CN111007867B - 一种可预设调整时间的高超声速飞行器姿态控制设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明记载一种可预设调整时间的高超声速飞行器姿态控制设计方法,属于航空航天领域,具体方案包括以下步骤:步骤一、明确控制***的设计任务;步骤二、建立高超声速飞行器姿态***数学模型;步骤三、设计自适应滑模控制律;步骤四、闭环***分析;步骤五、利用计算机数值仿真工具Matlab/Simulink进行闭环***的性能检验。本设计方法不仅使得高超声速飞行器姿态角在有限时间内达到了精度要求,而且可以根据性能指标要求预先设定需要的调整时间。此外,该控制律还能使不确定项估计值按需增长,也减小了控制器增益,很大程度上克服了一般鲁棒控制和自适应控制设计的保守性。
Description
技术领域
本发明属于航空航天领域,具体涉及一种可预设调整时间的、可使高超声速飞行器姿态角误差在指定时间内收敛到指定精度的自适应滑模控制律设计方法。
背景技术
在高超声速飞行器的控制中,需要保证飞行器的姿态角跟踪参考指令信号,否则难以实现飞行器的飞行任务。目前对于高超声速飞行器的控制,大多只是保证姿态角在无限时间内收敛到指定参考值,少数可以保证在有限时间内收敛,但无法预先设定调整时间。为解决控制中的不确定性问题,目前应用的大多数鲁棒控制律一般需要选取较大的控制增益;而大多自适应控制律也存在估计值持续增长的问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种可预设调整时间的高超声速飞行器姿态控制设计方法,该方法能使***姿态角误差在预设调整时间内达到指定精度要求;而且该方法能解决多数鲁棒控制律控制增益较大和多数自适应律估计值持续增长的问题,使控制器的增益按需增长。
为了实现上述目的,本发明采取的技术方案如下:
一种可预设调整时间的高超声速飞行器姿态控制设计方法,包括以下步骤:
步骤一、明确控制***的设计任务,使高超声速飞行器姿态角在预定时间内跟踪参考指令信号,并具有良好的鲁棒性和对***扰动及外界干扰的自适应能力;
步骤二、建立高超声速飞行器姿态***数学模型;
步骤三、设计自适应滑模控制律;
步骤四、闭环***分析;
步骤五、利用计算机数值仿真工具Matlab/Simulink进行闭环***的性能检验。
进一步的,步骤一中,控制***的设计任务是:给定参考信号xd,预设的调整时间Tf和允许的跟踪误差∈,设计合适的控制律使得闭环***的状态x有界,并且当t≥Tf时,***状态的跟踪误差|x-xd|≤∈。
进一步的,步骤二中,建立高超声速飞行器姿态***数学模型的具体步骤如下:描述高超声速飞行器三通道姿态的二阶非线性微分方程如下所示:
式中,分别为飞行器俯仰角、偏航角和滚转角,分别为飞行器俯仰角速度、偏航角速度和滚转角速度;分别为飞行器俯仰角加速度、偏航角加速度和滚转角加速度,Jx,Jy,Jz分别为飞行器对弹体坐标系各轴的转动惯量,Mx,My,Mz分别为作用在飞行器上的合外力对质心的力矩在弹体坐标系各轴上的分量,计算公式为:
Mx=qsllatmx
My=qsllatmy
Mz=qsllonmz
式中,q,s分别表示动压和参考面积,llat,llon分别为侧向和纵向参考长度;气动力矩系数mx,my,mz为空速V,迎角α,侧滑角β和姿态角速率ωx,ωy,ωz以及舵偏角δx,δy,δz的函数,即:
mx=mx(V,α,β,ωx,ωy,ωz,δx,δy,δz)
my=my(V,α,β,ωx,ωy,ωz,δx,δy,δz)
mz=mz(V,α,β,ωx,ωy,ωz,δx,δy,δz)
下面定义***状态变量和控制量为:
根据式(1)-(3)即可得到飞行器姿态控制***二阶非线性模型:
G(x)=qsLB(x)T
其中,δe、δa和δr分别为左右升降舵偏转角和方向舵偏转角;L=diag(llat,llat,llon)为飞行器参考长度构成的矩阵;
其中,
进一步的,步骤三中,设计自适应滑模控制律的具体步骤如下:
步骤1:定义滑模面
首先,定义***实际跟踪误差轨迹与期望跟踪误差轨迹之差
z=e-η
式中,z=zi=[z1,z2,z3]T,z为时间t的函数,e为***跟踪误差;η为跟踪误差的预期轨迹,其满足以下条件:
(1)η在区间[0,∞)上有二阶连续导数;
(4)当t>Tf时,η=0,Tf为设定的调整时间;
η依据下列公式拟合:
式中
其中,
定义滑模面为
容易得到,该滑模面具有下列性质:
根据选取的滑模面,***自适应滑模控制律设计如下:
μi>0为待设计参数;
定义估计误差为
所以有
进一步的,步骤四中,闭环***分析的具体步骤如下:
飞行器姿态控制***二阶非线性模型为:
那么,当t≥Tf时,各通道状态实际值xi与状态期望值xid满足:|xi-xid|≤∈i(i=1,2,3)。
证明:将控制律(7)代入式(6)得
考虑第i个子***
定义
当|si|>ε,有
下面讨论si(t)的变化情况,si(0)=0,从t=0开始,si(t)值的变化有两种情况;第一种理想情况对于都有|si(t)|<εi,因此,对所以,另一种情况为存在时间T1>0使得|si(t)|≤εi,t∈[0,T1),|si(T1)|=εi,并且当t>T1时si(t)超出区间[-εi,εi]。由|si(t)|≤εi,t∈[0,T1)得,因此再结合条件|si(T1)|=εi可知
由式(9)得,当si(t)在区间[-εi,εi]之外时,Vi(t)严格单调递减,所以,si(t)不可能一直保持在区间[-εi,εi]之外;假设成立,那么有在时成立;所以成立,即当时|si(t)|≤εi成立,与假设相矛盾,所以一定存在时间T2>T1使得|si(T2)|=εi并且当t>T2时si(t)回到区间[-εi,εi]内;又Vi(t)在[T1,T2]上单调递减,所以因此当t∈[T1,T2]时,一定有成立,并且Vi(T2)<Vi(T1)<εi 2,因此
再结合性质1可得
等价于
因为当t≥Tf时ηi(t)=0,所以有
|xi-xid|<∈i,t>Tf
并且,
综上,该控制律达到了设计目标,能够使***姿态角误差在预设调整时间内达到指定精度要求;控制器增益不会过大;并且不存在估计值持续增长的问题。
本发明的优点:提供了一种可预设调整时间的高超声速飞行器姿态控制设计方法,不仅使得高超声速飞行器姿态角在有限时间内达到了精度要求,而且可以根据性能指标要求预先设定需要的调整时间。此外,该控制律还能使不确定项估计值按需增长,从而也减小了控制器增益,一定程度上克服了一般鲁棒控制和自适应控制设计的保守性。
附图说明
图1设计方法流程图;
图2控制***结构框图;
图3俯仰角及其参考信号;
图4偏航角及其参考信号;
图5滚转角及其参考信号;
图6自适应律估计值。
具体实施方式
具体实施方式一
一种可预设调整时间的高超声速飞行器姿态控制设计方法,包括以下步骤:
步骤一:明确控制***的设计任务,给出了控制***设计的目的是使高超声速飞行器姿态角信号在预定时间内跟踪参考指令信号;步骤二:建立高超声速飞行器姿态***二阶非线性数学模型;步骤三:定义了滑模面,基于滑模面设计了自适应滑模控制律;步骤四:借助计算机数值仿真工具Matlab/Simulink进行了闭环***的性能检验。经过上述步骤,设计结束。
具体步骤如下:
步骤一、明确控制***的设计任务
控制***的设计任务是:给定参考信号xd,预设的调整时间Tf=2s和允许的跟踪误差∈=0.5°,设计合适的控制律使得闭环***的状态x有界,并且当t≥Tf时,***状态的跟踪误差|x-xd|≤∈。
步骤二、建立高超声速飞行器姿态***数学模型
飞行器姿态***二阶非线性数学模型为
其中
模型中涉及到的变量说明如下:di>0为未知有界常数,取其保守估计值飞行器的侧向和纵向参考长度llat,llon分别为24.384m和18.288m;参考面积s为334.73m2;详细的空气动力学参数计算以及气动力和力矩的公式参考文献(侯明哲,谭峰.高超声速飞行器的增益协调鲁棒参数化控制[M].北京:科学出版社,2018.)。飞行器的初始姿态设置为γ(0)=3°,ψ(0)=2°,ωx=10°/s,ωy=10°/s,ωz=10°/s;为了验证所设计控制律的鲁棒性,假设实际气动力矩系数mx、my和mz的值都比它们的标称值增加了30%,实际转动惯量Jx、Jy和Jz的值均较其标称值增加20%。
步骤三、设计自适应滑模控制律
设计过程分为两小步:
步骤1:定义滑模面
定义滑模面为
步骤2:设计自适应滑模控制律
根据选取的滑模面,***自适应滑模控制律设计如下:
步骤四:闭环***分析及检验
借助计算机数值仿真工具Matlab/Simulink进行闭环***的性能检验。
***的控制结构框图如图2所示,***以期望的飞行器姿态角与实际姿态角的偏差作为控制输入,控制器采用设计的自适应滑模控制律,依据相应的状态偏差解算出需要的控制力,使执行机构产生相应的舵偏,调整飞行器姿态角,使得实际姿态角收敛于期望姿态角。
最终得到的控制效果如图3-5所示,(其中参考指令信号xd由制导信号生成),图3中,飞行器的俯仰角在预设调整时间2s内跟踪上参考指令信号,动态性能良好,跟踪误差小于0.5°,达到了设计目标;图4中飞行器的偏航角在预设调整时间2s内跟踪上参考指令信号,动态性能良好,跟踪误差小于0.5°,达到了设计目标;图5中,飞行器的滚转角在预设调整时间2s内跟踪上参考指令信号,动态性能良好,跟踪误差小于0.5°,达到了设计目标。
图6为***不确定项估计值,由图可见***不确定项估计值有界且值较小,避免了估计值持续增长的现象,达到了设计目标。
综上所述,由仿真结果可看出在***控制增益k较小的情况下,飞行器姿态角可在预先设定的2s内实现对指令信号的跟踪,跟踪误差稳定在零附近,能够达到精度要求,并且不确定项估计值有界,没有持续增长现象,很好的实现了设计要求。
Claims (3)
1.一种可预设调整时间的高超声速飞行器姿态控制设计方法,其特征在于,包括以下步骤:
步骤一、明确控制***的设计任务,使高超声速飞行器姿态角在预定时间内跟踪状态参考指令信号,并具有良好的鲁棒性和对***扰动及外界干扰的自适应能力;
步骤二、建立高超声速飞行器姿态***数学模型;定义***状态变量x和控制量u为:
式中,θ,ψ,γ分别为飞行器俯仰角、偏航角和滚转角,δx,δy,δz分别为控制飞行器进行滚转、偏航和俯仰运动的舵偏角;
建立高超声速飞行器姿态***数学模型
其中,
G(x)=qsLB(x)T
式中,q,s分别表示动压和参考面积,L=diag(llat,llat,llon)为飞行器参考长度构成的矩阵,llat,llon分别为侧向和纵向参考长度;δe、δa和δr分别为左右升降舵偏转角和方向舵偏转角;
其中,
mx=mx(V,α,β,ωx,ωy,ωz,δx,δy,δz)
my=my(V,α,β,ωx,ωy,ωz,δx,δy,δz)
mz=mz(V,α,β,ωx,ωy,ωz,δx,δy,δz)
式中,气动力矩系数mx,my,mz为空速V,迎角α,侧滑角β和姿态角速率ωx,ωy,ωz以及舵偏角δx,δy,δz的函数;
式中,Jx,Jy,Jz分别为飞行器对弹体坐标系各轴的转动惯量;
其中,
步骤三、定义滑模面,基于滑模面设计自适应滑模控制律;具体步骤如下:
步骤1:定义滑模面为
步骤2:设计自适应滑模控制律
根据选取的滑模面,***自适应滑模控制律设计如下:
式中,x=xi=[x1,x2,x3]T=[γ,ψ,θ]T(i=1,2,3),为状态变量,k=[k1,k2,k3]T,其中ki>0,i=1,2,3为待设计参数,ε=[ε1,ε2,ε3]T为一常数向量,SATε(s)为饱和函数,其中εi满足不等式∈i为***期望的跟踪误差;si代表第i个子***的滑模面;
μi>0为待设计参数;
步骤四、闭环***分析;
步骤五、利用计算机数值仿真工具Matlab/Simulink进行闭环***的性能检验。
2.根据权利要求1所述的一种可预设调整时间的高超声速飞行器姿态控制设计方法,其特征在于,步骤一中,所述控制***的设计任务是:给定状态参考信号xd,预设的调整时间Tf和允许的跟踪误差∈,设计合适的控制律使得闭环***的状态变量x有界,并且当t≥Tf时,***状态的跟踪误差|x-xd|≤∈。
3.根据权利要求1所述的一种可预设调整时间的高超声速飞行器姿态控制设计方法,其特征在于,步骤四中,闭环***分析的具体步骤如下:
飞行器姿态控制***二阶非线性模型为:
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