CN113126494B - 参考轨迹动态修正的低空飞行气动辨识控制方法 - Google Patents

参考轨迹动态修正的低空飞行气动辨识控制方法 Download PDF

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CN113126494B CN202110402167.0A CN202110402167A CN113126494B CN 113126494 B CN113126494 B CN 113126494B CN 202110402167 A CN202110402167 A CN 202110402167A CN 113126494 B CN113126494 B CN 113126494B
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Abstract

本发明涉及一种参考轨迹动态修正的低空飞行气动辨识控制方法，属于飞行器控制领域。该方法首先设计了自回归模型对海浪高度进行预测，给出了引入海浪高度动态预测信息的飞行高度参考指令。然后将飞行器纵向动力学模型转换为速度子***和高度子***，针对速度子***设计动态逆控制；针对高度子***设计反步法控制，其中考虑海浪引起的气动特性未知问题，将气动函数转换为已知状态向量和未知气动参数向量相乘的线性参数化形式，设计自适应估计律对未知气动参数进行估计。该发明通过考虑海浪影响设计参考轨迹动态修正的气动辨识控制方法，实现了高度精细控制，对超低空掠海突防具有重要意义。

Description

参考轨迹动态修正的低空飞行气动辨识控制方法
技术领域
本发明涉及一种飞行器控制方法，特别是涉及一种参考轨迹动态修正的低空飞行气动辨识控制方法，属于飞行器控制领域。
背景技术
飞行器超低空掠海飞行可以借助海面背景掩盖自身散射特征，有效避开船舰和机载雷达，实现对敌方海上船舰目标实施突袭，大大增强其生存和突防能力。海浪是影响超低空掠海飞行的主要环境因素，它一方面直接通过波浪频繁波动干扰飞行高度，另一方面通过影响气动特性影响高度控制精度，进而降低生存能力和低空突防效能。因此，对海浪引起的效应进行稳定补偿是实现飞行器稳定不击水掠海飞行的关键。
《低空掠海飞行拖靶自抗扰高度控制律设计》(方晓星,王勇,王英勋,南京理工大学学报,2012,36(05):835-839+845.)一文针对海浪波动引起的建模误差和外界扰动提出了自抗扰高度控制律设计方法。采用扩张状态观测器对未建模动态和干扰作用进行估计与补偿，引入微分反馈解决超调与快速性的矛盾。该方法将海浪影响建模为广泛扰动，没有对海浪影响进行针对性补偿，无法验证实际应用中的有效性。
发明内容
要解决的技术问题
针对飞行器超低空掠海飞行中海浪对高度干扰影响以及气动参数不确定问题，本发明设计了一种参考轨迹动态修正的低空飞行气动辨识控制方法。
技术方案
一种参考轨迹动态修正的低空飞行气动辨识控制方法，其特征在于步骤如下：
步骤1：考虑飞行器纵向通道动力学模型：
Figure BDA0003020811040000011
Figure BDA0003020811040000021
Figure BDA0003020811040000022
Figure BDA0003020811040000023
Figure BDA0003020811040000024
所述的运动学模型由五个状态量X＝[V，h，γ，α，q]T和两个控制输入U＝[δe，T]T组成；V表示速度，h表示高度，γ表示航迹角，α表示攻角，q表示俯仰角速度，δe表示舵偏角，T表示推力；m、Iyy和g分别表示质量、俯仰轴的转动惯量和重力引起的加速度；
力、力矩以及各系数的表达式为：
Figure BDA0003020811040000025
其中，Q＝(1/2)ρV2表示动压，Sω表示气动参考面积，cA表示平均气动弦长，CL0、CLα、CD0、CDα、
Figure BDA0003020811040000026
Cm0、Cmα和
Figure BDA0003020811040000027
均表示气动参数；
步骤2：自回归模型的最小二乘形式为
ζ(k)＝ψT(k)θw (7)
ψ(k)＝[-ζ(k-1)，...，-ζ(k-nw)]T (8)
θw＝[d1，...，dw]T (9)
其中，ζ(k)表示第k个时刻的海浪高度，θw表示未知参数，nw表示辨识阶次，由设计者给出；
采用带遗忘因子的递推最小二乘法对θw进行估计
Figure BDA0003020811040000028
Figure BDA0003020811040000031
Figure BDA0003020811040000032
其中，μ表示遗忘因子，由设计者给出；
步骤3：设计高度参考指令hd为
Figure BDA0003020811040000033
其中，xg表示飞行器重心沿地面坐标系x轴的投影，满足
Figure BDA0003020811040000034
Z2表示飞行器直线下滑时的初始高度，由设计者给出；
Figure BDA0003020811040000035
Z1表示飞行器末端拉平时的初始高度，由设计者给出；
Figure BDA0003020811040000036
Z0表示低空掠海段的初始高度，由设计者给出；
步骤4：将飞行器动力学模型解耦得到速度子***(1)和高度子***(2)-(5)；
速度子***(1)写为
Figure BDA0003020811040000037
式中，
Figure BDA0003020811040000038
Figure BDA0003020811040000039
取x1＝h，x2＝γ，x3＝θ，x4＝q，其中θ＝α+γ表示俯仰角，高度子***(2)-(5)写为
Figure BDA00030208110400000310
式中，
Figure BDA00030208110400000311
Figure BDA0003020811040000041
Figure BDA0003020811040000042
Figure BDA0003020811040000043
步骤5：对于速度子***，定义速度跟踪误差
Figure BDA0003020811040000044
设计控制输入T为
Figure BDA0003020811040000045
式中，Vd为速度参考指令，kv＞0为控制参数，
Figure BDA0003020811040000046
设计参数自适应估计律
Figure BDA0003020811040000047
为
Figure BDA0003020811040000048
式中，γv＞0为控制参数；
步骤6：定义高度跟踪误差
Figure BDA0003020811040000049
设计虚拟控制器
Figure BDA00030208110400000410
为
Figure BDA00030208110400000411
式中，k1＞0为控制参数；
引入一阶滤波器
Figure BDA00030208110400000412
式中，α2＞0为控制参数；
定义航迹角跟踪误差
Figure BDA00030208110400000413
设计虚拟控制器
Figure BDA00030208110400000414
为
Figure BDA00030208110400000415
式中，k2＞0为控制参数，
Figure BDA00030208110400000416
引入一阶滤波器
Figure BDA00030208110400000417
式中，α3＞0为控制参数；
设计参数自适应估计律
Figure BDA0003020811040000051
和
Figure BDA0003020811040000052
为
Figure BDA0003020811040000053
式中，
Figure BDA0003020811040000054
和
Figure BDA0003020811040000055
为控制参数；
定义俯仰角跟踪误差
Figure BDA0003020811040000056
设计虚拟控制器
Figure BDA0003020811040000057
为
Figure BDA0003020811040000058
式中，k3＞0为控制参数；
引入一阶滤波器
Figure BDA0003020811040000059
式中，α4＞0为控制参数；
设计俯仰角速度跟踪误差
Figure BDA00030208110400000510
设计控制输入δe为
Figure BDA00030208110400000511
式中，k4＞0为控制参数，
Figure BDA00030208110400000512
设计参数自适应估计律
Figure BDA00030208110400000513
和
Figure BDA00030208110400000514
为
Figure BDA00030208110400000515
式中，
Figure BDA00030208110400000516
和
Figure BDA00030208110400000517
为控制参数；
步骤7：根据得到的推力T和舵偏角δe，返回到飞行器动力学模型(1)-(5)，对速度和高度进行跟踪控制。
一种计算机***，其特征在于包括：一个或多个处理器，计算机可读存储介质，用于存储一个或多个程序，其中，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，使得所述一个或多个处理器实现上述的方法。
一种计算机可读存储介质，其特征在于存储有计算机可执行指令，所述指令在被执行时用于实现上述的方法。
一种计算机程序，其特征在于包括计算机可执行指令，所述指令在被执行时用于实现上述的方法。
有益效果
本发明提出的一种参考轨迹动态修正的低空飞行气动辨识控制方法，该方法首先设计了自回归模型对海浪高度进行预测，给出了引入海浪高度动态预测信息的飞行高度参考指令。然后将飞行器纵向动力学模型转换为速度子***和高度子***，针对速度子***设计动态逆控制；针对高度子***设计反步法控制，其中考虑海浪引起的气动特性未知问题，将气动函数转换为已知状态向量和未知气动参数向量相乘的线性参数化形式，设计自适应估计律对未知气动参数进行估计。该发明通过考虑海浪影响设计参考轨迹动态修正的气动辨识控制方法，实现了高度精细控制，对超低空掠海突防具有重要意义。
本发明与现有技术相比有益效果为：
(1)本发明通过自回归模型实现了海浪高度预测，将环境动态预测信息引入到参考轨迹设计中，提升了超低空掠海飞行的自适应性能和实时响应特性。
(2)本发明考虑超低空飞行过程中复杂海效应造成的气动参数不确定问题，将气动函数转化为线性参数化形式，设计自适应更新律对未知气动参数向量进行估计。
(3)本发明充分考虑海浪波动对飞行性能的影响，给出了参考轨迹动态修正的低空飞行气动辨识控制方法，实现了飞行器相对海平面高度的精细控制。
附图说明
附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。
图1本发明方法流程图
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图和实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
参照图1，本发明一种参考轨迹动态修正的低空飞行气动辨识控制方法。具体步骤如下：
(a)考虑飞行器纵向通道动力学模型：
Figure BDA0003020811040000071
Figure BDA0003020811040000072
Figure BDA0003020811040000073
Figure BDA0003020811040000074
Figure BDA0003020811040000075
所述的运动学模型由五个状态量X＝[V,h,γ,α,q]T和两个控制输入U＝[δe,T]T组成；V表示速度，h表示高度，γ表示航迹角，α表示攻角，q表示俯仰角速度，δe表示舵偏角，T表示推力；m、Iyy和g分别表示质量、俯仰轴的转动惯量和重力引起的加速度。
力、力矩以及各系数的表达式为：
Figure BDA0003020811040000076
其中，Q＝(1/2)ρV2表示动压，Sω＝1.1712表示气动参考面积，cA＝0.4118表示平均气动弦长，CL0＝0.1651、CLα＝4.5111、CD0＝0.0230、CDα＝0.0765、
Figure BDA0003020811040000081
Cm0＝-0.1539、Cmα＝-5.2369和
Figure BDA0003020811040000082
均表示气动参数。
(b)自回归模型的最小二乘形式为
ζ(k)＝ψT(k)θw (7)
ψ(k)＝[-ζ(k-1)，...，-ζ(k-nw)]T (8)
θw＝[d1，...，dw]T (9)
其中，ζ(k)表示第k个时刻的海浪高度，θw表示未知参数，nw＝4。
采用带遗忘因子的递推最小二乘法对θw进行估计
Figure BDA0003020811040000083
Figure BDA0003020811040000084
Figure BDA0003020811040000085
其中，μ＝0.95。
(c)设计高度参考指令hd为
Figure BDA0003020811040000086
其中，xg表示飞行器重心沿地面坐标系x轴的投影，满足
Figure BDA0003020811040000087
Z2＝200m；
Figure BDA0003020811040000088
Z1＝120m；
Figure BDA0003020811040000089
Z0＝105m。
(d)将飞行器动力学模型解耦得到速度子***(1)和高度子***(2)-(5)。
速度子***(1)写为
Figure BDA00030208110400000810
式中，
Figure BDA0003020811040000091
Figure BDA0003020811040000092
取x1＝h，x2＝γ，x3＝θ，x4＝q，其中θ＝α+γ表示俯仰角，高度子***(2)-(5)写为
Figure BDA0003020811040000093
式中，
Figure BDA0003020811040000094
Figure BDA0003020811040000095
Figure BDA0003020811040000096
Figure BDA0003020811040000097
(e)对于速度子***，定义速度跟踪误差
Figure BDA0003020811040000098
设计控制输入T为
Figure BDA0003020811040000099
式中，Vd为速度参考指令，kv＝5，
Figure BDA00030208110400000910
设计参数自适应估计律
Figure BDA00030208110400000911
为
Figure BDA00030208110400000912
式中，γv＝3。
(f)定义高度跟踪误差
Figure BDA00030208110400000913
设计虚拟控制器
Figure BDA00030208110400000914
为
Figure BDA00030208110400000915
式中，k1＝7。
引入一阶滤波器
Figure BDA0003020811040000101
式中，α2＝0.05。
定义航迹角跟踪误差
Figure BDA0003020811040000102
设计虚拟控制器
Figure BDA0003020811040000103
为
Figure BDA0003020811040000104
式中，k2＝10，
Figure BDA0003020811040000105
引入一阶滤波器
Figure BDA0003020811040000106
式中，α3＝0.05。
设计参数自适应估计律
Figure BDA0003020811040000107
和
Figure BDA0003020811040000108
为
Figure BDA0003020811040000109
式中，
Figure BDA00030208110400001010
和
Figure BDA00030208110400001011
定义俯仰角跟踪误差
Figure BDA00030208110400001012
设计虚拟控制器
Figure BDA00030208110400001013
为
Figure BDA00030208110400001014
式中，k3＝2。
引入一阶滤波器
Figure BDA00030208110400001015
式中，α4＝0.05。
设计俯仰角速度跟踪误差
Figure BDA00030208110400001016
设计控制输入δe为
Figure BDA00030208110400001017
式中，k4＝1，
Figure BDA00030208110400001018
设计参数自适应估计律
Figure BDA00030208110400001019
和
Figure BDA00030208110400001020
为
Figure BDA0003020811040000111
式中，
Figure BDA0003020811040000112
和
Figure BDA0003020811040000113
(g)根据得到的推力T和舵偏角δe，返回到飞行器动力学模型(1)-(5)，对速度和高度进行跟踪控制。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明公开的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种参考轨迹动态修正的低空飞行气动辨识控制方法，其特征在于步骤如下：
步骤1：考虑飞行器纵向通道动力学模型：
Figure FDA0003643856020000011
Figure FDA0003643856020000012
Figure FDA0003643856020000013
Figure FDA0003643856020000014
Figure FDA0003643856020000015
所述的动力学模型由五个状态量X＝[V,h,γ,α,q]T和两个控制输入U＝[δe,T]T组成；V表示速度，h表示高度，γ表示航迹角，α表示攻角，q表示俯仰角速度，δe表示舵偏角，T表示推力；m、Iyy和g分别表示质量、俯仰轴的转动惯量和重力引起的加速度；
力、力矩以及各系数的表达式为：
Figure FDA0003643856020000016
其中，Q＝(1/2)ρV2表示动压，Sω表示气动参考面积，cA表示平均气动弦长，CL0、CLα、CD0、CDα、
Figure FDA0003643856020000017
Cm0、Cmα和
Figure FDA0003643856020000018
均表示气动参数；
步骤2：自回归模型的最小二乘形式为
ζ(k)＝ψT(k)θw (7)
ψ(k)＝[-ζ(k-1),...,-ζ(k-nw)]T (8)
θw＝[d1,...,dw]T(9)
其中，ζ(k)表示第k个时刻的海浪高度，θw表示未知参数，nw表示辨识阶次，由设计者给出；
采用带遗忘因子的递推最小二乘法对θw进行估计
Figure FDA0003643856020000021
Figure FDA0003643856020000022
Figure FDA0003643856020000023
其中，μ表示遗忘因子，由设计者给出；
步骤3：设计高度参考指令hd为
Figure FDA0003643856020000024
其中，xg表示飞行器重心沿地面坐标系x轴的投影，满足
Figure FDA0003643856020000025
Z2表示飞行器直线下滑时的初始高度，由设计者给出；
Figure FDA0003643856020000026
Z1表示飞行器末端拉平时的初始高度，由设计者给出；
Figure FDA0003643856020000027
Z0表示低空掠海段的初始高度，由设计者给出；
步骤4：将飞行器动力学模型解耦得到速度子***(1)和高度子***(2)-(5)；
速度子***(1)写为
Figure FDA0003643856020000028
式中，
Figure FDA00036438560200000211
Figure FDA00036438560200000210
取x1＝h，x2＝γ，x3＝θ，x4＝q，其中θ＝α+γ表示俯仰角，高度子***(2)-(5)写为
Figure FDA0003643856020000031
式中，
Figure FDA0003643856020000032
Figure FDA0003643856020000033
Figure FDA0003643856020000034
Figure FDA0003643856020000035
步骤5：对于速度子***，定义速度跟踪误差
Figure FDA0003643856020000036
设计控制输入T为
Figure FDA0003643856020000037
式中，Vd为速度参考指令，kv＞0为控制参数，
Figure FDA0003643856020000038
设计参数自适应估计律
Figure FDA0003643856020000039
为
Figure FDA00036438560200000310
式中，γv＞0为控制参数；
步骤6：定义高度跟踪误差
Figure FDA00036438560200000311
设计虚拟控制器
Figure FDA00036438560200000312
为
Figure FDA00036438560200000313
式中，k1＞0为控制参数；
引入一阶滤波器
Figure FDA00036438560200000314
式中，α2＞0为控制参数；
定义航迹角跟踪误差
Figure FDA00036438560200000315
设计虚拟控制器
Figure FDA00036438560200000316
为
Figure FDA00036438560200000317
式中，k2＞0为控制参数，
Figure FDA00036438560200000318
引入一阶滤波器
Figure FDA0003643856020000041
式中，α3＞0为控制参数；
设计参数自适应估计律
Figure FDA0003643856020000042
和
Figure FDA0003643856020000043
为
Figure FDA0003643856020000044
式中，
Figure FDA0003643856020000045
和
Figure FDA0003643856020000046
为控制参数；
定义俯仰角跟踪误差
Figure FDA0003643856020000047
设计虚拟控制器
Figure FDA0003643856020000048
为
Figure FDA0003643856020000049
式中，k3＞0为控制参数；
引入一阶滤波器
Figure FDA00036438560200000410
式中，α4＞0为控制参数；
设计俯仰角速度跟踪误差
Figure FDA00036438560200000411
设计控制输入δe为
Figure FDA00036438560200000412
式中，k4＞0为控制参数，
Figure FDA00036438560200000413
设计参数自适应估计律
Figure FDA00036438560200000414
和
Figure FDA00036438560200000415
为
Figure FDA00036438560200000416
式中，
Figure FDA00036438560200000417
和
Figure FDA00036438560200000418
为控制参数；
步骤7：根据得到的推力T和舵偏角δe，返回到飞行器动力学模型(1)-(5)，对速度和高度进行跟踪控制。
2.一种计算机***，其特征在于包括：一个或多个处理器，计算机可读存储介质，用于存储一个或多个程序，其中，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，使得所述一个或多个处理器实现权利要求1所述的方法。
3.一种计算机可读存储介质，其特征在于存储有计算机可执行指令，所述指令在被执行时用于实现权利要求1所述的方法。
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掠海飞行导弹基于滤波的滑模高度控制;白晓瑞等;《导航与控制》;20180803(第04期);第21-26页 *

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