[发明专利]基于惯导/飞控系统信息融合的飞行控制方法

说明书

本发明涉及一种基于惯导/飞控系统信息融合的飞行控制方法，属于信息融合控制方法领域，用于解决复杂飞行环境下迎角、侧滑角和真空速无法测量造成的飞机控制性能降低或不可控的问题。该方法首先考虑系统迎角、侧滑角和真空速不可测，引入惯性导航系统信息作为量测信息，基于动力学模型建立系统状态方程和量测方程，通过扩展卡尔曼滤波器实现迎角、侧滑角和真空速的估计；然后将飞机六自由度非线性动力学模型转化为严格反馈形式，基于反步法框架和状态估计值设计控制器；最后将控制输入返回到飞行器动力学模型中以实现跟踪控制。本发明将惯导/飞控系统信息融合和飞行控制设计有机结合，为系统部分状态不可测情况下的飞控系统设计提供了有效途径。

技术领域

本发明涉及一种飞行控制方法，特别是涉及一种基于惯导/飞控系统信息融合的飞行控制方法，属于信息融合控制方法领域。

背景技术

飞行控制系统设计是保证飞机安全飞行的重要基础，经典控制方法和智能控制方法在飞行控制系统设计中都具有广泛应用，但这些控制方法应用的前提是要求系统状态可测或可获得。然而在实际系统中，部分系统状态不易直接测量，或由于测量设备在经济上和使用性能上的限制，使得不可能实际获得系统的全部状态向量，从而影响控制性能。线性状态观测器可用于解决状态不可测问题，但其使用具有一定的局限性，且随着飞行任务和飞行环境的复杂，如要求战斗机具有高机动大迎角飞行能力等，系统呈现强非线性特性，这些基于线性状态观测器的控制器不能满足飞行任务需求。

《Augmented fixed-time observer-based continuous robust control forhypersonic vehicles with measurement noises》(J.Sun,J.Yi and Z.Pu.《IET ControlTheoryApplications》，2019年，第13卷第3期)基于超扭转控制器框架研究了带有测量噪声的高超声速飞行器连续鲁棒控制问题。在迎角可获得的条件下通过设计一种增广固定时间观测器来估计具有高频噪声的状态真实值，最后实现速度和高度的精确跟踪。然而，当飞机处于复杂飞行环境时，大气数据传感器由于易受环境影响无法准确测量迎角和侧滑角或超出传感器的测量范围，从而不能依靠传感器测量值来设计控制器。因此，必须借助不易受飞行环境影响的惯导系统来辅助得到迎角、侧滑角和真空速信息值，并将其用于控制系统的设计中。

发明内容

要解决的技术问题

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种基于惯导/飞控系统信息融合的飞行控制方法，以解决复杂飞行环境下迎角、侧滑角和真空速无法测量从而造成的飞机控制性能降低或不可控的问题。该方法首先考虑系统迎角、侧滑角和真空速不可测，引入惯导系统信息作为量测信息，基于动力学模型建立系统状态方程和量测方程，通过构建扩展卡尔曼滤波器实现对迎角、侧滑角和真空速的估计；然后将飞机六自由度非线性动力学模型转化为严格反馈形式，基于反步法框架和状态估计值设计控制器；最后将控制输入返回到飞行器动力学模型中，以实现跟踪控制。

技术方案

一种基于惯导/飞控系统信息融合的飞行控制方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：飞机的六自由度非线性动力学模型