CN113126495B - 基于地效干扰补偿的低空飞行鲁棒智能控制方法 - Google Patents

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CN113126495B
CN113126495B CN202110402168.5A CN202110402168A CN113126495B CN 113126495 B CN113126495 B CN 113126495B CN 202110402168 A CN202110402168 A CN 202110402168A CN 113126495 B CN113126495 B CN 113126495B
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许斌
王霞
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陶呈纲
胡逸雯
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Northwestern Polytechnical University
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    • G05B13/042—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators in which a parameter or coefficient is automatically adjusted to optimise the performance

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Abstract

本发明涉及一种基于地效干扰补偿的低空飞行鲁棒智能控制方法，属于飞行器控制领域。该方法考虑地效干扰对飞行状态的影响，将干扰引入到***状态方程中。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，面向地效干扰设计扰动观测器对其进行实时估计与补偿，面向未知气动不确定设计复合学习策略对其进行逼近，从而实现复合干扰不确定的有效处理。该发明综合考虑地效干扰和气动不确定影响进行控制律设计，充分协调***的自适应性能和鲁棒性能，对实现超低空突防控制尤为关键。

Description

基于地效干扰补偿的低空飞行鲁棒智能控制方法
技术领域
本发明涉及一种飞行器控制方法，特别是涉及一种基于地效干扰补偿的低空飞行鲁棒智能控制方法，属于飞行器控制领域。
背景技术
飞行器超低空飞行能有效避开雷达等敌方信号，大大提升突防生存能力。但近地飞行时气压较大、空气阻力增加，飞行器操纵灵敏度增加难以保持高速飞行，并且强阵风环境和大气湍流等因素使得未知干扰因素增多，影响飞行高度控制降低作战效能。因此，设计有效控制方法抵消或补偿地效干扰影响，对实现飞行器超低空稳定飞行具有重要意义。
《基于自抗扰的地效飞行器俯仰控制***设计》(罗瑜,电子测量技术,2020,43(06):69-76.)一文针对地效飞行器在低空巡航阶段纵向气动参数的非线性和大气扰动对纵向飞行姿态的影响，采用二阶自抗扰控制器进行飞行器纵向俯仰姿态控制，具有一定的抗干扰性和鲁棒性。但此方法在寻求鲁棒性的同时忽略了自适应性，在实际应用中存在限制。
发明内容
要解决的技术问题
针对飞行器超低空飞行中地效干扰影响和气动不确定问题，本发明设计了一种基于地效干扰补偿的低空飞行鲁棒智能控制方法。
技术方案
一种基于地效干扰补偿的低空飞行鲁棒智能控制方法，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 BDA0003020809440000011
Figure BDA0003020809440000021
Figure BDA0003020809440000022
Figure BDA0003020809440000023
Figure BDA0003020809440000024
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表示节流阀开度；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 BDA0003020809440000025
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 BDA0003020809440000026
Cm0、Cmα和
Figure BDA0003020809440000027
均表示气动参数；
步骤2：设计高度参考指令hd为
Figure BDA0003020809440000028
其中，xg表示飞行器重心沿地面坐标系x轴的投影，满足
Figure BDA0003020809440000029
Z2表示飞行器直线下滑时的初始高度，由设计者给出；
Figure BDA00030208094400000210
Z1表示飞行器末端拉平时的初始高度，由设计者给出；
Figure BDA00030208094400000211
Z0表示超低空飞行段的初始高度，由设计者给出；
步骤3：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 BDA0003020809440000031
式中，
Figure BDA0003020809440000032
dv表示地效干扰；
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 BDA0003020809440000033
式中，f1＝0，g1＝V，
Figure BDA0003020809440000034
f3＝0，g3＝1，
Figure BDA0003020809440000035
d1，d2，d3和d4表示地效干扰；
步骤4：针对速度子***，定义速度跟踪误差为ev＝V-Vc，设计控制输入T为
Figure BDA0003020809440000036
式中，
Figure BDA0003020809440000037
kv＞0为设计参数；
定义建模误差zv为
Figure BDA0003020809440000038
其中
Figure BDA0003020809440000039
由下式得到
Figure BDA00030208094400000310
式中，βv＞0为设计参数；
设计自适应更新律
Figure BDA00030208094400000311
为
Figure BDA00030208094400000312
式中，γv＞0，γzv＞0和δv＞0为设计参数；
设计扰动观测器
Figure BDA0003020809440000041
为
Figure BDA0003020809440000042
其中
Figure BDA0003020809440000043
由下式得到
Figure BDA0003020809440000044
式中，Lv＞0和λv＞0为设计参数；
步骤5：定义高度跟踪误差e1＝x1-hd，设计虚拟控制器
Figure BDA0003020809440000045
为
Figure BDA0003020809440000046
式中，k1＞0为控制参数；
引入一阶滤波器
Figure BDA0003020809440000047
式中，α2＞0为控制参数；
设计扰动观测器
Figure BDA0003020809440000048
为
Figure BDA0003020809440000049
其中
Figure BDA00030208094400000410
由下式得到
Figure BDA00030208094400000411
式中，L1＞0为设计参数；
定义航迹角跟踪误差为
Figure BDA00030208094400000412
设计俯仰角虚拟控制量
Figure BDA00030208094400000413
为
Figure BDA00030208094400000414
式中，
Figure BDA00030208094400000415
g20为g2的标称值，k2＞0为设计参数；
设计一阶滤波器为
Figure BDA00030208094400000416
式中，α3＞0为设计参数；
定义预测误差z2为
Figure BDA0003020809440000051
其中
Figure BDA0003020809440000052
由下式得到
Figure BDA0003020809440000053
式中，β2＞0为设计参数；
设计自适应律
Figure BDA0003020809440000054
为
Figure BDA0003020809440000055
式中，γ2＞0，γz2＞0和
Figure BDA0003020809440000056
为设计参数；
设计扰动观测器为
Figure BDA0003020809440000057
其中
Figure BDA0003020809440000058
由下式得到
Figure BDA0003020809440000059
式中，L2＞0和λ2＞0为设计参数；
定义俯仰角跟踪误差为
Figure BDA00030208094400000510
设计俯仰角速率虚拟控制量
Figure BDA00030208094400000511
为
Figure BDA00030208094400000512
式中，k3＞0为设计参数；
设计一阶滤波器为
Figure BDA00030208094400000513
式中，α4＞0为设计参数；
设计扰动观测器
Figure BDA00030208094400000514
为
Figure BDA0003020809440000061
其中
Figure BDA0003020809440000062
由下式得到
Figure BDA0003020809440000063
式中，L3＞0为设计参数；
定义俯仰角速率跟踪误差为
Figure BDA0003020809440000064
设计控制输入δe为
Figure BDA0003020809440000065
式中，
Figure BDA0003020809440000066
g40为g4的标称值，k4＞0为设计参数；
定义建模误差z4为
Figure BDA0003020809440000067
其中
Figure BDA0003020809440000068
由下式得到
Figure BDA0003020809440000069
式中，β4＞0为设计参数；
设计自适应律
Figure BDA00030208094400000610
为
Figure BDA00030208094400000611
式中，γ4＞0，γz4＞0和
Figure BDA00030208094400000612
为设计参数；
设计扰动观测器
Figure BDA00030208094400000613
为
Figure BDA00030208094400000614
其中
Figure BDA00030208094400000615
由下式得到
Figure BDA00030208094400000616
式中，L4＞0和λ4＞0为设计参数；
步骤6：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
本发明提出的一种基于地效干扰补偿的低空飞行鲁棒智能控制方法，该方法考虑地效干扰对飞行状态的影响，将干扰引入到***状态方程中。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，面向地效干扰设计扰动观测器对其进行实时估计与补偿，面向未知气动不确定设计复合学习策略对其进行逼近，从而实现复合干扰不确定的有效处理。该发明综合考虑地效干扰和气动不确定影响进行控制律设计，充分协调***的自适应性能和鲁棒性能，对实现超低空突防控制尤为关键。
本发明与现有技术相比有益效果为：
(1)本发明考虑地效干扰对飞行状态的影响，通过***状态方程干扰表征，将地效干扰考虑进控制器设计中，提升了超低空近地飞行的实时响应特性。
(2)本发明考虑超低空环境造成的气动不确定问题，设计了基于复合学习和扰动观测的鲁棒自适应控制器，协调保证***鲁棒抗干扰能力和自适性能。
(3)本发明充分考虑地面效应和气动不确定对飞行性能的影响，给出了基于地效干扰补偿的低空飞行鲁棒智能控制方法，实现了飞行器超低空近地安全可靠飞行。
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，本发明一种基于地效干扰补偿的低空飞行鲁棒智能控制方法。具体步骤如下：
(a)考虑飞行器纵向通道动力学模型：
Figure BDA0003020809440000081
Figure BDA0003020809440000082
Figure BDA0003020809440000083
Figure BDA0003020809440000084
Figure BDA0003020809440000085
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表示节流阀开度；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 BDA0003020809440000091
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 BDA0003020809440000092
Cm0＝-0.1539、Cmα＝-5.2369和
Figure BDA0003020809440000093
均表示气动参数。
(b)设计高度参考指令hd为
Figure BDA0003020809440000094
其中，xg为飞行器重心沿地面坐标系x轴的投影，满足
Figure BDA0003020809440000095
Z2＝200m；
Figure BDA0003020809440000096
Z1＝120m；
Figure BDA0003020809440000097
Z0＝105m。
(c)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 BDA0003020809440000098
式中，
Figure BDA0003020809440000099
dv表示地效干扰。
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 BDA00030208094400000910
式中，f1＝0，g1＝V，
Figure BDA00030208094400000911
f3＝0，g3＝1，
Figure BDA0003020809440000101
d1，d2，d3和d4表示地效干扰。
(d)针对速度子***，定义速度跟踪误差为ev＝V-Vc，设计控制输入T为
Figure BDA0003020809440000102
式中，
Figure BDA0003020809440000103
kv＝5。
定义建模误差zv为
Figure BDA0003020809440000104
其中
Figure BDA0003020809440000105
由下式得到
Figure BDA0003020809440000106
式中，βv＝5为设计参数。
设计自适应更新律
Figure BDA0003020809440000107
为
Figure BDA0003020809440000108
式中，γv＝2，γzv＝0.5和δv＝0.01。
设计扰动观测器
Figure BDA0003020809440000109
为
Figure BDA00030208094400001010
其中
Figure BDA00030208094400001011
由下式得到
Figure BDA00030208094400001012
式中，Lv＝10和λv＝2。
(e)定义高度跟踪误差
Figure BDA00030208094400001013
设计虚拟控制器
Figure BDA00030208094400001014
为
Figure BDA00030208094400001015
式中，k1＝2。
引入一阶滤波器
Figure BDA00030208094400001016
式中，α2＝0.05。
设计扰动观测器
Figure BDA0003020809440000111
为
Figure BDA0003020809440000112
其中
Figure BDA0003020809440000113
由下式得到
Figure BDA0003020809440000114
式中，L1＝10。
定义航迹角跟踪误差为
Figure BDA0003020809440000115
设计俯仰角虚拟控制量
Figure BDA0003020809440000116
为
Figure BDA0003020809440000117
式中，
Figure BDA0003020809440000118
g20为g2的标称值，k2＝2。
设计一阶滤波器为
Figure BDA0003020809440000119
式中，α3＝0.05。
定义预测误差z2为
Figure BDA00030208094400001110
其中
Figure BDA00030208094400001111
由下式得到
Figure BDA00030208094400001112
式中，β2＝5。
设计自适应律
Figure BDA00030208094400001113
为
Figure BDA00030208094400001114
式中，γ2＝1，γz2＝0.5和
Figure BDA00030208094400001115
为设计参数。
设计扰动观测器为
Figure BDA00030208094400001116
其中
Figure BDA0003020809440000121
由下式得到
Figure BDA0003020809440000122
式中，L2＝10和λ2＝2。
定义俯仰角跟踪误差为
Figure BDA0003020809440000123
设计俯仰角速率虚拟控制量
Figure BDA0003020809440000124
为
Figure BDA0003020809440000125
式中，k3＝3。
设计一阶滤波器为
Figure BDA0003020809440000126
式中，α4＝0.05。
设计扰动观测器
Figure BDA0003020809440000127
为
Figure BDA0003020809440000128
其中
Figure BDA0003020809440000129
由下式得到
Figure BDA00030208094400001210
式中，L3＝10。
定义俯仰角速率跟踪误差为
Figure BDA00030208094400001211
设计控制输入δe为
Figure BDA00030208094400001212
式中，
Figure BDA00030208094400001213
g40为g4的标称值，k4＝2。
定义建模误差z4为
Figure BDA00030208094400001214
其中
Figure BDA0003020809440000131
由下式得到
Figure BDA0003020809440000132
式中，β4＝5。
设计自适应律
Figure BDA0003020809440000133
为
Figure BDA0003020809440000134
式中，γ4＝1，γz4＝0.5和
Figure BDA0003020809440000135
设计扰动观测器
Figure BDA0003020809440000136
为
Figure BDA0003020809440000137
其中
Figure BDA0003020809440000138
由下式得到
Figure BDA0003020809440000139
式中，L4＝10和λ4＝2。
(f)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)

1.一种基于地效干扰补偿的低空飞行鲁棒智能控制方法，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 FDA0003643855990000011
Figure FDA0003643855990000012
Figure FDA0003643855990000013
Figure FDA0003643855990000014
Figure FDA0003643855990000015
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表示节流阀开度；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 FDA0003643855990000016
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 FDA0003643855990000017
Cm0、Cmα和
Figure FDA0003643855990000018
均表示气动参数；
步骤2：设计高度参考指令hd为
Figure FDA0003643855990000019
其中，xg表示飞行器重心沿地面坐标系x轴的投影，满足
Figure FDA0003643855990000021
Figure FDA0003643855990000022
Z2表示飞行器直线下滑时的初始高度，由设计者给出；
Figure FDA0003643855990000023
Z1表示飞行器末端拉平时的初始高度，由设计者给出；
Figure FDA0003643855990000024
Z0表示超低空飞行段的初始高度，由设计者给出；
步骤3：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 FDA0003643855990000025
式中，
Figure FDA0003643855990000026
dv表示地效干扰；
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 FDA0003643855990000027
式中，f1＝0，g1＝V，
Figure FDA0003643855990000028
f3＝0，g3＝1，
Figure FDA0003643855990000029
d1，d2，d3和d4表示地效干扰；
步骤4：针对速度子***，定义速度跟踪误差为ev＝V-Vc，设计控制输入T为
Figure FDA00036438559900000210
式中，
Figure FDA00036438559900000211
kv＞0为设计参数；
定义建模误差zv为
Figure FDA00036438559900000212
其中
Figure FDA00036438559900000213
由下式得到
Figure FDA00036438559900000214
式中，βv＞0为设计参数；
设计自适应更新律
Figure FDA0003643855990000031
为
Figure FDA0003643855990000032
式中，γv＞0，γzv＞0和δv＞0为设计参数；
设计扰动观测器
Figure FDA0003643855990000033
为
Figure FDA0003643855990000034
其中
Figure FDA0003643855990000035
由下式得到
Figure FDA0003643855990000036
式中，Lv＞0和λv＞0为设计参数；
步骤5：定义高度跟踪误差e1＝x1-hd，设计虚拟控制器
Figure FDA0003643855990000037
为
Figure FDA0003643855990000038
式中，k1＞0为控制参数；
引入一阶滤波器
Figure FDA0003643855990000039
式中，α2＞0为控制参数；
设计扰动观测器
Figure FDA00036438559900000310
为
Figure FDA00036438559900000311
其中
Figure FDA00036438559900000312
由下式得到
Figure FDA00036438559900000313
式中，L1＞0为设计参数；
定义航迹角跟踪误差为
Figure FDA00036438559900000314
设计俯仰角虚拟控制量
Figure FDA00036438559900000315
为
Figure FDA00036438559900000316
式中，
Figure FDA0003643855990000041
g20为g2的标称值，k2＞0为设计参数；
设计一阶滤波器为
Figure FDA0003643855990000042
式中，α3＞0为设计参数；
定义预测误差z2为
Figure FDA0003643855990000043
其中
Figure FDA0003643855990000044
由下式得到
Figure FDA0003643855990000045
式中，β2＞0为设计参数；
设计自适应律
Figure FDA0003643855990000046
为
Figure FDA0003643855990000047
式中，γ2＞0，γz2＞0和
Figure FDA0003643855990000048
为设计参数；
设计扰动观测器为
Figure FDA0003643855990000049
其中
Figure FDA00036438559900000410
由下式得到
Figure FDA00036438559900000411
式中，L2＞0和λ2＞0为设计参数；
定义俯仰角跟踪误差为
Figure FDA00036438559900000412
设计俯仰角速率虚拟控制量
Figure FDA00036438559900000413
为
Figure FDA00036438559900000414
式中，k3＞0为设计参数；
设计一阶滤波器为
Figure FDA0003643855990000051
式中，α4＞0为设计参数；
设计扰动观测器
Figure FDA0003643855990000052
为
Figure FDA0003643855990000053
其中
Figure FDA0003643855990000054
由下式得到
Figure FDA0003643855990000055
式中，L3＞0为设计参数；
定义俯仰角速率跟踪误差为
Figure FDA0003643855990000056
设计控制输入δe为
Figure FDA0003643855990000057
式中，
Figure FDA0003643855990000058
g40为g4的标称值，k4＞0为设计参数；
定义建模误差z4为
Figure FDA0003643855990000059
其中
Figure FDA00036438559900000510
由下式得到
Figure FDA00036438559900000511
式中，β4＞0为设计参数；
设计自适应律
Figure FDA00036438559900000512
为
Figure FDA00036438559900000513
式中，γ4＞0，γz4＞0和
Figure FDA00036438559900000514
为设计参数；
设计扰动观测器
Figure FDA00036438559900000515
为
Figure FDA00036438559900000516
其中
Figure FDA00036438559900000517
由下式得到
Figure FDA0003643855990000061
式中，L4＞0和λ4＞0为设计参数；
步骤6：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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