[发明专利]基于耦合分析的高超声速飞行器姿态协调控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及基于耦合分析的高超声速飞行器姿态协调控制方法，属于技术领域。

背景技术

姿态控制是高超声速飞行器(HFV)飞行控制中的重要一环，其在确保HFV稳定以及实现轨迹跟踪过程中起着首要的作用。然而，由于在高超声速飞行过程中存在强烈耦合、复杂非线性、气动舵面作动幅度与发动机推力受限以及有限的负载能力等问题给高超声速飞行器的姿态控制带来极大的挑战。

近来年，在高超声速飞行器的姿态控制方面取得了众多有价值的研究成果，这些研究主要集中在三个方面。最初是基于精确数学模型的姿态控制问题研究。有学者基于最优动态逆(ODI)和扩展卡尔曼滤波器(EKF)，提出了一种非线性最优控制器用于可重复使用的运载火箭(RLV)姿态控制。也有人为X-33设计了一种基于反馈线性化的在线神经网络自适应控制律，并在其中考虑到了执行机构受限问题。然而，动态逆和反馈线性化方法严重依赖于模型的准确性，因此在模型不确定性和外部干扰等因素作用下很难保证良好的控制性能。随后,为了应对上述方法的缺陷，线性鲁棒被用于高超声速飞行器的姿态控制。虽然该方法可以有效的提高系统的鲁棒性，但是系统线性化过程可能会为高超声速飞行器系统带来较大的模型误差和不确定性。最终，为了解决存在于高超声速飞行器中的强非线性问题和未知的不确定性问题来提高飞行控制器性能，非线性鲁棒控制方法被用于高超声速飞行控制系统设计。国内外学者运用非线性鲁棒方法产生了丰富的研究成果，这些研究成果极大地推动了高超声速飞行控制技术的发展。

然而，不难发现，在上述研究成果中虽然提到了高超声速飞行器的耦合问题，但是并没有提出一个有效的方案来解决这个问题。高超声速飞行器耦合的主要问题在于变量之间复杂的相互影响，这些影响让飞行动态特性表现的尤为复杂以至于所设计的控制器通常只考虑一个或者几个变量的变化而忽略了其他变量。有些时候耦合的影响在飞行控制器设计过程中是可以忽略的，但是对于高超声速飞行器的姿态系统来说这个问题可能是致命的，因为高超声速飞行中强耦合可能会导致对姿态系统动态的错误判断，从而得到一个性能不佳甚至失效的控制器。因此，通过对姿态系统耦合影响的精确分析设计一个控制器来协调变量之间的关系是非常重要的。幸运的是近年来一些学者已经开始对协调控制进行探索性研究。就高超声速推进系统而言，分别研究了燃烧室与进气道之间、推进系统与气动力矩或结构动态之间、若干集成模块之间的相互影响作用。有学者提出一个非线性的吸气式高超声速飞行器纵向模型，这个模型可以描述俯仰通道变量与加速度或结构动力之间的惯性耦合作用。显然，前人的不懈努力使得在高超声速飞行器的耦合问题研究方面取得了重大的研究成果，然而不足之处是其耦合分析大都停留在定性分析阶段，并没有一个精确的解析表达式，耦合分析结果很难应用于控制器设计，这使得其相应的控制器对于耦合的针对性不够强。因此，研究一种新的控制技术来处理高超声速飞行器的强耦合问题是很有必要的。

发明内容

为了解决上述存在的问题，本发明公开了一种基于耦合分析的高超声速飞行器姿态协调控制方法，首先，提出一个用数学方式描述姿态变量之间耦合关系的方案，获得耦合度矩阵来表示变量之间耦合的程度，然后，基于耦合度矩阵，应用滑模方法设计了姿态协调控制器，最后，仿真结果验证了该方法的有效性。试验表明，此控制算法效果较好，有良好的应用前景，其具体技术方案如下：

基于耦合分析的高超声速飞行器姿态协调控制方法，包括如下步骤：

步骤1)，对高超声速飞行器姿态系统数学模型进行耦合分析，首先进行耦合特性分析，以定性的角度认识姿态变量之间的耦合，然后对变量之间的耦合度进行定义，最后运用采样统计方法对高超声速姿态系统中的姿态角之间、姿态角速率之间、姿态角与姿态角速率之间以及姿态角速率与控制舵面之间进行耦合度分析，得到相应的耦合度矩阵；

步骤2)，姿态协调控制器设计，分别设计了姿态角协调控制器和姿态角速率协调控制器。

所述步骤1)的具体过程包括如下步骤：

步骤1-1)，建立高超声速飞行器姿态系统数学模型；