解析式中的气动系数：如表1-1：

表1-1进气伸长量以及气动力拟合系数

3)控制器的参数设计：如表1-2所示：

表1-2控制参数

分两种情况进行仿真测试验证，在第一种情况的仿真验证过程中，速度从7Ma变化到7.5Ma、高度从75000ft变化76000ft。控制***所受到的外部扰动为：在110<t≤150s时，d_V＝2ft/s、d_γ＝0.01deg、d_α＝0.02deg、d_Q＝0.3deg，在160<t≤250s时，d_V＝2sin(0.2t)ft/s、d_γ＝0.01sin(0.2t)deg、d_α＝0.02sin(0.2t)deg、d_Q＝0.3sin(0.3t)deg/s。拟合参数的参数摄动设定为-15％。第二种情况的仿真验证过程中，***的给定指令为：速度从7Ma变化到9.1Ma(速度指令变化较快)、高度从75000ft变化76000ft。在加速阶段(20<t≤100s)，给***加入外部扰动：d_V＝2sin(0.2t)ft/s、d_γ＝0.01sin(0.2t)deg、d_α＝0.02deg、d_Q＝0.3deg。拟合参数的参数摄动设定为-20％。

(2)结果分析

在上述给定的条件下，将本发明提出的算法分两种情况进行对比：

第一种情况将本发明提出的算法与未设计非线性干扰观测器的***的控制性能进行对比，此种情况的***的控制性能的仿真结果如图2-图5所示。

第二种情况将本发明提出的算法与定几何进气道高超飞行器的***的控制性能进行对比，此种情况的***的控制性能的仿真结果如图6-图9所示。

情况一(有无干扰观测器)控制结果分析：从图2-图5中，可以看到在未加入干扰的时候，两个控制***均能够实现对于给定指令的快速准确跟踪。相比之下，基于干扰观测器的控制***跟踪误差更小，响应更快，这是因为所设计非线性干扰观测器对***中的参数摄动更为敏感，从而对控制器进行补偿。在外来干扰作用阶段，很明显有干扰观测器的***抵御干扰的能力更强。从图2、图3中能够发现，有干扰观测器的***能够保证更高的速度和高度响应精度，而没有使用干扰观测器的控制***在干扰作用时，虽然也能够保证***的稳定性，但跟踪精度较差。从图4、图5中可以发现，基于干扰观测器的设计的执行机构的动作变化更小，这也减小了在面临干扰时，执行机构频繁动作造成的损耗。

情况二(有无可移动进气罩)控制结果分析：从图6-图9中，可以看到，在加速阶段，定几何进气道飞行器由于执行机构饱和，***的运行性能较差，在外界干扰的影响下，直接导致控制失败。而变几何进气道飞行器在加速阶段控制性能较好，能够抵抗外界干扰，保证控制***的稳定性，完成对给定指令的跟踪。因而，使用变几何进气道也能够在一定程度上增强飞行器控制***的鲁棒性。

因此，本发明提出的基于干扰观测器的变进气道高超声速飞行器的模糊协调控制方法实用性更好、鲁棒性更强，也更适用于快速时变性、复杂性的可移动唇罩式变几何进气道高超声速飞行器控制***。并且，在考虑***干扰的情况下，变几何进气道飞行器控制***的鲁棒性更强，对给定指令的跟踪效果更佳。

Claims (2)

1.一种干扰观测变进气道高超声速飞行器模糊协调控制方法，其特征是，步骤如下：

第一部分，变进气道高超飞行器的严反馈形式的转化设计：将可移动唇罩式变几何进气道飞行器的纵向模型转化为考虑干扰的严反馈形式，方便后续使用反步法进行控制器的设计；

第二部分，速度控制器-非线性干扰观测器的设计：基于非线性干扰观测器，采用模糊2型逻辑理论对速度控制器进行设计，其中，使用模糊2型逻辑***对控制律中的不确定复杂项进行在线逼近，达到简化控制律的目的，并使用非线性干扰观测器对所设计的自适应模糊2型速度控制器进行补偿，达到实时观测***干扰的目的；

第三部分，高度控制器-非线性干扰观测器的设计：使用反步法将高度控制***拆分为航迹角、攻角、俯仰角3个子***，选取每个子***中的状态量以及虚拟控制量，并在采用模糊2型逻辑***设计每个高度子***的控制律的同时，使用非线性干扰观测器对所设计的子***控制器进行补偿，实时观测干扰，增强所设计的子***控制器的鲁棒性。

2.如权利要求1所述的干扰观测变进气道高超声速飞行器模糊协调控制方法，其特征是，具体实现过程如下：

第一步，考虑干扰的严反馈形式的转化：基于Bolender和Doman所建立的纵向刚性模型，并使用对变几何进气道飞行器进行受力分析得到的气动力的解析表达式，将可移动唇罩式变几何进气道飞行器的纵向模型转化为考虑干扰的严反馈形式，变几何进气道飞行器的纵向模型为：

式中：m、I_yy、g分别为质量、转动惯量和重力加速度，升力L、阻力D、推力T、以及俯仰力矩M的具体解析表达式如下：

式中：表示动压，ρ、S、分别表示大气密度、参考面积、平均气动弦长，z_T表示推力系数：z_T＝L_ftanτ_1l+1/2h_i，C_L、C_D、C_T、C_M表示在不考虑变几何进气道的情况下，飞行器的气动力系数；表示引入可移动唇罩对飞行器气动力造成的影响，其大小与唇罩伸长量有关；

转化的严反馈形式如下：

式中：

gα＝1；

其中，是由于可移动唇罩的使用引入的非线性不确定项；干扰项D_i包括：***中由于参数拟合造成的不确定性△f_i,△g_i,以及飞行器受到的外来干扰d_ii＝V,γ,α,Q，表示如下：

第二步，基于非线性干扰观测器的自适应速度控制器设计：定义速度误差面S_V＝V-V_d，使用自适应模糊2型***对f_V进行在线逼近：

定义速度子***干扰D_V＝Ω_V+ε_V，则有：

设计如下非线性干扰观测器对D_V进行在线观测：

式中：和分别是和的估计值，且定义为模糊2型***的估计误差；为干扰D_V的估计值，且有z_V为非线性干扰观测器的中间状态量；β_V为待设计正数，则有：

则飞行器速度子***的控制量设计如下：

式中：k_V0为待设计正数。

第三步，基于非线性干扰观测器的航迹角子***的控制器设计：首先，把飞行器的高度指令h_d转化为航迹角指令γ_d：

式中：k_h0为待设计正数，定义航迹角误差面S_γ＝γ-γ_d，使用自适应模糊2型***对f_γ进行在线逼近：

定义航迹角子***干扰D_γ＝Ω_γ+ε_γ，则有：

设计如下非线性干扰观测器对D_γ进行在线观测：

式中：和分别是和的估计值，且定义为模糊2型***的估计误差；为干扰D_γ的估计值，且有z_γ为非线性干扰观测器的中间状态量；β_γ为待设计正数，则有：

则虚拟控制输入可设计为：

式中：k_γ0是待设计的正参数；

第四步，基于非线性干扰观测器的攻角子***的控制器设计：定义攻角误差面S_α＝α-α_d，使用自适应模糊2型***对f_α进行在线逼近：

定义攻角子***干扰D_α＝Ω_α+ε_α，则有：

由于D_α未知，会对跟踪精度造成影响，因此设计如下非线性干扰观测器对D_α进行在线观测：

式中：和分别是和的估计值，且定义为模糊2型***的估计误差；为干扰D_α的估计值，且有z_α为非线性干扰观测器的中间状态量；β_α为待设计正数，则有：

则虚拟控制输入可设计为：

式中：k_α0是待设计的正参数；

第五步，基于非线性干扰观测器的俯仰角速率子***的控制器设计：定义俯仰角速率误差面S_Q＝Q-Q_d，使用自适应模糊2型***对f_Q进行在线逼近：

定义俯仰角速率子***干扰D_Q＝Ω_Q+ε_Q，则有：

设计如下非线性干扰观测器对D_Q进行在线观测：

式中：和分别是和的估计值，且定义为模糊2型***的估计误差；为干扰D_Q的估计值，且有z_Q为非线性干扰观测器的中间状态量；β_Q为待设计正数，则有：

则飞行器高度子***的控制量设计如下：

式中：k_Q0为待设计正数。