高超声速机动飞行抗舵面饱和鲁棒控制方法与流程

本发明涉及一种航空航天
技术领域：
的飞行控制方法，具体说是高超声速机动飞行抗舵面饱和鲁棒控制方法，尤其适用于高超声速机动飞行时存在操纵舵面饱和及复合干扰情况下的飞行控制方法。
背景技术：
：：高超声飞行器(HypersonicVehicles，HSV)是指飞行速度在5马赫以上的飞行器，其主要活跃于距地面20km至100km的空域。HSV由于飞行包络大、飞行环境复杂、高机动、多任务模式等特点，不可避免存在着内部结构和气动参数引起的不确定以及外界环境导致的干扰，而且近空间区域飞行时，各状态变量高度耦合，被控对象呈现出强烈的非线性动态特性。这些因素会增加姿态控制算法设计的难度，如采用经典的线性控制方法则会造成控制精度下降甚至系统失稳。因此，设计一个强鲁棒的非线性控制方法研究成为了HSV飞行控制的一个研究热点。HSV的机动是指HSV在一定时间内改变飞行状态(高度、速度大小和飞行方向)的过程，目前主要研究加减速、跃升、俯冲等纵向以及转弯、盘旋等横向常规机动动作。为完成这些机动动作，须对飞行状态尤其是攻角、侧滑角、滚转角速度等状态量施加指令性约束要求；另外，HSV飞行空域大气稀薄，舵面偏转易于饱和。当执行器发生饱和时，控制器的输出信号进一步增大，执行器对被控对象的输入却不能增大，结果是控制器的输出与系统的实际控制输入不一致，这必将导致控制系统性能下降，甚至失稳，造成严重后果。所以，为了保证HSV机动飞行的稳定性，抗舵面饱和是机动飞行控制方法设计中首当其冲要解决的问题。由于HSV独特的飞行空域，其机动飞行存在模型参数不确定和外部大力矩扰动，机动飞行控制系统必须具有强鲁棒的镇定能力。虽然实验室通过风洞实验取得了高超声速飞行条件下样机模拟飞行的气动参数，但事实上，近空间飞行环境复杂，真实飞行环境下存在的各种各样的未知因素还没有掌握，所以飞行器模型与实际飞行器之间存在着结构和参数上的不确定性。所以HSV机动飞行过程中，抗干扰也是机动飞行控制方法需要解决的重要问题。如果系统的不确定干扰项都能被准确地估计出来，就可以设计控制器对干扰进行补偿，从而提高系统的鲁棒性，所以国内外学者对干扰观测器已进行了大量的研究，而基于跟踪微分器的干扰观测器对不确定干扰项逼近跟踪能力较优，BuXW,WuXY,ChenYX,etal.Designofaclassofnewnonlineardisturbanceobserversbasedontrackingdifferentiatorsforuncertaindynamicsystems[J].InternationalJournalofControlAutomation&Systems,2015,13(3):595-602.该论文中罗列了目前基于跟踪微分器的干扰观测器的各种形式，而且做出了对比分析。考虑到混合跟踪微分器是基于奇异摄动原理设计的微分器，全程收敛性快，而且能避免抖振现象发生，所以该发明提出了一种基于混合微分器设计干扰观测器，其逼近跟踪能力良好。挪威科技大学的JingZhou教授(Zhou,J.,Wen,C.:Robustadaptivecontrolofuncertainnonlinearsystemsinthepresenceofinputsaturation.In:Proceedingsof14thIFACSymposiumonSystemIdentification,Newcastle,Australia(2006))针对单输入单输出系统模型提出了一种抗饱和辅助系统，抗饱和效果良好，但只能适用于SISO系统，而且控制对象模型形式也与HSV的模型形式不一样。本发明受该抗饱和辅助系统的启发，设计了一种适用于HSV机动飞行的抗舵面饱和辅助控制系统。技术实现要素：：本发明着力针对HSV在近空间机动飞行时操纵舵面易于饱和，外部干扰大的实际控制问题。为解决操纵舵面饱和问题，提出了一种新的抗饱和辅助控制系统，并引入到HSV机动飞行控制方法中。该方法能够保证闭环系统全局渐进稳定，并且跟踪误差明确可控。针对飞行器所受复合干扰，提出一种基于混合跟踪微分器的非线性干扰观测器(HTDDO)对干扰进行跟踪逼近，并设计补偿控制律抑制干扰影响。HTDDO跟踪逼近效果良好。本发明采用如下技术方案：一种高超声速机动飞行抗舵面饱和鲁棒控制方法，包括以下步骤：(1)将圆球形大地假设条件下的HSV运动方程转化为用于机动飞行控制律设计的包含舵面幅值受限的仿射非线性方程，其中包括轨迹回路仿射非线性方程、姿态慢回路仿射非线性方程和姿态快回路仿射非线性方程；(2)针对步骤(1)中所构建的HSV轨迹回路仿射非线性方程，根据机动飞行指令信号，利用反步法设计高超声速飞行轨迹回路控制律；(3)针对步骤(1)中所构建的HSV姿态慢回路和快回路仿射非线性方程的复合干扰项，分别设计基于混合型跟踪微分器的干扰观测器(HTDDO)对复合干扰项进行逼近；(4)针对步骤(1)中所构建的HSV姿态快回路和慢回路两组仿射非线性方程，设计与系统同阶的抗饱和辅助控制系统；(5)将步骤(2)中所设计的辅助控制系统变量引入到反步法中的误差变量中，应用反步法设计思想，推导考虑舵面幅值饱和的姿态控制律。进一步地，上述步骤(1)中的HSV机动飞行三组仿射非线性方程的形式如下：A、轨迹回路仿射非线性方程其中，P＝[χ,γ]T为航迹控制向量，χ,γ分别为航迹方位角与航迹倾角；fv＝[fχ,fγ]T为轨迹控制回路状态量的非线性函数，gv为轨迹回路控制增益矩阵，具体表达式如下：这里uv＝[CLαsinσCLαcosσ]T是轨迹回路的控制向量；为动压，S为机翼有效参考面积，m为飞行器质量，V为空速，γ为航迹倾角，R为飞行器到地心的距离，χ为航迹方位角，δ为纬度，ωE为地球旋转角速度；B、姿态慢回路仿射非线性方程其中，Ω＝[α,β,σ]T姿态慢回路气流姿态角向量，α,β,σ分别为攻角、侧滑角和航迹滚转角；ωc＝[pc,qc,rc]T是姿态快回路的角速率跟踪信号，p,q,r分别为俯仰、滚转和偏航角速率；ds∈R3为姿态慢回路的复合干扰误差；fs＝[fα,fβ,fσ]T为姿态慢回路状态向量非线性函数，gs为姿态慢回路控制增益矩阵，具体表达式如下：这里，CL,a为基本升力系数，CC,β为基本侧力系数；C、姿态快回路仿射非线性方程其中，ω＝[p,q,r]T为姿态快回路角速率向量；δc＝[δe,δa,δr]T是气动舵面偏转角，δe,δa,δr分别为左、右副翼升降舵和方向舵的偏转角；sat(δc)是舵面幅值饱和之后的实际舵面偏转量，它是姿控系统的最终控制量；df∈R3为姿态快回路的复合干扰误差；ff＝[fp,fq,fr]T为姿态快回路状态向量非线性函数，gf为姿态快回路控制增益矩阵，具体表达式为：这里，Ix,Iy,Iz分别为绕x,y,z轴的转动惯量；b为翼展；c为平均气动弦长；Xcg为质心与焦点之间的距离，为飞行器气动参数。进一步地，所述步骤(3)中针对姿态慢回路和快回路的复合干扰项，设计的HTDDO形式为：姿态慢回路HTDDO:姿态快回路HTDDO：其中f(x1,x2)函数具体形式为：sig(x)a＝sgn(x)|x|asgn(x)＝diag(sgn(x1),sgn(x2),...,sgn(xn))其中a0,a1,a2,b0,b1,∈为设计参数，其都为正值。进一步地，所述步骤(2)中构建的抗饱和辅助设计系统如下：其中Δδ＝sat(δc)-δc为辅助系统的输入信号；λ1∈R3和λ2∈R3是辅助系统状态量，c1∈R3×3和c2∈R3×3是设计参数矩阵，它们是对角元素为正常数的对角矩阵，且c1还应满足λmin(c1)-0.5＞0。进一步地，所述步骤(3)中应用李亚普诺夫稳定性理论推导出的HSV机动飞行控制律如下：其中zv、z1和z2是定义的误差变量，zv＝P-Pc,z1＝Ω-Ωc-λ1,z2＝ω-ωc-λ2，kv∈R2×2,k1∈R3×3,k2∈R3×3,c1∈R3×3,c2∈R3×3是设计参数矩阵，它们是对角元素为正常数的对角矩阵，且c1还应满足λmin(c1)-0.5＞0，λmin(·)表示矩阵的最小特征值。本发明具有如下有益效果：(1)本发明提出的抗饱和辅助控制系统，结构简单，性能较优，并且给出了系统瞬时误差跟踪性能不等式，为工程实现中辅助系统设计参数调节提供了依据，从而可以更好地改善系统性能。(2)本发明提出非线性干扰观测器是基于混合型跟踪微分器的非线性干扰观测器(HTDDO)，其对系统所受的复合干扰具有更快的逼近跟踪能力，而且其结构相对简单，设计参数较少。结合HTDDO的高超声速机动飞行控制方法，对于高超声速飞行器系统的动态不确定性和机动飞行中所受到的外界扰动，具有较强的适应能力，从而可以有效提高飞控系统的鲁棒性能。附图说明：图1是控制系统结构框图。图2(a)、2(b)是未加抗饱和辅助系统的航迹方位角和航迹倾斜角的运行结果。图3(a)、3(b)和3(c)是未加抗饱和辅助系统的迎角、侧滑角、倾侧角的运行结果。图4(a)、4(b)和4(c)是未加抗饱和辅助系统的俯仰、滚转和偏航角速度的运行结果。图5(a)、5(b)和5(c)是未加抗饱和辅助系统的左升降副翼舵、右升降副翼舵和方向舵的运行结果。图6(a)、6(b)是加了抗饱和辅助系统的航迹方位角和航迹倾角的运行结果。图7(a)、7(b)和7(c)是加了抗饱和辅助系统的迎角、侧滑角、倾侧角的运行结果。图8(a)、8(b)和8(c)是加了抗饱和辅助系统的俯仰、滚转和偏航角速度的运行结果。图9(a)、9(b)和9(c)是加了抗饱和辅助系统的左升降副翼舵、右升降副翼舵和方向舵的运行结果。图10(a)、10(b)和10(c)是加了抗饱和辅助系统的慢回路复合干扰逼近跟踪的运行结果。图11(a)、11(b)和11(c)是加了抗饱和辅助系统的快回路复合干扰逼近跟踪的运行结果。具体实施方式：下面结合实施例和附图对本发明提出的高超声速机动飞行抗舵面饱和鲁棒控制方法进行详尽说明。实施例采用NASA兰利研究中心提出的一种带翼锥形体(Winged-Cone)构型的模型作为研究对象。建立HSV的十二状态方程(MooijE.Motionofavehicleinaplanetaryatmosphere[J].NASASTI/ReconTechnicalReportN,1994,96:11743)。其具体形式如下：飞行器的气动模型主要来自KeshmiriS,ColgrenR,MirmiraniM.SixDoFNonlinearEquationsofMotionforaGenericHypersonicVehicle[C].AIAAAtmosphericFlightMechanicsConferenceandExhibit,UnitedStates:AIAA,2007,1-28.本发明只考虑HSV再入机动飞行中的控制问题，不考虑机动轨迹规划及制导问题，所以轨迹回路状态量不考虑速度V的控制。将以上航迹方位角χ和航迹倾角γ的状态方程改写成仿射非线性方程形式。其中，P＝[χ,γ]T为航迹控制向量；uv＝[CLαsinσCLαcosσ]T是轨迹回路的控制向量；fv＝[fχ,fγ]T为轨迹控制回路状态量的非线性函数，gv为轨迹回路控制增益矩阵，表达式如下。根据轨迹回路仿射非线性方程，设定机动飞行指令信号Pc＝[χc,γc]T根据NGPC方法设计控制律为：其中zv＝[P-Pc]T，kv是控制参数。uv＝[CLasinσ,CLacosσ]T，CLa是有关于迎角α的非线性函数，通过牛顿迭代法，可以得出跟踪机动指令信号所需的姿态控制信号αc,σc,参考倾斜转弯BTT控制，实现无侧滑转弯，以减小控制面和防护系统的设计压力。设定侧滑角控制信号βc＝0，从而得到完整的姿控系统跟踪指令信号Ωc＝[αc,βc,σc]T。根据建立姿态变量的状态方程，转化成HSV机动飞行的姿态回路仿射非线性方程形式，根据姿态变量的响应时间，可将姿态变量分为慢变量(α,β,σ)和快变量(p,q,r)，并分别建立姿态慢回路仿射非线性方程和姿态快回路仿射非线性方程。其具体形式如下：A、姿态慢回路仿射非线性方程：其中，fs＝[fα,fβ,fσ]T为状态向量非线性函数，gs为控制增益矩阵，具体表达式如下。其中Ω＝[α,β,σ]T姿态慢回路气流姿态角向量，α,β,σ分别为迎角、侧滑角和倾侧角；ωc＝[pc,qc,rc]T是姿态快回路的角速率跟踪信号，p,q,r分别为俯仰、滚转和偏航角速率。B、姿态快回路仿射非线性方程：其中ω＝[p,q,r]T为姿态快回路角速率向量；δc＝[δe,δa,δr]T是气动舵面偏转角，δe,δa,δr分别为左、右副翼升降舵和方向舵的偏转角；sat(δc)是舵面幅值饱和之后的实际舵面偏转量，它是姿控系统的最终控制量；ff＝[fp,fq,fr]T为姿态快回路状态向量非线性函数，gf为姿态快回路控制增益矩阵，具体表达式如下。针对姿态慢回路和快回路中的复合干扰设计HTDDO对干扰进行逼近跟踪。姿态慢回路HTDDO设计如下：姿态快回路HTDDO设计如下：其中f(x1,x2)函数具体形式为：sig(x)a＝sgn(x)|x|asgn(x)＝diag(sgn(x1),sgn(x2),...,sgn(xn))这里a0,a1,a2,b0,b1,∈为设计参数，其都为正常数。为有效地补偿掉舵面饱和带来的影响，构建抗饱和辅助控制系统，其具体形式如下：其中λ1∈R3和λ2∈R3是辅助系统状态量，c1∈R3×3和c2∈R3×3是设计参数矩阵，它们是对角元素为正常数的对角矩阵，且c1还应满足λmin(c1)-0.5＞0，λmin(·)表示矩阵的最小特征值。Δδ＝sat(δc)-δc为辅助系统的输入信号。定义误差变量z1＝Ω-Ωc-λ1和z2＝ω-ωc-λ2。如果舵面不发生饱和，即Δδ＝0，辅助系统状态量λ1和λ2为零，则辅助系统不影响误差向量。(1)对z1求导，得：(2)考虑李雅普诺夫函数求导得：(3)设计慢回路控制律：代入到中得：其中第一项是负定的，第二项在下一步中能够消除。(4)对z2求导，得：(5)考虑放大后的李雅普诺夫函数V＝V1+0.5z2Tz2求导得：设计慢回路控制律：代入到中得：最终得到快回路和慢回路的控制律如下：根据以上控制律的推导方法，状态跟踪误差可满足：联立姿态回路仿射非线性方程和辅助设计系统方程可推得气流姿态角的暂态跟踪误差性能满足：其中||·||2表示状态量的L2范数，具体定义为：可以根据以上不等式调节控制器参数，以改善控制器性能。本发明在MATLAB2014a环境下进行仿真验证，飞行初始状态如下：高度H＝35km，飞行速度V＝3000m/s，飞行器质量为136820kg，舵面限幅为±28°。初始姿态角和角速率为：α0＝3.0°，β0＝0°，σ0＝2.5°，p0＝q0＝r0＝0rad/s。机动飞行指令信号Pc＝[χc，γc]T如图5(a)和5(b)所示。仿真设计参数如下表所示。姿态慢回路复合干扰为ds＝[ds1,ds2,ds3]T，其中ds1＝0.01si，nds2＝0.003·cos(t+1)sin(2t+2)，ds3＝0.005sin(t+1)sin(2t)，姿态快回路复合干扰项df＝[df1,df2,df3]T，其中df1＝0.05sin(t+1)，df2＝0.04cos(2t+2)，df3＝0.03sin(t+1)。为了突出辅助系统在HSV机动飞行中的作用，本发明给出了两组仿真结果，图2(a)至图5(c)是未加抗饱和辅助控制系统的机动飞行结果运行结果，图6(a)至图11(c)是加了抗饱和辅助控制系统的运行结果图。主控制器设计参数kv＝diag(1,1)，k1＝diag(0.95,0.95,0.95)，k2＝diag(0.85,0.85,0.85)抗饱和辅助系统设计参数c1＝diag(0.9,0.9,0.9)，c2＝diag(0.85,0.85,0.85)；HTDDO设计参数a0＝5，a1＝0.5，a2＝0.5，b0＝2，b1＝0.5，∈＝0.004；以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本
技术领域：
的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。当前第1页1 2 3