基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法
【专利摘要】本发明公开了一种基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法，属于飞行器自动控制【技术领域】。本发明将控制器分为内环控制和外环控制；其中内环控制以鲁棒自适应非线性逆控制为主控制器，并采用H∞次最优控制为补偿器，而外环控制器采用非线性逆控制。本发明结合无尾飞行器在转弯中的运动学特性，将多控制方法相融合，从而解决了无尾飞行器在转弯过程中存在的非线性耦合、航向静不稳定以及不确定扰动等问题，采用多控制器协调组合的控制方式使得无尾飞行器稳定、准确、快速地完成协调转弯。
【专利说明】基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种无尾飞行器协调转弯控制方法，具体讲是一种基于多控制器融合 的无尾飞行器协调转弯控制方法，属于飞行器自动控制【技术领域】。
【背景技术】
[0002] 协调转弯是指飞行器在水平面内转弯时，滚转运动与偏航运动两者耦合影响最 小，即侧滑角为零，并保持飞行高度的机动动作。无尾飞行器（Tailless Plane)，由于其取 消了尾翼使飞机的目标特征尺寸、机构重量大为减小，从而极大地提高了其隐身性能。但取 消垂尾之后，飞行器将变为航向静不稳定，且横滚静稳定性也将减小。这导致了无尾飞行器 在转弯时侧滑角逐渐增大，侧滑角的变化产生的附加滚转力矩反过来会影响滚转控制；同 时由于偏航静不稳定性，侧滑角将持续增大呈发散趋势，这将严重影响飞行器的飞行品质 和飞行安全。现有的无尾飞行器协调转弯控制仅通过引入侧滑角反馈来改善航向静不稳定 性，而没有通过精确的前馈补偿使飞行器机体的偏航角速率准确地跟随速度矢量的偏转速 率变化。此外，在实际转弯过程中，由于外部环境造成的扰动以及非定常气动力和偏航与滚 转通道之间非线性运动耦合的影响将对整个飞行器的稳定性造成不可忽略的影响，导致飞 行器存在飞行隐患。
【发明内容】
[0003] 本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术缺陷，提供一种基于多控制器融合 能稳定、准确、快速地实现无尾飞行器协调转弯控制方法。
[0004] 为了解决上述技术问题，本发明提供的基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯 控制方法，所述多控制器分为对滚转角速率P与偏航角速率r的内环控制、对航迹滚转角 小 ￥和侧滑角β的外环控制；所述内环控制以鲁棒自适应非线性逆控制为主控制器，并采 用Hm次最优控制为补偿器，所述外环控制器采用非线性逆控制；其控制过程包括：
[0005] 1)、外环控制器根据制导环节的期望指令与飞行器当前的航迹滚转角与侧滑 角β状态反馈，通过求逆运算得到滚转角速率Ρ、偏航角速率r的期望值并输出到鲁棒模型 参考控制器；
[0006] 2)、鲁棒模型参考控制器接收到来自外环控制器的期望指令，并依据参考模型动 态与飞行器实际输出的动态误差e来自适应调节鲁棒模型参考控制器的参数，得出鲁棒模 型参考自适应控制量；
[0007] 3)补偿器依据动态误差e对鲁棒模型参考自适应控制进行补充并与步骤2)所 到鲁棒模型参考自适应控制量综合得到鲁棒自适应虚拟滚转控制力矩Γ"与偏航控制力矩 凡输出到内环逆控制器；
[0008] 4)、内环逆控制器根据鲁棒自适应虚拟滚转控制力矩Ζ,与偏航控制力矩凡以及飞 行器当前的状态反馈，通过逆控制抵消飞行器的非线性耦合项，得到飞行器当前所需要的 真实滚转控制力矩Γ与偏航控制力矩N并输出到控制分配环节；
[0009] 5)、控制分配环节将所需的控制力矩量分配到飞行器的各个执行舵机δ，实现协 调转弯控制。
[0010] 本发明中，所述主控制器采用滚转Ρ与偏航角速率r作为反馈控制信号，构造鲁棒 自适应非线性逆控制，其构建步骤为：
[0011] 1)、建立无尾飞行器滚转角速率P与偏航角速率r内环非线性动力学模型：
[0012]
【权利要求】
1. 一种基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法，其特征在于：所述多控制 器分为对滚转角速率P与偏航角速率r的内环控制、对航迹滚转角（^和侧滑角β的外环 控制；所述内环控制以鲁棒自适应非线性逆控制为主控制器，并采用Hm次最优控制为补偿 器，所述外环控制器采用非线性逆控制；其控制过程包括： 1) 、外环控制器根据制导环节的期望指令与飞行器当前的航迹滚转角（^与侧滑角β 状态反馈，通过求逆运算得到滚转角速率Ρ、偏航角速率r的期望值并输出到鲁棒模型参考 控制器； 2) 、鲁棒模型参考控制器接收到来自外环控制器的期望指令，并依据参考模型动态与 飞行器实际输出的动态误差e来自适应调节鲁棒模型参考控制器的参数，得出鲁棒模型参 考自适应控制量； 3) 补偿器依据动态误差e对鲁棒模型参考自适应控制进行补充并与步骤2)所到鲁 棒模型参考自适应控制量综合得到鲁棒自适应虚拟滚转控制力矩与偏航控制力矩N a输 出到内环逆控制器； 4) 、内环逆控制器根据鲁棒自适应虚拟滚转控制力矩&与偏航控制力矩凡以及飞行器 当前的状态反馈，通过逆控制抵消飞行器的非线性耦合项，得到飞行器当前所需要的真实 滚转控制力矩?与偏航控制力矩N并输出到控制分配环节； 5) 、控制分配环节将所需的控制力矩量分配到飞行器的各个执行舵机δ，实现协调转 弯控制。
2. 根据权利要求1所述的基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法，其特征 在于：所述主控制器采用滚转Ρ与偏航角速率r作为反馈控制信号，构造鲁棒自适应非线性 逆控制，其构建步骤为： 1) 、建立无尾飞行器滚转角速率P与偏航角速率r内环非线性动力学模型：
' Σ =IxIz-Ixz2;Cl-c6为内环模型系数；表示无尾飞行器的转动惯量 和惯性积；q为俯仰角速率；Γ与N为待设计的滚转与偏航力矩控制量； 2) 、构建内环逆控制器：
其中，<<〇、<<〇、€>〇、S>〇为任意选取的控制参数，[UP，UJ T为待设计的鲁 棒自适应控制器； 3) 、构建鲁棒自适应控制器，将步骤2)内环逆控制器代入内环非线性动力学方程有：
其中，\at= [p，r]T为横侧向状态向量，υω= [up，uJT为待设计的鲁棒自适应控制 器，矣af :
为解耦后的状态矩阵，尽.",=
为解耦后的控制输入阵，C = [57. 3, 57. 3]为输出矩阵； 4) 、选取参考模型：
其中：f为构造的参考模型状态量，
Pm为参考模型的滚转角速率期望状 态输出，rm为偏航角速率滚转角速率期望状态输出；Ug为外环控制器给定的期望指令，U g = [Pg，rg]T ;Am为任意选取的2阶霍尔维茨方阵，Bm、Cm为任意选取的参数向量； 5) 、构造鲁棒模型参考自适应控制：
与鲁棒自适应律：
其中：[今，射、§2=[4 为自适应控制器参数向量；ω1= [p pg]为滚转通 道状态向量，ω2 = [r rg]为偏航通道状态向量
力滚转与偏航通道状态跟 踪误差向量；Γ = Γτ>〇为自适应增益阵；Proj为投影算子。
3.根据权利要求1或2所述的基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法，其 特征在于：所述Hm补偿器根据加入主控制器后的闭环系统构建，Hm补偿器与主控制器的嵌 套组合，其构建步骤为： 1) 、由主控制器得到闭环系统跟踪误差方程：
其中：ω = [ωι，ω2]τ;θγ为构造的期望误差输出；θ表示内环主控器中自适应参数估 计误差，Λ表示不确定输入扰动；Um为待设计的Hm补偿器； 2) 、引入增广误差状态ez = ey构成增广跟踪误差动态：
3)、选取任意对称2阶正定阵R、S以及ε > 0,并给出性能指标γ，所述性能指标γ 满足：
求解Riccati方程： Α：ΗΡ + ΡΛα-ε 'PBJi 'B：P^r 'ΡΒ,Χ,Ρ + Τ 'C^Cw+rf = 0 若无上述方程无解，则不断减小ε >0的值并重复此步骤，得到He?次最优控制Uco = Ke,其中状态反馈增益夂=-J4./T1圮尸"
4.根据权利要求3所述的基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法，其特征 在于：所述外环逆控制器采用基于航迹滚转角小￥和侧滑角β的非线性逆控制，构建外环 逆控制器，其构建步骤为： 1) 、建立无尾飞行器外环运动学模型：
其中，β为侧滑角、α为迎角、φ￥为航迹滚转角；Ay与Αζ为风轴系内的侧向与法向过 载#为飞行器当前的飞行速度标量；[Pg，rg]T为待设计的外环控制器； 2) 、构建外环逆控制器：
其中，ae <0、&4) <0、be >0为任意选取的控制器参数；@8与吣为侧滑角 与航迹滚转角期望指令。
【文档编号】G05D1/10GK104298109SQ201410492232
【公开日】2015年1月21日 申请日期:2014年9月23日 优先权日:2014年9月23日
【发明者】陈欣, 杨艺, 李春涛, 朱熠 申请人:南京航空航天大学