一种基于稳定性判据的直气复合控制方法与流程

本发明涉及一种直气复合控制方法，特别是一种基于稳定性判据的直气复合控制方法。

背景技术

高超声速飞行器是指马赫数大于5的飞行器,是近年来世界航天强国的研究热点。由于高超声速飞行器飞行包线大,在稀薄大气层内,飞行器舵面气动效能急剧下降,难以提供足够的气动力矩保证扰动下的稳定飞行或期望的机动能力。直接力控制是一种不依赖大气环境,由侧喷发动机构成的反作用控制系统来实现操纵控制的系统,采用直接力与气动力相结合的复合控制方法已成为实现高超声速飞行器稳定飞行的关键技术。

近些年,国内外学者对复合控制的研究越来越多。有基于反演法设计复合控制器，提出利用能量优化逻辑实现侧喷发动机的多输入控制，并设计模糊小脑模型神经网络以抑制不确定性干扰。有研究全空域变质心/rcs复合控制策略，通过对变质心控制系统力矩配平和闭环响应快速性能的分析,实现从变质心到rcs控制的切换。有针对再入飞行器的直气复合控制系统提出鲁棒飞行控制器,利用线性规划和脉冲调宽调频方法实现控制分配。虽然上述方法在复合控制技术上取得了一定的进展,但是在结合稳定性分析的复合控制策略方面缺乏研究。

技术实现要素：

本发明针对现有技术的不足，提供了一种基于稳定性判据的直气复合控制方法。

本发明将稳定性判定应用于复合控制器设计中，根据稳定性判定结果预测飞行器的稳定性，形成新的直接力开启策略，提高了传统复合控制的控制能力。其通过反馈控制算法使得高超声速飞行器稳定在设定值，通过稳定性判据来判断飞行器的稳定性，结合该判据来设计直接力开启策略的方法。当判断得出飞行器有失稳倾向时，加入直接力控制量，采用控制分配算法得到三轴方向的控制力矩作用于飞行器，从而提高飞行器的稳定性。

其中的稳定性判据设计为

δx、δy、δz为三轴方向的直接力开启状态，0表示不开启该轴向的直接力,1表示开启该轴向的直接力。lp,cop,mq,cop,nr,cop分别表示飞行器特征方程的特征根。

引入约束后设计为

δe、δa、δr分别为升降舵、副翼、方向舵的舵偏角。

所述的直接力控制量采用最小控制能量融合法计算得到，实现控制力矩到制导指令的映射，即

mc＝d·δc

制导指令为

δc＝[δe,δa,δr,δx,δy,δz]^t

所述的控制分配算法可以描述为如下所示的优化问题

可得到

δc＝q^-1d^t[dq^-1d^t]^-1mc

q为权重矩阵，一般取舵面饱和偏转的对角矩阵的逆矩阵，d称为敏感矩阵。

本发明的有益效果在于：

1、本发明不依赖先验数据,能适应不同的飞行器模型。

2、本发明可实时判定飞行器的稳定状态,能在飞行器即将失稳时及时提供额外直接力控制力矩以保证飞行器稳定。

3、本发明作为高机动性控制的技术途径,可满足飞行器高马赫数下的稳定飞行和高机动性要求。

4、本发明具有较好的抗干扰能力,比传统控制策略具有更广的适用面和更强的鲁棒性。

附图说明

图1基于稳定性判据的复合控制器结构。

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，以下结合附图及实施例，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用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所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。

一般的当飞行器飞行状态改变,尤其是飞行器的气动控制面的效率严重下降时，难以提供足够的控制力矩，可采用反作用控制系统的侧喷发动机提供直接力，形成直气复合控制系统,并通过控制分配算法得到解耦三轴方向的额外力矩。

直气复合控制的开启策略一般采用经验公式，如选用动压、角速度，通过反复实验得到侧喷发动机开启的阈值，这种控制策略简单，但是鲁棒性差、抗干扰能力弱。本发明提出利用稳定性判据预测飞行器的稳定性状态，并结合该判据来设计直接力开启策略的方法，具体的控制器结构如图1所示，在结构上它主要包括控制器、直气复合控制系统、高超声速飞行器模型等。

结合图1的复合控制器结构,首先通过反馈控制器算法使高超声速飞行器稳定在设定值，通过稳定性判据判断飞行器的稳定性，当判断出飞行器即将失稳时，加入直接力控制量,采用控制分配算法得到三轴方向的控制力矩作用于飞行器，从而提高飞行器的稳定性。传统的基于动压开启策略的复合控制方法并不能判断飞行器的稳定性，而基于稳定性判据的复合控制方法能实时预测和判定飞行器稳定状态，并能根据需要及时给出三轴方向的直接力控制力矩以保证飞行器稳定，具有更强的鲁棒性。直气复合控制在姿态角速度环三轴方向的控制量是定常离散值，核心是确定直接力作用在飞行器上的时间点和持续长度，通过稳定性判据实时判定高超声速飞行器的稳定状态，将其作为直气复合控制中直接力的开启条件,当三轴姿态角速度稳定时，不开启直接力，当预测到飞行器即将失稳时开启直接力控制，稳定性判据设计方法为

式中:δx、δy、δz为三轴方向的直接力开启状态，0表示不开启该轴向的直接力，1表示开启该轴向的直接力，lp,cop,mq,cop,nr,cop分别表示飞行器特征方程的特征根。

通过上述控制器可以实现飞行器在高超声速机动飞行时进行快速姿态调整，提高对干扰因素的控制能力。对于高超声速飞行器的直气复合控制，由于高超声速飞行时发动机燃料非常有限，因此以发动机的燃料量为优化指标，结合式(1)～(3)所表示的方法，形成带有约束的判据，即

根据式(4)～(6)的约束控制，当舵偏角不饱和且飞行器稳定时,不加入直接力否则,加入直接力；这样可以保证只有在气动力不足以控制飞行器时才提供直接力，使侧喷发动机的燃料消耗最小。在确保飞行器稳定情况下引入直接力以提高控制性能,直接力控制量采用最小控制能量融合法计算得到,实现控制力矩到制导指令的映射,即

mc＝d·δc.(7)

制导指令为

δc＝[δe,δa,δr,δx,δy,δz]^t.(8)

δe,δa,δr为舵偏角,δx,δy,δz为直接力在三轴方向的偏转量。

所述的控制分配算法可以描述为如下(9)所示的优化问题

可得到

δc＝q^-1d^t[dq^-1d^t]^-1mc.(10)

q为权重矩阵,一般取舵面饱和偏转的对角矩阵的逆矩阵,d称为敏感矩阵。

以上内容仅为本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明权利要求书的保护范围之内。