基于非线性增益的高超声速飞行器攻角观测方法与流程

本发明属于控制技术领域，具体而言，涉及一种基于非线性增益的高超声速飞行器攻角观测方法。

背景技术：

高超声速飞行器具有飞行速度快、费用低的特点，可确保廉价进入太空，也可作为全球快速运输机与空间打击武器，其鲜明的军事价值使它备受世界各国的高度重视。

高超声速飞行器与高超工程研究是目前我国集中力量并重点关注的重大项目之一，其难度与意义不亚于飞船上天与登月计划。高超声速控制问题也是近十年来国内外控制领域的热点与难点问题，而高超声速飞行器的攻角由于工程测量比较困难，而且测量精度不高，因此其攻角观测的方法非常有经济与军事价值。当然，由于高超声速运动的复杂性，其攻角准确观测与估计的复杂性也毋庸置疑。

技术实现要素：

为了达到上述目的，本发明提供一种基于非线性增益的高超声速飞行器攻角观测方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的一个或者多个问题。

本发明所采用的技术方案是，一种基于非线性增益的高超声速飞行器攻角观测方法，按照以下步骤进行：

步骤一，测量弹道倾角以及姿态角速度，并根据测量到的弹道倾角以及姿态角速度构建一观测系统；

步骤二，根据所述观测系统观测高超声速飞行器的攻角。

进一步的，所述步骤一包括：

首先，采用惯导系统测量高超声速飞行器的弹道倾角γ以及姿态角速度q；

其次，根据弹道倾角γ以及姿态角速度q构建观测如下观测系统：

其中，α为高超声速飞行器的攻角；为弹道倾角观测值，为姿态角速度观测值，为攻角观测值；

为的导数，为的导数，为的导数；

为估计误差；并且有：

为高超声速飞行器质量的估计值；g为重力加速度，取值为9.8；

为高超声速飞行器的速度估计值；为高超声速飞行器的升力估计值；

为高超声速飞行器的推力估计值；为高超声速飞行器的俯仰力矩估计值；

为高超声速飞行器的转动惯量估计值；

k22、k23、ε1、k32、k33、ε2、k42、k43、ε3为控制参数；

其中，为k24的导数，k24b与k24a为正数；

其中，为k34的导数，k34b与k34a为正数；

其中，为k44的导数，k44b与k44a为正数。

进一步的，高超声速飞行器推力升力与力矩的计算方法包括：

首先，高超声速飞行器的升力估计值的计算方法包括：

其中，s为飞行器特征面积；ρ为大气密度；为高超声速飞行器的速度估计值；

其次，高超声速飞行器的推力估计值的计算方法包括：

其中：s为飞行器特征面积；ρ为大气密度；为高超声速飞行器的速度估计值；

β为发动机的油门供油因子；

最后，高超声速飞行器的俯仰力矩估计值的计算方法包括：

其中，为高超声速飞行器的特征因子；δ为高超声速飞行器的俯仰舵偏角；

s为飞行器特征面积；ρ为大气密度；

为姿态角速度观测值；为攻角观测值；为高超声速飞行器的速度估计值。

进一步的，各所述控制参数的取值为：

k22＝300、k33＝500、ε1＝0.5、ε2＝0.5、ε3＝0.5、k23＝0.2、k32＝0.1、k42＝0.066、k43＝4.544。

本发明提供了一种基于非线性增益的高超声速飞行器攻角观测方法，对高超声速飞行器构造观测系统，尤其是提供了一种变增益非线性的误差调节规律，能够有效地改善攻角观测的快速性与准确性。该方法不同于一般飞行器攻角观测方法在于不需要测量飞行器的高度与速度，观测系统所需的信息较少，而且由于采用了变增益误差调节规律，攻角观测的响应速度很快，而且精度较高。因此，本发明所提供的方法具有很高的工程应用价值与经济价值。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明提供的一种基于非线性变增益的高超声速飞行器攻角观测技术原理框图。

图2是本发明实施例所提供方法的高超声速飞行器的攻角曲线。

图3是本发明实施例所提供方法的高超声速飞行器的攻角观测曲线。

图4是本发明实施例所提供方法的高超声速飞行器的攻角观测误差曲线。

图5是本发明实施例所提供方法的高超声速飞行器的弹道倾角曲线。

图6是本发明实施例所提供方法的高超声速飞行器的弹道倾角估计曲线。

图7是本发明实施例所提供方法的高超声速飞行器的弹道倾角观测误差曲线。

图8是本发明实施例所提供方法的高超声速飞行器的姿态角速率曲线。

图9是本发明实施例所提供方法的高超声速飞行器的姿态角速率观测曲线。

图10是本发明实施例所提供方法的高超声速飞行器的姿态角速率观测误差曲线。

图11是本发明实施例所提供方法的攻角与攻角观测比较曲线。

图12是本发明实施例所提供方法的弹道倾角与弹道倾角观测比较曲线。

图13是本发明实施例所提供方法的姿态角速率与姿态角速率观测比较曲线。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明公开了一种基于非线性增益的高超声速飞行器攻角观测方法，参考图1所示，可以通过测量高超声速飞行器弹道倾角与飞行器姿态角速率，构造攻角观测系统，通过弹道倾角与弹道倾角估计值的误差、以及姿态角速度与姿态角速率估计值的误差，构造一种非线性变增益误差规律，调节攻角观测值，通过攻角观测值来进行飞行器受力与力矩的估计，为观测器系统提供力与力矩信息，实现攻角观测值对攻角实际值的精准估计。

进一步的，上述一种基于非线性增益的高超声速飞行器攻角观测方法可以按照以下步骤进行：

步骤一，测量弹道倾角以及姿态角速度，并根据测量到的弹道倾角以及姿态角速度构建一观测系统。

首先，采用惯导系统测量高超声速飞行器的弹道倾角γ以及姿态角速度q；

其次，根据弹道倾角γ以及姿态角速度q构建观测如下观测系统：

其中，α为高超声速飞行器的攻角；为弹道倾角观测值，为姿态角速度观测值，为攻角观测值；

为的导数，为的导数，为的导数；

为估计误差；并且有：

为高超声速飞行器质量的估计值；g为重力加速度，取值为9.8；

为高超声速飞行器的速度估计值；为高超声速飞行器的升力估计值；

为高超声速飞行器的推力估计值；为高超声速飞行器的俯仰力矩估计值；

为高超声速飞行器的转动惯量估计值；

k22、k23、ε1、k32、k33、ε2、k42、k43、ε3为控制参数；

其中，为k24的导数，k24b与k24a为正数；

其中，为k34的导数，k34b与k34a为正数；

其中，为k44的导数，k44b与k44a为正数。

步骤二，根据所述观测系统对高超声速飞行器的攻角进行观测。

进一步的，高超声速飞行器推力升力与力矩的计算方法可以包括如下：

首先，高超声速飞行器的升力估计值的计算方法可以包括：

其中，s为飞行器特征面积；ρ为大气密度；为高超声速飞行器的速度估计值。

其次，高超声速飞行器的推力估计值的计算方法可以包括：

其中：s为飞行器特征面积；ρ为大气密度；为高超声速飞行器的速度估计值；

β为发动机的油门供油因子。

最后，高超声速飞行器的俯仰力矩估计值的计算方法可以包括：

其中，为高超声速飞行器的特征因子；δ为高超声速飞行器的俯仰舵偏角；

s为飞行器特征面积；ρ为大气密度；

为姿态角速度观测值；为攻角观测值；

为高超声速飞行器的速度估计值。

步骤三：高超声速飞行器俯仰通道计算机仿真模型的建立

为了确保上述步骤一以及步骤二中控制器的参数选取合理，可用通过计算机模拟仿真的手段进行编程，从而模拟被控对象高超声速飞行器俯仰通道的运动特性，从而方便进行观测器参数调整。在此以与前文观测器中力与力矩估算相匹配的一类高超声速飞行器模型为例示范说明，其俯仰通道可以采用如下微分方程建模表示：

其中，γ为飞行器的弹道倾角，为弹道倾角的导数，为飞行器姿态角速率的导数，为飞行器攻角的导数，iyy为飞行器的转动惯量；

v为高超声速飞行器速度；

l、t、my(α)分别为升力、推力与俯仰力矩，其它未解释参量见前文说明。α采取pid控制规律对期望攻角进行跟踪，详见案例实施。

步骤四：观测器控制参数调试

首先将上述模型中的常参数进行数值设定，必须符合飞行器模型的物理意义，详细设定参见后文案例实施。

其次，进行观测器15个控制参数的调试。15个控制参数如下：

k22、k23、ε1、k32、k33、ε2、k42、k43、ε3、k24b、k24a、k34b、k34a、k44b、k44a。

调试分四步，第一步对k22、k33参数进行调试，其选取为较大的正数，具体选值见案例实施。

第二步进行ε1、ε2、ε3参数调试，其选取为较小的正数，一般小于1，具体选值见案例实施。

第三步进行k24b、k24a、k34b、k34a、k44b、k44a，上述参数可选取为较大的正数，具体选值见案例实施。

第四步进行k23、k32、k42、k43参数的调试，该参数正负不定，具体选值见案例实施。

最后，通过上述调试好的参数，进行仿真分析，根据攻角观测曲线与原系统的吻合程度，进行进一步的调整，值得得到较好的观测效果，从而确定观测器参数。具体仿真曲线见案例实施的结果。

通过上述四步，即实现了本发明所提供的非线性攻角观测方法。

本发明提供了一种测量弹道倾角与姿态角速率的方法，对高超声速飞行器构造观测系统，尤其是提供了一种变增益非线性的误差调节规律，能够有效地改善攻角观测的快速性与准确性。因此，本发明所提供的方法具有很高的工程应用价值与经济价值。

在步骤一中，设定超声速飞行器的速度估计值

高超声速飞行器的转动惯量估计值

高超声速飞行器质量的估计值

在步骤二中，大气密度ρ选取为ρ＝0.0125。

发动机的油门供油因子β选取为β＝0.8。

为高超声速飞行器的俯仰力矩估计值。

为高超声速飞行器的特征因子，选取为

s为高超声速飞行器的特征因子的特征面积，选取为s＝334.7。

在步骤三中，设置飞行器的俯仰舵偏角δ的pid控制律构造如下：

从而实现对期望攻角4度的跟踪。

高超声速飞行器的速度可选与估计值相同，v＝4602.5。

高超声速飞行器的转动惯量可选与估计值相同iyy＝6.77*10⁵。

高超声速飞行器质量可选与估计值相同，m＝4352.3。

步骤四中设定控制参数如下：

k22＝300、k33＝500、ε1＝0.5、ε2＝0.5、ε3＝0.5、k24b＝2、k24a＝30、k34b＝2、k34a＝40、k44b＝2、k44a＝50，k23＝0.2、k32＝0.1、k42＝0.066、k43＝4.544。具体仿真曲线见图2至图13。

由仿真曲线可知，在4s后，攻角观测值即能较好地跟踪攻角真实值，而弹道倾角与姿态角速度也在一定的延迟之后，能够跟踪真实值。而且弹道倾角的估计值与姿态角速度的估计值，本可以直接采用测量值代替，但此时则完全不存在弹道倾角与姿态角速率的估计误差。该误差的存在与动态响应并消失主要是为了提高攻角观测的响应效果。

可见，采用本发明所提供的方法，信号恢复误差在可接受的范围内。能够通过阀值判断来实现。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

本说明书中的各个实施例均采用相关的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均包含在本发明的保护范围内。