[发明专利]一种高机动飞机气动参数摄动的自适应补偿控制方法

说明书

本发明涉及一种高机动飞机气动参数摄动的自适应补偿控制方法，属于飞行控制技术领域，解决了现有技术中没有针对高机动飞机气动参数摄动的补偿方法，存在无法自动修复高机动飞机的气动参数摄动、飞行稳定性差的问题。通过获取高机动飞机的实际姿态角和滤波后的期望姿态角，得到姿态角误差，并结合滤波后的期望姿态角，进行反步动态逆控制处理，获得参考角速度；获取高机动飞机的实际角速度，与滤波后的参考角速度做差，得到角速度误差，对气动参数摄动进行自适应摄动估计，并结合角速度误差和滤波后的参考角速度，对高机动飞机进行自适应摄动补偿控制，对气动参数摄动进行修复。实现了对高机动飞机气动参数摄动的补偿控制，保持稳定飞行。

技术领域

本发明涉及飞行控制技术领域，尤其涉及一种高机动飞机气动参数摄动的自适应补偿控制方法。

背景技术

高机动飞机结构损伤会引起气动参数变化，进而影响系统的静稳定性和控制精度。高机动飞机在大迎角区域做机动时，飞机的气动力具有明显的非线性和非定常性，对正常式布局飞机，气流以大迎角流过飞机头部和具有大后掠角的边条翼时会产生旋涡绕流结构，机翼上的气流则从表面发生分离，旋涡区和分离区气流的相互作用，产生了很大的非线性非定常空气动力载荷，即摄动，进而影响高机动飞机的静稳定性和控制精度。因此需研究大迎角高机动条件下的空气动力学特性，设计相应的补偿控制方案。

现有技术主要针对高机动飞机无气动参数摄动条件下的标称控制技术，或一般动态系统、流程控制系统的摄动补偿技术进行研究。例如，现存前沿飞行操纵方法提出了解决经典控制论问题的方案，针对大包线、全空域、全速域、急转弯等严格需求工况，科学家们设计了自适应动态逆方法，加入被观测器估计得到的状态和输入参数以抵消实际系统的不确定状态和输入，还加入了根据期望指令实时改变比例控制参数的自适应律，使算法结构简单且适应各种高机动模式；针对偏航舵、升降舵、副翼等机械舵面输入饱和问题，工程师提出了额外调控方法，用B样条逼近突变饱和的式子，再用方向控制推进装置即喷工质舵调节器建立硬件结构舵操纵回路里的虚飞控算子，使机械舵在舵偏角很小的情况下依然能实现高机动姿控；针对干扰条件下的鲁棒稳定问题，科学家设计了估计算法有源自动修复的想法，制造额外的估计回路和算法，对大幅值低频连续特征或小幅值高频离散特征的多干扰采取平行估计策略，继而让多个干扰观测值导进综控机重构操控软件，抵消干扰危害，实时自愈合飞机。然而，上述方法都没考虑参数摄动情况，更没有针对高机动飞机气动参数摄动设计专门的补偿方法。现有摄动补偿控制算法则更多聚焦于通用动态系统。例如，采用博弈论思想解决互联系统摄动补偿问题；采用分段李雅普诺夫方法证明带摄动的分段线性系统的全局稳定性；用摄动与输入函数的位置关系将摄动划分为乘性摄动和加性摄动，并用经典鲁棒方法直接被动修复加性摄动；针对多输入多输出系统中的单通道摄动，用另一无摄动通道错位补偿单摄动对整体系统的影响，这些都是理论上常见的补偿方法。而现有针对工业工程现场偏应用的补偿方法也很多，例如，针对磨矿机执行机构摄动，为保障矿物颗粒粒径分布吻合期望随机分布函数，须首先建立非高斯随机分布系统和摄动模型，进而设计随机容错控制器修复执行器故障。

综上，目前的现有技术中没有针对高机动飞机气动参数摄动的补偿方法，存在无法自动修复高机动飞机的气动参数摄动、飞行稳定性差等缺陷。

发明内容

鉴于上述的分析，本发明实施例旨在提供一种高机动飞机气动参数摄动的自适应补偿控制方法，用以解决现有技术中存在的无法自动修复高机动飞机的气动参数摄动、飞行稳定性差的问题。

本发明的目的主要是通过以下技术方案实现的：

本发明实施例提供了一种高机动飞机气动参数摄动的自适应补偿控制方法，包括如下步骤：

获取高机动飞机的实际姿态角和滤波后的期望姿态角，得到姿态角误差；

基于所述滤波后的期望姿态角的导数和姿态角误差，进行反步动态逆控制处理，获得参考角速度；

获取高机动飞机的实际角速度，与滤波后的参考角速度做差，得到角速度误差；