[发明专利]一种近空间飞行器的轨迹跟踪控制方法

权利要求书

1.一种近空间飞行器的轨迹跟踪控制方法，其特征在于，包括：

步骤1.建立近空间飞行器巡航飞行阶段的六自由度十二状态非线性模型；其包括：

位置回路模型：其中：

f_p(V,P^a)＝[Vcosγcosχ,Vcosγsinχ,-Vsinγ]^T；

空速模型：其中：

航迹角回路模型：其中：

L、Y和D分别为升力、侧向力和阻力；

姿态角回路模型：其中：

角速率回路模型：其中：

diag(·)代表对角矩阵；I_xx、I_yy和I_zz分别为绕机体轴x、y和z的转动惯量；I_aero、m_aero和n_aero分别为气动舵面为零时飞行器所受的气动滚转力矩、气动俯仰力矩和气动偏航力矩；

上式中的各变量表示的含义如下：

P为飞行器空间位置，P＝[x,y,z]^T，(x,y,z)为飞行器在地面坐标系中的坐标，P^a＝[γ,χ]^T，γ为飞行器的航迹倾斜角，χ为飞行器的航迹方位角，Ω＝[α,β,μ]^T，α为飞行器的攻角，β为飞行器的侧滑角，μ为飞行器的滚转角，V为空速，ω＝[p,q,r]^T,p为期望滚转角速率，q为期望俯仰角速率，r为期望偏航角速率，M＝[l_ctrl,m_ctrl,n_ctrl]，l_ctrl、m_ctrl和n_ctrl分别为滚转、俯仰和偏航方向上的控制力矩，T为发动机推力，d_v、d_Ω和d_ω均为对应回路的复合干扰，其包括由气动变化和参数摄动引起的不确定；

步骤2.利用在线模型近似方法将所述航迹角回路模型的做近似处理；

步骤3.利用自适应干扰估计算法，获取复合干扰估计值；

步骤4.设计飞行控制器，本步骤与所述步骤3中的自适应干扰估计算法相互独立。

2.根据权利要求1所述的近空间飞行器的轨迹跟踪控制方法，其特征在于，步骤2中，利用在线模型近似方法将所述航迹角回路模型的做近似处理，将所述航迹角回路模型近似为：

是以Ω′＝[α,μ]^T为式的输入得到的滤波值，其中，为一阶滤波器的状态,为设计的滤波时间矩阵；动态建模误差，

以上，

c(μ₁)＝cos(μ₁)，c(α₁)＝cos(α₁)，s(α₁)＝sin(α₁)，s(β)＝sin(β)，s(μ₁)＝sin(μ₁)，c(β)＝cos(β)，c(γ)＝cos(γ)。

3.根据权利要求2所述的近空间飞行器的轨迹跟踪控制方法，其特征在于，步骤3中利用自适应干扰估计算法，获取的复合干扰估计值包括：

空速模型中的复合干扰估计值：

航迹角回路模型、姿态角回路模型和角速度回路模型中的复合干扰估计值

和为干扰估计值的初始值。

4.根据权利要求3所述的近空间飞行器的轨迹跟踪控制方法，其特征在于，所述步骤4中设计飞行控制器，其包括：

位置控制器：

空速控制器：

航迹控制器：

姿态角控制器：

角速率控制器：

V_d为期望的空速指令，γ_d和χ_d为期望的航迹倾斜角指令和期望的航迹方位角指令，K_p为设计的正定矩阵，为位置跟踪误差，P为飞行器空间位置，P_c为实际位置控制指令，为位置控制指令导数；T为推力，k_v＞0为设计参数，e_v为空速误差，为d_v的估计值，r_v为空速的鲁棒控制器；Ω_d′＝[α_d,μ_d]^T，α_d和μ_d分别为期望的攻角指令和期望的滚转角指令，为航迹修正跟踪误差，为设计参数，为设计的非线性阻尼项，为航迹跟踪误差，为航迹控制指令导数，为的估计值；为航迹角的鲁棒控制器，z′_Ω＝[z_α,z_μ]^T为z_Ω中两个分量，z_Ω为姿态角辅助滤波器的状态；ω_d＝[p_d,q_d,r_d]^T为期望的角速度指令，p为期望滚转角速率，q为期望俯仰角速率，r为期望偏航角速率，K_Ω＞0为设计的正定矩阵，为姿态角跟踪误差，为d_Ω的估计值，Ω_c＝[α_c,β_c,μ_c]^T为实际的姿态跟踪指令信号，为姿态角实际指令导数，r_Ω为姿态角的鲁棒控制器，为修正的航迹角误差，为航迹角辅助滤波器的状态；M＝[l_ctrl,m_ctrl,n_ctrl]，l_ctrl、m_ctrl和n_ctrl分别为滚转、俯仰和偏航方向上的控制力矩，K_ω为设计的正定矩阵，e_ω＝ω-ω_c为角速率误差，为d_ω的干扰估计值，为角速度实际指令导数，r_ω为角速率的鲁棒控制器，p_d,q_d,r_d分别为理想的滚转、俯仰和偏航角速率，α_c为实际的攻角指令、μ_c为实际的滚转角指令，β_c＝0。