[发明专利]近空间可变翼飞行器自适应小翼切换控制系统及工作方法

权利要求书

1.一种可变翼高超声速飞行器自适应控制系统，其用于生成近空间可变翼飞行器的控制输入量u(t)，以保证近空间可变翼飞行器飞行速度V、飞行俯仰角θ能快速跟踪到输入的飞行速度参考值V_r、飞行俯仰角参考值θ_r；其特征在于，该控制系统包括：参考模型、标称控制器和自适应更新模块；其中，

参考模型，根据模型阶次，设计一阶、二阶参考模型：

式中，Δy_m(t)＝[ΔV_m,Δθ_m]^T为参考模型输出，Δr(t)为参考模型输入，W_m(s)为参考模型的传递函数，为关联矩阵，p₁,p₂,p₃为配置的稳定极点；

标称控制器，其形式如下：

其中，为标称控制器参数，

为高频增益矩阵；

标称控制器的作用下得到飞行器的输出Δy(t)＝G(s)Δu(t)，此时的输出Δy(t)能跟踪上述参考模型输出Δy_m(t)；

自适应更新模块，其形式如下：

式中，K₂为自适应更新参数，其为标称控制器参数的趋近律，K₂选取的值为更新初值，自适应更新函数表达式如下：

误差更新函数为：

其中，定义一些辅助变量：

为估计误差，

为自适应更新函数中间变量，

为误差更新函数中间变量，

为归一化函数，

ω(t)＝[ΔV(t),Δγ(t),Δα(t),Δq(t),Δθ(t),ΔV_c(t),Δθ_c(t)]^T为新的状态量函数，

S_P∈R^M×M,为自适应增益矩阵；

自适应更新模块自动更新控制量Δu(t)，得到飞行器的输出Δy(t)＝G(s)Δu(t)，此时的输出Δy(t)能精确跟踪参考模型输出Δy_m(t)；ΔV(t)为速度增量，Δγ(t)为航迹角增量，Δα(t)为迎角增量，Δq(t)为俯仰角速率增量，Δθ(t)为俯仰角增量，ΔV_c(t)为速度指令信号，Δθ_c(t)为俯仰角指令信号。

2.根据权利要求1所述的可变翼高超声速飞行器自适应控制系统，其特征在于，所述的参考模型的传递函数

为一阶和二阶环节组成，p₁,p₂,p₃为配置的稳定极点；速度的相对阶次是一阶，所以选择一阶惯性环节；俯仰角的相对阶次是二阶，所以选择二阶惯性环节。

3.根据权利要求1所述的可变翼高超声速飞行器自适应控制系统，其特征在于，所述的标称控制器和自适应更新模块的参数：

其中，Δδ_e(t)为升降舵增量，Δβ_c(t)为油门百分比增量，β_c为可变翼高超声速飞行器的发动机节流阀调定值，δ_e为可变翼高超声速飞行器的升降舵偏转值。

4.根据权利要求1所述的可变翼高超声速飞行器自适应控制系统，其特征在于，所述的近空间可变翼飞行器的控制输入量u(t)＝Δu(t)+u^*，其中(x^*,u^*)为线性化的平衡点。

5.一种可变翼高超声速飞行器自适应控制系统的工作方法，基于上述权利要求1所述的系统，其特征在于，包括步骤如下：

1)将近空间飞行器非线性模型线性化得到状态方程表达式如下：

Δy＝CΔx

式中，Δu(t)＝[Δδ_e(t)，Δβ_c(t)]^T，Δy(t)＝[ΔV(t)，Δθ(t)]^T，

Δx(t)＝[ΔV(t)，Δγ(t)，Δα(t)，Δq(t)，Δθ(t)]^T；

2)根据速度与俯仰角的相对阶次，选择参考模型如下：

Δy_m(t)＝diag[1/(s+p₁),1/(s+p₂)(s+p₃)]Δr(t)

选择速度与俯仰角指令作为参考模型输入Δr(t)＝[ΔV_c,Δθ_c]^T，得到参考模型输出Δy_m(t)＝[ΔV_m,Δθ_m]^T；

3)将标称控制器输出加上线性化平衡状态值u^*，即u＝Δu+u^*输入到飞行器非线性模型，得到飞行器输出Δy(t)，使其跟踪Δy_m(t)；

4)在标称控制器作为初始输入基础之上加入自适应更新模块，得到自适应控制器即将u＝Δu+u^*输入到飞行器非线性模型；飞行器的小翼在25秒之后缓慢伸出，30秒时完全伸出，自适应更新模块在小翼伸出时更新参数，保证对速度与俯仰角的稳定跟踪。