[发明专利]一种非最小相位高超声速飞行器控制方法

说明书

技术领域

本发明属航空航天领域，涉及一种非最小相位高超声速飞行器控制方法。

背景技术

吸气式高超声速飞行器飞行速度高，受到各军事大国的普遍关注。由于大多采用“机身—发动机一体化”设计技术，以及复杂的飞行环境，导致飞行器的动力学具有强耦合、强非线性、强不确定性等特点。由于飞行器自身结构的特殊性和大气气流的不确定性，在飞行器升降舵与气动力之间存在耦合，使得飞行器呈现非最小相位特性。这些特点对它的控制律设计带来很大困难。

发明内容

本发明的技术解决问题是：提供了一种非最小相位高超声速飞行器的控制方法，该方法能够在一定程度上解决非最小相位不确定高超声速飞行器的控制问题。

本发明的技术解决方案是：一种非最小相位高超声速飞行器控制方法，步骤如下：

(1)选择航迹角γ和俯仰角速度Q作为被控输出，根据高超声速飞行器在巡航飞行阶段航迹角γ和俯仰角速度Q最终状态为0，设计被控输出高度h，速度V，俯仰角速度Q的参考轨迹；

(2)根据步骤(1)设计的参考轨迹，设计航迹角γ的参考轨迹；

(3)在当前控制周期的初始时刻，通过量测得到高超声速飞行器的状态量：速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q，攻角α，高度h；

(4)以步骤(3)给出量测得到的状态量速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q分别对应减去步骤(1)(2)设计的参考轨迹，得到状态偏差所述的状态偏差满足动态方程

其中，u＝[Φ δ_e δ_c]^T；

α表示攻角，为动压，S,z_T分别表示飞行器的参考面积，弦长和推力力臂，β_i,i＝1,2,…,8,表示气动系数

m,I_yy分别为飞行器的质量和飞行器沿纵轴的转动惯量；

为G中的不确定参数取标称值时的矩阵，所述的不确定参数包括气动系数和空气密度；

Φ,δ_e,δ_c分别表示燃气比，升降舵偏角和鸭翼偏角，为系统输入，为控制量，初值为0；

(5)以步骤(3)量测的状态量和上一控制周期求取的系统输入为输入，估计步骤(4)的未知矩阵将记为的估计值；

(6)设计控制律k<0，为常数；利用该控制律得到当前控制周期的控制指令：燃气比，升降舵偏角和鸭翼偏角；根据上述控制指令对飞行器进行控制，进入下一控制周期转步骤(2)循环执行。

本发明与现有技术相比有益效果为：

(1)这里提出一种非小相位高超声速飞行器的控制方法。首先通过选择被控输出，实现了高超声速飞行器动力学的精确反馈线性化。但是内动态是非最小相位的，因此不能直接采用反馈线性化方法进行控制；并且由于存在不确定性，无法求出内动态的跟踪目标，因此难以对内动态进行跟踪控制。我们进一步通过设计自适应鲁棒控制方法，使得外动态是指数稳定的，结合动力学的特点，实现了内动态的有界性。本发明在一定程度上解决了非最小相位不确定高超声速飞行器的跟踪控制问题。

(2)本发明考虑三输入二输出(输入为燃气比Φ，升降舵偏角δ_e、鸭翼偏角δ_c；输出为速度V、高度h)的非线性高超声速飞行器动力学，通过选择被控输出，实现了动力学的精确反馈线性化。

(3)本发明使得被控对象动力学可以转化为三输入三输出的形式，通过控制律设计可以直接求取三个控制输入，避免了控制分配，简化了设计。

(4)本发明考虑带有不确定性的非线性高超声速飞行器动力学，通过设计自适应鲁棒控制方法，克服了不确定性的影响。

(5)利用高超声速飞行器作为仿真对象，设计了非最小相位高超声速飞行器的控制方法，实现了有效控制。。

附图说明

图1为本发明方法流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做详细说明，图1为本发明方法的流程框图。本发明包括如下7个步骤：

在高超声速飞行器的每个控制周期计算控制指令：燃气比Φ，升降舵偏角δ_e、鸭翼偏角δ_c，通过步骤(1)-步骤(7)实现。