[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

说明书

本发明公开了一种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，属于航空航宇推进控制技术领域。本发明针对近空间可变翼飞行器的速度与姿态稳定跟踪控制问题，并考虑可变翼结构对建模的影响以及小翼伸缩过程的切换控制问题。由飞行器的非线性模型，得到状态方程表达式，根据速度与俯仰角的相对阶次，建立自适应控制系统的参考模型。设计的自适应控制器包括标称控制器与自适应更新模块，其中自适应更新模块自动更新控制器参数，使小翼切换前后平滑过渡。本发明可以保证闭环系统的全局稳定，并且使系统拥有良好的跟踪性能和鲁棒性能。

技术领域

本发明属于航空航宇推进控制技术领域，具体指代一种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。

背景技术

近空间飞行器所采用的推进动力是无需自带氧化剂的超声速燃烧冲压式发动机，气动布局为机体/发动机一体化设计。近空间飞行器的弹性机体与飞行推进系统之间存在很强的耦合性，飞行器模型的非线性特性十分严重，飞行过程具有快速时变性，近空间飞行器的气动特性变化剧烈，各种不确定性严重，传统的经典控制方法无法很好地满足飞行控制系统稳定性和强鲁棒性的性能要求。因此要保证飞行控制系统的实时性，鲁棒性和稳定性，对响应速度和控制精度提出了更高的要求，这极大地推动了先进的控制方法和控制理论关键技术的发展。

近空间可变翼飞行器是具有可伸缩小翼的近空间飞行器，是为了解决起飞爬升段升力不足、升阻比过小，满足飞行速度和飞行高度包络范围大的特点而设计的一种可变翼飞行器。近空间可变翼飞行器兼具近空间飞行器与可变翼飞行器的特点，可以用于高空高速飞行，可变翼的特点可以使飞行器根据不同的飞行环境和飞行状态选择伸出或是收回小翼，一般在低速飞行时伸出小翼，提高升力，在高速飞行时，收回小翼以减小阻力，减小燃油消耗。

近空间可变翼飞行器所处的飞行环境、自身复杂多变的气动特性对飞行控制系统的设计带来了很多技术上的难点。第一，飞行控制系统必须满足稳定性要求。大跨度飞行包络，严重的外界干扰，弹性形变、高温和低密度流效应等因素会严重影响系统的稳定性。第二，飞行控制系统必须满足鲁棒性要求。在高动压、高速环境下，各种外界干扰和内部参数变化要求飞行控制系统必须具有较强的鲁棒性。飞行器的所处大气环境复杂，使得飞行器异常敏感，时变性强，很容易产生基础结构失真和参数不确定性；第三，强耦合和非线性特点要求系统的协调控制。近空间可变翼飞行器多采用乘波体或升力体气动布局以保证机动飞行的大迎角姿态，采用机体/发动机一体化设计可以保证高速飞行时不解体。第四，实时性要求。在高速飞行时，飞行参数具有激烈快时变的特征，而气动舵面的控制效果反而锐减，系统反应时间加长，会出现控制延时问题。在控制器设计时要充分考虑机翼变形的实时性，控制算法的复杂度，要避免控制参数过多，提高算法的运行速度。第五，要满足约束条件。飞行控制系统在保证控制精度的同时，还要满足一些约束条件，例如执行机构的饱和约束、迎角和侧滑角约束，在爬升和再入返回段的热流约束、为保证机体结构强度而设置的动压约束和过载约束等。

滑模控制方法通过设计不连续的控制器，迫使系统产生滑动运动模态，一旦系统进行滑动模态，系统将对不确定性和干扰具有完全不变性。然而，实际系统由于切换装置不可避免地存在惯性，变结构系统在不同的控制逻辑中来回切换将导致实际滑动模态不是准确地发生在切换面上，容易引起系统的剧烈抖动，不能保证系统的鲁棒性。

增益预置控制方法在控制系统设计中的应用比较成熟并取得了一定的成果，当非线性系统变化范围较大时，采用这种方法需要设计多个平衡点，整个控制器的稳定性难以得到保证。在高超声速飞行器大迎角和高机动状态下，飞行状态呈现强非线性和高耦合性，增益预置方法无法满足性能指标的要求。

动态逆控制方法通过被控对象非线性耦合特性的准确建模，在线构成非线性耦合时变控制器，以抵消对象的非线性耦合时变特性，使系统成为伪线性系统。但是动态逆方法对建模误差敏感，且通常情况下，非线性系统精确建模非常困难，一旦建模与实际系统有差别，非线性耦合特性的对消就会有影响，导致控制性能的恶化，不能保证鲁棒性。

发明内容