一种考虑耦合的吸气式飞行器姿态控制律设计方法与流程

本发明涉及一种考虑耦合的吸气式飞行器姿态控制律设计方法，属于航空航天控制技术领域。

背景技术：

随着航天技术的快速发展，吸气式飞行器越来越成为各航天强国和大国的关注点。吸气式飞行器采用吸气式动力，吸气式动力的力和力矩特性受飞行器飞行高度、速度、姿态影响显著，导致吸气式动力、质心运动、姿态运动之间存在强烈的相互耦合影响。强烈的相互耦合影响给姿态控制设计带来了很大难度。如果姿态控制设计不能适应参数耦合影响和相应的参数不确定性，将不能实现飞行器姿态稳定，导致飞行失败。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是：针对吸气式飞行器的质心运动、姿态运动、吸气式动力之间的强耦合，提出了一种可适应耦合影响的自适应控制律设计方法，该方法可避免因强耦合导致飞行器姿态失稳，避免飞行失败。

本发明所采用的技术方案是：

一种考虑耦合的吸气式飞行器姿态控制律设计方法，该方法的步骤包括：

(1)计算吸气式飞行器线性化方程的标称参数矩阵a0、b0、d0；

考虑质心运动、姿态运动与吸气式动力相互耦合影响，包含所有耦合项的吸气式飞行器线性化方程如下：

其中，

式中，

cx,cy——依次表示飞行器轴向力系数、法向力系数；

——依次表示cx关于马赫数、攻角、侧滑角绝对值、俯仰舵、滚动舵偏转角绝对值、偏航舵偏转角绝对值的偏导数；

——依次表示cy关于马赫数、攻角、侧滑角绝对值、俯仰舵偏转角、滚动舵偏转角绝对值、偏航舵偏转角绝对值的偏导数；

——依次表示飞行器侧向力系数关于侧滑角、滚动舵偏转角、偏航舵偏转角的偏导数；

——依次表示飞行器滚动力矩系数关于侧滑角、滚动舵偏转角、偏航舵偏转角、滚动角速度、偏航角速度的偏导数；

——依次表示飞行器偏航力矩系数关于侧滑角、滚动舵偏转角、偏航舵偏转角、滚动角速度、偏航角速度的偏导数；

cmz——表示飞行器俯仰力矩系数；

——依次表示cmz关于马赫数、攻角、侧滑角绝对值、俯仰舵偏转角、滚动舵偏转角绝对值、偏航舵偏转角绝对值、俯仰角速度的偏导数；

g——当地重力加速度；

jx,jy,jz,jxy——依次表示飞行器滚动转动惯量、偏航转动惯量、滚动和偏航惯性积、俯仰转动惯量；

lk——飞行器参考长度；

ma0——飞行马赫数；

——吸气式动力对飞行器产生的滚动力矩关于侧滑角的偏导数；

——吸气式动力对飞行器产生的偏航力矩关于侧滑角的偏导数；

——依次表示吸气式动力对飞行器产生的俯仰力矩关于高度、马赫数、攻角的偏导数；

m——飞行器质量；

p——吸气式动力的推力；

p^h,p^ma,p^α——依次表示p关于高度、马赫数、攻角的偏导数；

q、s——分别为飞行器动压、气动参考面积；

v0——飞行器对地速度；

α0——飞行器攻角；

β——飞行器侧滑角；

δh,δv,δα,δγ——依次表示飞行器高度偏差、速度偏差、攻角偏差、俯仰角偏差、滚动角偏差；

δδe,δδa,δδr——依次表示飞行器俯仰舵偏转角、滚动舵偏转角、偏航舵偏转角；

δωx,δωy,δωz——依次表示飞行器滚动角速度偏差、偏航角速度偏差、俯仰角速度偏差；

θ0——依次表示飞行器俯仰角、弹道倾角。

将线性化方程写成状态空间形式：

其中，

x＝[δαδβδγδωxδωyδωz]^t

u＝[δaδrδe]^t

a0、b0、d0分别表示a、b、d的已知标称值，δa、δb、δd分别表示a、b、d的未知偏差。

a0、b0、d0形式如下：

其中，y0^h、y0^v、依次表示y^α、z^β、y^h、y^v、的已知标称值。

(2)计算控制律的静态部分，

控制律的静态部分为：

其中，反馈增益矩阵k利用并采用极点配置等方法获得；

(3)计算控制律的具有自适应调整参数功能的动态部分；

根据得到的反馈增益矩阵k，求解线性矩阵不等式：

p(a0+b0k)+(a0+b0k)^tp<0

得到正定矩阵p；

定义如下矩阵：

f＝[f1f2f3]

得到控制律的具有参数自适应功能的动态部分：

表示b0的广义逆矩阵；表示一初值为零的28维列向量；

(4)得到完整的考虑耦合影响的自适应控制律

根据步骤(2)得到的控制律的静态部分和控制律的动态部分，得到

考虑耦合影响的完整的自适应控制律如下：

(5)根据步骤(4)得到的控制律实现对吸气式飞行器姿态的鲁棒控制，实现强耦合和参数偏差下的稳定飞行。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明给出的考虑耦合影响的控制律由静态部分、动态部分组成，具有较强的参数不确定性适应能力；

(2)本发明静态部分为考虑耦合影响的控制律形如其中k为针对标称系统采用极点配置等方法得到的反馈增益矩阵；

(3)本发明动态部分形如：

动态部分具有参数不确定性自适应功能。

(4)本发明充分考虑了了吸气式动力、质心运动、姿态运动之间的强耦合，针对耦合系统中参数确定的部分，提出了考虑耦合影响的静态控制律，可最大限度利用已知参数，提高姿控响应品质；针对耦合系统中的参数不确定部分，提出了具有参数自适应功能的控制律，可在线调整控制参数，应对参数不确定性的影响，确保飞行稳定。

(5)一种考虑耦合的吸气式飞行器姿态控制律设计方法，考虑吸气式飞行器质心运动、姿态运动、吸气式动力之间的强耦合影响和飞行器参数不确定性影响，设计了由静态、动态两部构成的强耦合自适应控制律。针对耦合系统中参数确定的部分，提出了考虑耦合影响的静态控制律，可最大限度利用已知参数，提高姿控响应品质；针对耦合系统中的参数不确定部分，提出了具有参数自适应功能的控制律，可在线调整控制参数，应对参数不确定性的影响，确保飞行稳定。

附图说明

图1为本发明方法流程图；

图2为实施例的姿态角仿真结果示意图；

图3为实施例的角速度的仿真结果示意图。

具体实施例

下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明。

实施例

如图1所示，一种考虑耦合的吸气式飞行器姿态控制律设计方法，该方法的步骤包括：

(1)计算参数矩阵

该飞行器考虑质心运动、姿态运动与吸气式动力相互耦合影响，包含所有耦合项的吸气式飞行器线性化方程如下：

各相关参数矩阵如下：

a0、b0、d0分别表示a、b、d的已知标称值a0、b0、d0分别为：

(2)计算控制律的静态部分

采用极点配置等方法获得反馈增益矩阵k为：

求解以下的线性矩阵不等式p(a0+b0k)+(a0+b0k)^tp<0得到的正定矩阵p为：

计算得到：

进而直接得到控制律的静态部分：

(3)计算控制律的具有自适应调整参数功能的动态部分

根据第(2)步计算得到的p、和以下定义式

f＝[f1f2f3]

直接得到控制律的具有参数自适应功能的动态部分：

(4)得到完整的考虑耦合影响的自适应控制律

结合静态部分和动态部分，得到考虑耦合影响的完整的自适应控制律如下：

(5)仿真验证

本例的仿真结果如图2、图3所示。

从图2、图3可见，本发明的方法可以实现吸气式动力和姿态运动、质心运动强耦合并且存在参数不确定情况下的姿态控制。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知技术。