一种近空间飞行器的轨迹跟踪控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及自动控制技术领域，具体设及一种六自由度十二状态近空间飞行器的 鲁棒自适应轨迹跟踪控制方法。
【背景技术】
[0002] 近空间飞行器(Near Space Vehicle，NSV)具备战略、战术W及效费比等方面的优 势，且已经成为21世纪世界航空航天领域一个极其重要的发展方向。目前，NSV的研究已经 从概念和原理探索阶段进入W高超声速巡航弹、高超声速飞机、跨大气层飞行器和空天飞 机等为应用背景的先期技术开发验证阶段。
[0003] 众所周知，NSV作为一个新型的飞行器，有着诱人的应用前景。当然动态系统非线 性、强禪合、参数快时变给控制带来了新的挑战。由于NSV高速飞行中，位置、空速、航姿和飞 行环境之间存在着强禪合特性，航迹角和侧滑角对位置和姿态均有影响，如果将此忽略，运 势必会影响飞控系统的跟踪性能，甚至可能破坏NSV的稳定性。因此在NSV飞控系统设计中， 考虑航迹和侧滑对飞控系统的影响尤为重要。
【发明内容】
[0004] 本发明要解决的技术问题是现有技术中缺乏对NSV的系统研究，对其进行轨迹跟 踪时误差较大、稳定性较差。
[0005] 为解决上述技术问题，本发明提供如下技术方案：
[0006] 本发明提供一种近空间飞行器的轨迹跟踪控制方法，包括：
[0007] 步骤1.建立近空间飞行器巡航飞行阶段的六自由度十二状态非线性模型；
[000引步骤2.利用在线模型近似方法将所述航迹角回路模型的做近似处理；
[0009] 步骤3.利用自适应干扰估计算法，获取复合干扰估计值；
[0010] 步骤4.设计飞行控制器，本步骤与所述步骤3中的自适应干扰估计算法相互独立。
[0011] 优选地，上述的近空间飞行器的轨迹跟踪控制方法，所述步骤1中的近空间飞行器 巡航飞行阶段的六自由度十二状态非线性模型包括：
[0017]优选地，上述的近空间飞行器的轨迹跟踪控制方法，步骤2中，利用在线模型近似 方法将所述航迹角回路模型的做近似处理，将所述航迹角回路模型近似为：
[001 引
[0019] 优选地，上述的近空间飞行器的轨迹跟踪控制方法，步骤3中利用自适应干扰估计 算法，获取的复合干扰估计值包括：
[0020] 空速模型中的复合干扰估计值
[0021] 航迹角回路模型、姿态角回路模型和角速度回路模型中的复合干扰估计值
[0022] 优选地，上述的近空间飞行器的轨迹跟踪控制方法，所述步骤4中.设计飞行控制 器，其包括：
[0028] 本发明的上述技术方案与现有技术相比，至少具有W下有益效果：
[0029] 本发明所述的近空间飞行器的轨迹跟踪控制方法，步骤2中利用在线模型近似方 法将所述航迹角回路模型的做近似处理，将非仿射非线性系统变成一个全局的时变仿射模 型，其可W很好的完成航迹角回路模型的全局逼近，能够很好地利用仿射非线性控制器的 设计方法，W解决非仿射非线性系统的跟踪控制器设计问题。并且步骤3中的自适应干扰估 计方法采用的自适应律与估计误差有关，而非状态或预测误差，所提出的自适应律具有两 个优势，一是在系统跟踪误差有界时，仍可W保证干扰估计是准确的；二是与传统的自适应 律比较，它具有设计简单、易于实现的优势。
【附图说明】
[0030] 为了使本发明的内容更容易被清楚的理解，下面根据本发明的具体实施例并结合 附图，对本发明作进一步详细的说明，其中
[0031 ]图1使本发明实施例所述的近空间飞行器的轨迹跟踪控制方法的方法流程图；
[0032] 图2是本发明实施例所研究的NSV外形结构图、气动布局和坐标系示意图；
[0033] 图3是本发明实施例所述飞行器巡航飞行的NSV控制系统原理框图；
[0034] 图4是本发明实施例所述带有幅值和速率限制的指令滤波器原理框图；
[0035] 图5是本发明实施例所述x，y，z坐标轴的位置跟踪轨迹仿真结果；
[0036] 图6是本发明实施例所述空速和航迹的跟踪曲线的仿真结果；
[0037] 图7是是本发明实施例所述姿态角和角速率的跟踪曲线仿真结果及其放大图；
[0038] 图8是本发明实施例所述气动控制舱面和推力响应曲线仿真结果。
[0039] 其中的附图标记为：
[0040] 1-水平鸭翼，2-参考力矩中屯、/焦点，3-右升降副翼，4-方向舱，5-左升降副翼。
【具体实施方式】
[0041] 本发明针对巡航飞行阶段的近空间飞行器NSW^ar Space Vehicle)六自由度十 二状态模型，设计一种鲁棒自适应轨迹跟踪控制策略。首先，提出一种全新的动态模型近似 方法应用于航迹控制器的设计。其次，利用自适应技术设计一种独立于控制器的干扰估计 器。然后，采用动态逆和backstepping方法相结合，分别给出位置、姿态角和角速率控制器 的设计方法。其中，应用指令滤波器来避免backstepping设计中微分膨胀问题，并通过补偿 项修正由立项指令不能被完全执行所引起的跟踪误差，构造鲁棒项抑制干扰估计误差对轨 迹跟踪的影响。下面结合具体的实施例对本发明的上述方法进行详细说明。
[0042] 本实施例提供一种近空间飞行器的轨迹跟踪控制方法，如图1所示，包括如下步 骤：
[0043] 步骤1.建立近空间飞行器巡航飞行阶段的六自由度十二状态非线性模型；
[0044] 步骤2.利用在线模型近似方法将所述航迹角回路模型的做近似处理；
[0045] 步骤3.利用自适应干扰估计算法，获取复合干扰估计值；
[0046] 步骤4.设计飞行控制器，本步骤与所述步骤3中的自适应干扰估计算法相互独立。
[0047] 下面对每一步骤进行详细说明。
[0048] 步骤1:建立近空间飞行器巡航飞行阶段的六自由度十二状态非线性模型。
[0049] 本实施例所研究的NSV外形结构如图1所示。图中OgXgygZg和ObXbybZb分别为地面坐 标系和机体坐标系。其巡航分型阶段的六自由度十二状态非线性模型可W描述为式（1)至 式(4):
[(K)加 ]
[0化2]
[0054]上式中各个符号对应的含义分别为：
[0化5] P=[x，y，z]τ，（χ，y，z)为飞行器在地面坐标系中的坐标，pa=[丫，x]τ，丫为飞行器 的航迹倾斜角，X为飞行器的航迹方位角，Ω =[0，0山]了，〇为飞行器的攻角，0为飞行器的侧 滑角，μ为飞行器的滚转角，ω =[9,0，]"]\9为滚转角速率，〇为俯仰角速率^为偏航角速 率，Iaero、maer。和nner。分别为气动舱面为零时飞行器所受的气动滚转力矩、气动俯仰力矩和 气动偏航力矩，T为发动机推力，Μ和g分别为质量和重力加速度，Ixx、Iyy和Izz分别为绕机体 轴X、y和Z的转动惯量，1=[1。化1，111。付1，11。化1]，1。化1、111血1和11血1分别为滚转、俯仰和偏航方向 上的控制力矩，L、Y和D分别为升力、侧向力和阻力，并且能够近似表示为：
[0化6]
[0057]上式中各个符号对应的含义分别为：
[005引 9为动压i
，S为飞行器的气动参考面积，Se为左升降副翼舱偏转角，δα 为右升降副翼舱偏转角，δτ为方向舱偏转角，Cl,等为气动参数，具体地可W通过文 献："都延丽.近空间飞行器姿态与轨迹的非线性自适应控制研究[D]，南京航空航天大学， 2010年"进行了解参数定义。在NSV飞行过程中，Cl,。等气动参数存在不确定性及易受外部干 扰的影响，所W/,二Ζ + Λ.，D二万+"，r二y + y-，其中，玄、石和F分别表示L，D，Y的标称 值，λ、/)和F分别表示L，D，Y的未知受扰值。
[0059]基于W上分析，在内外环信号的层递关系下，根据时标分离原则和带宽不同，可W 将式(1)至式(4)改写为：
[0060]
[0064] 上式中，dv、今,。、cb和d。均为对应回路的复合干扰，包括气动变化和参数摄动引起 的不确定。
[0065] 上式中，式(5)被称为NSV的外回路或位置回路，式(6)、式(7)和式(8)被称为NSV的 内回路(包括空速和航迹角回路、姿态角回路和角速率回路）。飞行器控制系统的设计目的 是在考虑复合干扰的情况下，根据位置指令P。设计合适的推力指令和气动舱偏角指令，使 得P渐近跟踪P。。对于控制系统的设计包括控制器和舱面分配两个实现过程。本发明主要是 针对控制器设计的。为了使本发明的发明要点及实现过程能够更清晰的被理解，给出控制 系统的基本原理图，如图3所示。图3分为5部分：1)位置控制器设计;2)空速和航迹控制器设 计;3)姿态角控制器设计;4)角速度控制器设计;5)在1)-4)控制计算下，通过控制分配得到 NSV推力和气动舱面偏转角指令，完成NSV飞行任务。
[0066] 步骤2.利用在线模型近似方法将所述航迹角回路模型的做近似处理。
[0067] 针对NSV模型中的非仿射非线性航迹运动方程，即式(6)中的第二个方程，本实施