[发明专利]一种近空间飞行器的轨迹跟踪控制方法

摘要

本发明提供一种针对巡航飞行阶段的近空间飞行器NSV(Near Space Vehicle)六自由度十二状态模型,设计一种鲁棒自适应轨迹跟踪控制策略。首先，提出一种全新的动态模型近似方法应用于航迹控制器的设计。其次，利用自适应技术设计一种独立于控制器的干扰估计器。然后，采用动态逆和backstepping方法相结合，分别给出位置、姿态角和角速率控制器的设计方法。其中，应用指令滤波器来避免backstepping设计中微分膨胀问题，并通过补偿项修正由立项指令不能被完全执行所引起的跟踪误差，构造鲁棒项抑制干扰估计误差对轨迹跟踪的影响。下面结合具体的实施例对本发明的上述方法进行详细说明。

主权项

1.一种近空间飞行器的轨迹跟踪控制方法，其特征在于，包括：步骤1.建立近空间飞行器巡航飞行阶段的六自由度十二状态非线性模型；其包括：位置回路模型：其中：fp(V,Pa)＝[Vcosγcosχ,Vcosγsinχ,‑Vsinγ]T；空速模型：其中：航迹角回路模型：其中：L、Y和D分别为升力、侧向力和阻力；姿态角回路模型：其中：角速率回路模型：其中：diag(·)代表对角矩阵；I_xx、I_yy和I_zz分别为绕机体轴x、y和z的转动惯量；I_aero、m_aero和n_aero分别为气动舵面为零时飞行器所受的气动滚转力矩、气动俯仰力矩和气动偏航力矩；上式中的各变量表示的含义如下：P为飞行器空间位置，P＝[x,y,z]^T，(x,y,z)为飞行器在地面坐标系中的坐标，P^a＝[γ,χ]^T，γ为飞行器的航迹倾斜角，χ为飞行器的航迹方位角，Ω＝[α,β,μ]^T，α为飞行器的攻角，β为飞行器的侧滑角，μ为飞行器的滚转角，V为空速，ω＝[p,q,r]^T,p为期望滚转角速率，q为期望俯仰角速率，r为期望偏航角速率，M＝[l_ctrl,m_ctrl,n_ctrl]，l_ctrl、m_ctrl和n_ctrl分别为滚转、俯仰和偏航方向上的控制力矩，T为发动机推力，d_v、d_Ω和d_ω均为对应回路的复合干扰，其包括由气动变化和参数摄动引起的不确定；步骤2.利用在线模型近似方法将所述航迹角回路模型的做近似处理；步骤3.利用自适应干扰估计算法，获取复合干扰估计值；步骤4.设计飞行控制器，本步骤与所述步骤3中的自适应干扰估计算法相互独立。