[发明专利]飞行控制律的设计方法及装置

说明书

本发明属于自动控制技术领域，具体涉及一种飞行控制律的设计方法及装置。旨在解决现有技术无法证明在飞行包线内非典型工作点的控制律参数的稳定性的问题，本发明提供了一种飞行控制律的设计方法，包括计算预先构建的飞行器数学模型的目标系统；求解多个目标系统的映射函数，根据映射函数计算飞行器数学模型的估计参数；根据估计参数更新飞行器数学模型。本发明的技术方案能够很好地解决大包线飞行器飞行过程中的不确定性问题。

技术领域

本发明属于自动控制技术领域，具体涉及一种飞行控制律的设计方法及装置。

背景技术

随着飞行器任务使命范围不断拓展，其飞行包线越来越大。通常飞行器在大气层内(2万米内)以及大气层边缘临近空间飞行(2万米到10万米)，其飞行速度的范围位于高亚音速到5马赫以上的高超音速之间，飞行速度变化较大，飞行器的动力学特性变化也较大，因此在其飞行过程中，飞行器的性能参数，如结构弹性等不能忽略，而飞行控制律的设计对飞行器的性能参数有重大影响。飞行器的控制律设计方法是为了满足飞行器在包线内不同的典型工作点均可以保证飞行器的飞行品质要求，以及飞行器在时域和频域上都能达到趋于理想的性能指标。

现有技术采用增益调参的方法对飞行控制律进行设计，通过在典型工作点进行模型线性化，针对线性模型开展控制律设计，获取控制律参数，实际工作时在非典型工作点采用参数差值的方法进行控制律参数实现。现有技术的方法是通过将典型工作点进行模型线性化，但是无法获得在飞行包线内其他工作点的稳定性证明，即，无法证明除典型工作点以外的点的控制律的参数实现。

因此，如何提出一种解决上述问题的方案是本领域技术人员目前需要解决的问题。

发明内容

为了解决现有技术中的上述问题，即为了解决现有技术无法证明在飞行包线内非典型工作点的控制律参数的稳定性的问题，本发明提供了一种飞行控制律的设计方法，所述方法包括：

计算预先构建的飞行器数学模型的目标系统；

求解所述多个目标系统的映射函数，根据所述映射函数计算所述飞行器数学模型的估计参数；

根据所述估计参数更新所述飞行器数学模型。

在上述方法的优选技术方案中，所述映射函数的公式如下所示：

其中，其中，π(ξ)表示浸入映射，υ(ξ)表示参数化函数，ξ表示目标系统的状态变量，a(ξ)表示目标系统。

在上述方法的优选技术方案中，构建所述飞行器数学模型的方法如下公式所示：

其中，x＝[V,γ,h,α,Q,η₁,η₂,η₃],V,γ,h,α,Q分别表示速度、航迹倾角、高度、迎角、俯仰角速率；6个弹性体状态η_i,分别表示前三阶弹性模态及其微分，ω_i为弹性模态的自然频率，ξ_i为阻尼比，m,g,I_yy分别表示质量、重力加速度和绕Y轴的转动惯量；L,D,T,M,N_i分别表示升力、阻力、推力、俯仰力矩和广义弹性力。

在上述方法的优选技术方案中，所述目标系统为多个，所述目标系统包括一维目标系统、二维目标系统以及n-1维目标系统，所述一维目标系统表示为二维目标系统表示为n-1维目标系统表示为k₁＞0,k₂＞0,…,k_n-1＞0，其中n为大于3 的正整数，k₁、k₂、k_n-1、a均表示系数。

在上述方法的优选技术方案中，所述方法还包括计算所述飞行器数学模型的不变流形，计算方法如下公式所示：