CN110597068A - 考虑攻角非对称约束的高超声速飞行器鲁棒控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种考虑攻角非对称约束的高超声速飞行器鲁棒控制方法，本方法考虑高度跟踪情形将攻角作为***状态，基于非对称障碍李雅普诺夫函数设计控制律，将攻角跟踪误差非对称约束信息引入控制律，保证误差被限制在预设的非对称区间内，同时对攻角虚拟控制进行限幅，结合二者实现攻角非对称约束，保证超燃冲压发动机正常工作。考虑***存在不确定性，本方法在控制器设计中，加入鲁棒项估计未知非线性函数上界，对不确定带来的影响进行补偿。针对速度子***设计PID控制器实现速度跟踪。

Description

考虑攻角非对称约束的高超声速飞行器鲁棒控制方法

技术领域

本发明涉及一种飞行器控制方法，特别是涉及一种考虑攻角非对称约束的高超声速飞行器鲁棒控制方法，属于飞行控制领域。

背景技术

高超声速飞行器具有飞行速度快、突防能力强的特点，在军事方面使得全球快速打击成为可能，在民用方面可用于洲际快速运输，因而得到世界各国的广泛关注。吸气式高超声速飞行器多以超燃冲压发动机提供动力，而超燃冲压发动机的正常进气对飞行器攻角要求苛刻，且攻角为负值时发动机更易出现故障，因此需保证其幅值不超出给定范围。已有研究针对高超声速飞行器控制多未考虑攻角约束，或仅考虑对称约束进行设计，未能保证飞行器的攻角非对称约束，可能导致超燃冲压发动机无法正常工作。

《Barrier Lyapunov function-based adaptive control for hypersonicflight vehicles》(Hao An,Hongwei Xia,Changhong Wang,Nonlinear Dynamics,2017,88(3):1833–1853)一文针对高超声速飞行器攻角约束问题，基于障碍李雅普诺夫函数设计控制器，限制了俯仰角跟踪误差，但其并未对攻角本身进行限制，且仅考虑了对称形式的障碍李雅普诺夫函数，在攻角为负值与正值情形下未分别引入不同的约束，缺乏精细调整能力。

发明内容

要解决的技术问题

为解决由于超燃冲压发动机进气需求导致的高超声速飞行器攻角非对称约束问题，本发明提出了一种考虑攻角非对称约束的高超声速飞行器鲁棒控制方法。

技术方案

一种考虑攻角非对称约束的高超声速飞行器鲁棒控制方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：考虑高超声速飞行器纵向通道动力学模型：

其中，表示推力，表示升力，表示阻力，表示俯仰力矩；V表示速度，γ表示航迹倾角，h表示高度，α表示攻角，q表示俯仰角速度；δ_e表示升降舵偏角，Φ表示节流阀开度； 表示动压，ρ表示空气密度，表示平均气动弦长，S表示气动参考面积；m、I_yy和g代表质量、俯仰轴的转动惯量以及重力加速度， 均为气动参数；

步骤2：定义高度跟踪误差e_h＝h-h_d，设计航迹角指令γ_d：

式中，h_d为高度指令，由设计者给出，为高度指令的一阶微分，k_h>0，k_i>0由设计者给出；考虑巡航段航迹角变化小，航迹角指令的一阶微分取为零；

取x₁＝γ，x₂＝α，x₃＝q；可将式(3)-(5)写成如下严格反馈形式：

其中，f_i＝f_i0+Δf_i,i＝1,2,3，f_i0为已知标称值，Δf_i为***不确定性且满足|Δf_i|<Δf_im；g_i,i＝1,2,3为已知非线性函数；

步骤3：第1步：定义航迹角跟踪误差为：

e₁＝x₁-γ_d (8)

设计攻角虚拟控制量为：

其中，z₁为待设计的补偿误差项， 为不确定性上界的估计值，k₁>0、λ₁>0、σ>0均由设计者给定；

为了使攻角虚拟控制满足给定的约束条件，令x_2c通过如下的饱和函数获得x_2l：

其中，与x_2c分别为x_2c上下界，由设计者给出；

定义b₂＝x_2l-x_2c，z₁＝e₁-z₁₀，其中z₁₀由以下自适应律得到：

设计自适应律如下：

其中，η₁>0及δ₁>0由设计者给出；

设计一阶微分器如下：

其中，p₂₀>0、p₂₁>0均由设计者给出；

第2步：定义攻角跟踪误差为：

e₂＝x₂-x_2c (14)

构造非对称障碍李雅普诺夫函数：

其中为误差e₂的上界，-k_a<0为误差e₂的下界，均由设计者给出；

定义设计俯仰角速率虚拟控制量为：

其中， 为不确定性上界的估计值，k₂>0、λ₂>0均由设计者给定；

设计自适应律如下：

其中，η₂>0及δ₂>0由设计者给出；

设计一阶微分器如下：

其中，p₃₀>0、p₃₁>0均由设计者给出；

步骤4：定义俯仰角速率跟踪误差为：

e₃＝x₃-x_3c (19)

设计升降舵偏角为：

其中， 为不确定性上界的估计值，k₃>0、λ₃>0均由设计者给定；

设计自适应律如下：

其中，η₃>0及δ₃>0由设计者给出；

步骤5：定义速度跟踪误差为：

其中，V_d为速度参考指令；

设计节流阀开度Φ为：

其中，k_pV>0、k_iV>0和k_dV>0由设计者给定；

步骤6：根据得到的升降舵偏角δ_e和速度子***的节流阀开度Φ，返回到飞行器动力学模型(1)-(5)，对高度和速度进行跟踪控制。

有益效果

本发明提出的一种考虑攻角非对称约束的高超声速飞行器鲁棒控制方法，本方法考虑高度跟踪情形将攻角作为***状态，基于非对称障碍李雅普诺夫函数设计控制律，将攻角跟踪误差非对称约束信息引入控制律，保证误差被限制在预设的非对称区间内，同时对攻角虚拟控制进行限幅，结合二者实现攻角非对称约束，保证超燃冲压发动机正常工作。考虑***存在不确定性，本方法在控制器设计中，加入鲁棒项估计未知非线性函数上界，对不确定带来的影响进行补偿。针对速度子***设计PID控制器实现速度跟踪。与现有技术相比有益效果为：

(1)本发明通过构造非对称障碍李雅普诺夫函数，将攻角跟踪误差的不同上下界约束直接引入控制律设计中，确保了攻角跟踪误差被限制在给定的非对称区间内，保证了跟踪精度。

(2)本发明在限制攻角跟踪误差的同时对攻角虚拟控制采取非对称限幅设计，结合二者实现飞行过程中攻角能够被约束在人为给定的非对称范围内，可保证超燃冲压发动机在不同飞行情形下的进气需求。

附图说明

图1是本发明考虑攻角非对称约束的高超声速飞行器鲁棒控制的流程图。

具体实施方式

现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：

参照图1，本发明考虑攻角非对称约束的高超声速飞行器鲁棒控制应用于一类高超声速飞行器动力学模型，通过以下步骤实现：

(a)考虑高超声速飞行器纵向通道动力学模型：

其中，表示推力，表示升力，表示阻力，表示俯仰力矩；V表示速度，γ表示航迹倾角，h表示高度，α表示攻角，q表示俯仰角速度。δ_e表示升降舵偏角，Φ表示节流阀开度。 表示动压，ρ＝6.7429×10^-5表示空气密度，表示平均气动弦长，S＝17表示气动参考面积；m＝300、I_yy＝5×10⁵、g＝32代表质量、俯仰轴的转动惯量以及重力加速度，均为气动参数，具体定义如下：

(b)定义高度跟踪误差e_h＝h-h_d，设计航迹角指令γ_d：

式中，h_d为高度指令，由设计者给出，为高度指令的一阶微分，k_h＝0.5，k_i＝0.05。考虑巡航段航迹角变化小，航迹角指令的一阶微分取为零。

取x₁＝γ，x₂＝α，x₃＝q；可将式(3)-(5)写成如下严格反馈形式：

其中，f_i＝f_i0+Δf_i,i＝1,2,3，f_i0＝0.9f_i为已知标称值，Δf_i为***不确定性且满足|Δf_i|<Δf_im；g_i,i＝1,2,3为已知非线性函数。

(c)第1步：定义航迹角跟踪误差为：

e₁＝x₁-γ_d (8)

设计攻角虚拟控制量为：

其中，z₁为待设计的补偿误差项， 为不确定性上界的估计值，k₁＝0.8，λ₁＝1.5，σ＝10均由设计者给定。

为了使攻角虚拟控制满足给定的约束条件，令x_2c通过如下的饱和函数获得x_2l：

其中，与x_2c＝-0.02分别为x_2c上下界。

定义b₂＝x_2l-x_2c，z₁＝e₁-z₁₀，其中z₁₀由以下自适应律得到：

设计自适应律如下：

其中，η₁＝0.1，δ₁＝0.001。

设计一阶微分器如下：

其中，p₂₀>0.9，p₂₁>1.2。

第2步：定义攻角跟踪误差为：

e₂＝x₂-x_2c (14)

构造非对称障碍李雅普诺夫函数：

其中为误差e₂的上界，-k_a＝-0.07为误差e₂的下界。

定义设计俯仰角速率虚拟控制量为：

其中， 为不确定性上界的估计值，k₂＝1，λ₂＝30。

设计自适应律如下：

其中，η₂＝0.1，δ₂＝0.001。

设计一阶微分器如下：

其中，p₃₀＝0.05，p₃₁＝2。

第3步：定义俯仰角速率跟踪误差为：

e₃＝x₃-x_3c (19)

设计升降舵偏角为：

其中， 为不确定性上界的估计值，k₃＝35，λ₃＝10。

设计自适应律如下：

其中，η₃＝0.1及δ₃＝0.001由设计者给出。

(d)定义速度跟踪误差为：

其中，V_d为速度参考指令。

设计节流阀开度Φ为：

其中，k_pV＝5，k_iV＝1，k_dV＝0.01。

(e)根据得到的升降舵偏角δ_e和速度子***的节流阀开度Φ，返回到飞行器动力学模型(1)-(5)，对高度和速度进行跟踪控制。

Claims (1)

1.一种考虑攻角非对称约束的高超声速飞行器鲁棒控制方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：考虑高超声速飞行器纵向通道动力学模型：

其中，表示推力，表示升力，表示阻力，表示俯仰力矩；V表示速度，γ表示航迹倾角，h表示高度，α表示攻角，q表示俯仰角速度；δ_e表示升降舵偏角，Φ表示节流阀开度； 表示动压，ρ表示空气密度，表示平均气动弦长，S表示气动参考面积；m、I_yy和g代表质量、俯仰轴的转动惯量以及重力加速度， 均为气动参数；

步骤2：定义高度跟踪误差e_h＝h-h_d，设计航迹角指令γ_d：

式中，h_d为高度指令，由设计者给出，为高度指令的一阶微分，k_h>0，k_i>0由设计者给出；考虑巡航段航迹角变化小，航迹角指令的一阶微分取为零；

取x₁＝γ，x₂＝α，x₃＝q；可将式(3)-(5)写成如下严格反馈形式：

其中，f_i＝f_i0+Δf_i,i＝1,2,3，f_i0为已知标称值，Δf_i为***不确定性且满足|Δf_i|<Δf_im；g_i,i＝1,2,3为已知非线性函数；

步骤3：第1步：定义航迹角跟踪误差为：

e₁＝x₁-γ_d (8)

设计攻角虚拟控制量为：

其中，z₁为待设计的补偿误差项， 为不确定性上界的估计值，k₁>0、λ₁>0、σ>0均由设计者给定；

为了使攻角虚拟控制满足给定的约束条件，令x_2c通过如下的饱和函数获得x_2l：

其中，与x _2c分别为x_2c上下界，由设计者给出；

定义b₂＝x_2l-x_2c，z₁＝e₁-z₁₀，其中z₁₀由以下自适应律得到：

设计自适应律如下：

其中，η₁>0及δ₁>0由设计者给出；

设计一阶微分器如下：

其中，p₂₀>0、p₂₁>0均由设计者给出；

第2步：定义攻角跟踪误差为：

e₂＝x₂-x_2c (14)

构造非对称障碍李雅普诺夫函数：

其中k_b>0为误差e₂的上界，-k_a<0为误差e₂的下界，均由设计者给出；

定义设计俯仰角速率虚拟控制量为：

其中， 为不确定性上界的估计值，k₂>0、λ₂>0均由设计者给定；

设计自适应律如下：

其中，η₂>0及δ₂>0由设计者给出；

设计一阶微分器如下：

其中，p₃₀>0、p₃₁>0均由设计者给出；

步骤4：定义俯仰角速率跟踪误差为：

e₃＝x₃-x_3c (19)

设计升降舵偏角为：

其中， 为不确定性上界的估计值，k₃>0、λ₃>0均由设计者给定；

设计自适应律如下：

其中，η₃>0及δ₃>0由设计者给出；

步骤5：定义速度跟踪误差为：

其中，V_d为速度参考指令；

设计节流阀开度Φ为：

其中，k_pV>0、k_iV>0和k_dV>0由设计者给定；

步骤6：根据得到的升降舵偏角δ_e和速度子***的节流阀开度Φ，返回到飞行器动力学模型(1)-(5)，对高度和速度进行跟踪控制。