一種基于高增益觀測器的高超聲速飛行器非線性控制方法
【專利摘要】一種基于高增益觀測器的高超聲速飛行器非線性控制方法：確定高超聲速飛行器的動力學模型；定義高超聲速飛行器速度、高度和攻角跟蹤誤差；定義集合Σ為表征高超聲速飛行器系統(tǒng)狀態(tài)處于設(shè)定范圍內(nèi)的緊集，當所有高超聲速飛行器系統(tǒng)狀態(tài)和輸入保持在集合Σ內(nèi)，彈性模態(tài)向量有歐幾里得范數(shù)上界；設(shè)計高超聲速飛行器速度通道控制系統(tǒng)，即設(shè)計高增益觀測器對速度誤差系統(tǒng)中未知函數(shù)及擾動進行在線估計及速度通道控制器；設(shè)計高超聲速飛行器高度通道及攻角通道控制系統(tǒng)。本發(fā)明對高超聲速飛行器的建模不確定性、參數(shù)攝動以及外界未知擾動有很好的魯棒性，計算量小可調(diào)控制增益豐富，可以滿足大部分飛行情況。
【專利說明】一種基于高增益觀測器的高超聲速飛行器非線性控制方法【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種高超聲速飛行器非線性控制方法。特別是涉及一種針對一類非線性高超聲速飛行器動態(tài)模型進行控制的基于高增益觀測器的高超聲速飛行器非線性控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002]高超聲速飛行器飛行環(huán)境變化范圍大，飛行動力學特性復(fù)雜，具有極高的非線性特性。此外，氣動、推進系統(tǒng)以及熱防護結(jié)構(gòu)之間具有強耦合特性。高超聲速氣動力/氣動熱將引起機體結(jié)構(gòu)熱彈性變形與振動，機體結(jié)構(gòu)熱彈性變形與振動又會對氣動力和飛行控制系統(tǒng)產(chǎn)生嚴重影響，使得近空間高超聲速飛行器成為一個氣動/結(jié)構(gòu)/控制嚴重耦合的系統(tǒng)，給飛行器控制系統(tǒng)提出了極大的挑戰(zhàn)。
[0003]受利于超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)的發(fā)展，美國于20世紀80年代實施了國家空天飛機(NASP)計劃。歷經(jīng)10年的努力和30億美元的投入，研制出兩架水平起降單級入軌的研究機X-30。X-30采用尖頭、狹長機體、大后掠三角翼、單垂尾布局，以減少高速飛行時的阻力，機長45.7~61.0米，起飛重量113400~136000千克。雖受限于政府開支縮減，NASP計劃被迫中止，但此計劃推動了高超聲速飛行技術(shù)今后的發(fā)展。在此基礎(chǔ)上，Hyper-X計劃、美國本土投送與應(yīng)用兵力(FALCON)計劃、自由飛行大氣層超燃沖壓發(fā)動機試驗技術(shù)(FASTT)計劃、HyFly 計劃、HyTech 計劃、HySET 計劃、助推到巡航(Boost to Cruise)計劃、ScramFire計劃相繼展開。
[0004]正對高超聲速飛行器控制問題，H.J.Xu等針對反饋線性化后的模型，分別設(shè)計速度和高度的滑模面，借助符號函數(shù)迫使狀態(tài)收斂于滑模面上。對于不確定的輸入矩陣，文中說明輸入矩陣滿足參數(shù)線性化條件并采用自適應(yīng)算法在線估計矩陣中未知參數(shù)。為了避免符號函數(shù)導致的顫振問題，·文中利用小線性范圍的飽和函數(shù)代替符號函數(shù)，使控制輸入更加平滑，且證明了系統(tǒng)誤差不會超過飽和函數(shù)線性區(qū)域的邊界(期刊Journal ofGuidance, Control, and Dynamics ;著者:H.J.Xu> M.D.Mirmirrani 和 P.A.1oaanou ；出版時間:2004 年；文章題目:Adaptive Sliding Mode Control Design for a HypersonicFlight Vehicle ;頁碼:829-838)。W.E.Dixon等提出了一種連續(xù)指數(shù)收斂控制器，并能夠抑制系統(tǒng)攝動和外部擾動。在對系統(tǒng)動態(tài)方程提升一階后，原控制輸入被其一階導數(shù)替代，隨后采用標準的滑?？刂扑惴ㄒ种屏讼到y(tǒng)的不確定性，此時所設(shè)計的原控制輸入將包含符號函數(shù)的積分。此方法的優(yōu)勢在于既達到了指數(shù)穩(wěn)定的控制效果，又避免了滑?？刂茙淼恼耦潌栴}。然而，此方法需要對系統(tǒng)高階信號測量，這一般是難以實現(xiàn)的期干丨J:Journal of Guidance, Control, and Dynamics ；著者:Ζ.D.Wilcox、W.Mackunis、S.Bhat、R.Lind和W.E.Dixon ;出版時間:2010年；文章題目:Lyapunov-Based ExponentialTracking Control of a Hypersonic Aircraft with Aerothermoelastic Effects ;頁碼:1213-1224)。Serrani等人假設(shè)當被控輸出趨于穩(wěn)定時，彈性模態(tài)趨于定值，可以認為彈性模態(tài)最終態(tài)是一恒定參數(shù)?；诖思僭O(shè)，文中采用自適應(yīng)算法在線估計系統(tǒng)中的未知參數(shù)和不可測彈性模態(tài)，最后證明了控制器可以滿足輸出漸近跟蹤給定參考軌跡，并保證彈性模態(tài)穩(wěn)定。但是，當彈性模態(tài)不趨于定值時，文中所設(shè)計控制算法就無法滿足漸進跟蹤的效果，甚至從理論上難以證明系統(tǒng)的穩(wěn)定，所以文中考慮的僅是一個類鎮(zhèn)定問題(期干1J:Journal of Guidance, Control, and Dynamics ;著者:L.Fiorentin1、A.Serran1、M.A.Bolender 和 D.B.Doman ;出版時間:2009 年；文章題目:Nonlinear Robust AdaptiveControl of Flexible Air-Breathing Hypersonic Vehicles ;頁石馬:401-416)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是，提供一種對非線性函數(shù)的不確定參數(shù)具有魯棒性的一種基于高增益觀測器的高超聲速飛行器非線性控制方法。
[0006]本發(fā)明所采用的技術(shù)方案是:一種基于高增益觀測器的高超聲速飛行器非線性控制方法，包括如下步驟:
[0007]I)確定高超聲速飛行器的動力學模型；
[0008]2)定義高超聲速飛行器速度、高度和攻角跟蹤誤差；
[0009]3)定義集合Σ為表征高超聲速飛行器系統(tǒng)狀態(tài)處于設(shè)定范圍內(nèi)的緊集，當所有高超聲速飛行器系統(tǒng)狀態(tài)和輸入保持在集合Σ內(nèi)’彈性模態(tài)向量”^知吃辦為辦^/有歐幾里得范數(shù)上界；
[0010]4)設(shè)計高超聲速飛行器速度通道控制系統(tǒng)，即設(shè)計高增益觀測器對速度誤差系統(tǒng)中未知函數(shù)及擾動進行在線估計及速度通道控制器；
[0011]5)設(shè)計高超聲速飛行器高度通道及攻角通道控制系統(tǒng)，包括:
[0012](I)設(shè)計高增益觀測器對高度及攻角誤差系統(tǒng)中未知函數(shù)及擾動進行在線估計；
[0013](2)設(shè)計高超聲速飛行器高度及攻角通道控制輸入；
[0014]步驟I)所述的高超聲速飛行器動力學模型是:
[0015]mV = T cosa-D-mg sin gamma + ?ι
[0016]A= i''sin/
[0017]mVf = L + T sina-mg cosy+ d2(置)
[0018]? 二 Q-f
[0019]IrrQ^M +(Ij
[0020]% = -2c/rt/；, 一(φ?, +Nii 1 = 1,2,3
[0021]其中，m代表飛行器質(zhì)量，1?是俯仰轉(zhuǎn)動慣量，狀態(tài)變量￥(0、11(0、Y (t), a (t)及0(0 E R分別表示飛行器的速度、高度、航跡角、攻角和俯仰角速率；ω” ζ ” i=l, 2，3是
系統(tǒng)第ith個彈性模態(tài)的自然頻率和衰減系數(shù)，I?= [)7ι % % % %歷6代表結(jié)
構(gòu)彈性變形模態(tài)以及它們的一階導數(shù)；3是未知外部擾動；飛行器受力和力矩的近似表達式如下:
[0022]T = Cf (η.α)Φ + Cr (q, a) + ACr (ψ,α,η)
[0023]D = Cd (q,a) + ACd (q, a, η)
【權(quán)利要求】
1.一種基于高增益觀測器的高超聲速飛行器非線性控制方法，其特征在于，包括如下步驟: 1)確定高超聲速飛行器的動力學模型； 2)定義高超聲速飛行器速度、高度和攻角跟蹤誤差； 3)定義集合Σ為表征高超聲速飛行器系統(tǒng)狀態(tài)處于設(shè)定范圍內(nèi)的緊集，當所有高超聲速飛行器系統(tǒng)狀態(tài)和輸入保持在集合Σ內(nèi)，彈性模態(tài)向量f =有歐幾里得范數(shù)上界； 4)設(shè)計高超聲速飛行器速度通道控制系統(tǒng)，即設(shè)計高增益觀測器對速度誤差系統(tǒng)中未知函數(shù)及擾動進行在線估計及速度通道控制器； 5)設(shè)計高超聲速飛行器高度通道及攻角通道控制系統(tǒng)，包括: (O設(shè)計高增益觀測器對高度及攻角誤差系統(tǒng)中未知函數(shù)及擾動進行在線估計； (2)設(shè)計高超聲速飛行器高度及攻角通道控制輸入。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于高增益觀測器的高超聲速飛行器非線性控制方法，其特征在于，步驟I)所述的高超聲速飛行器動力學模型是:
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于高增益觀測器的高超聲速飛行器非線性控制方法，其特征在于，步驟2)所述的定義高超聲速飛行器速度、高度和攻角跟蹤誤差分別為er(t) el, eh(t) e Li和 ea(?)e I,具體是:
ev=V-Vd eh=h-hd.(4)
ea = a -a d 其中，Vd、hd和a d分別是速度、高度和攻角的參考軌跡； 考慮到后續(xù)高超聲速飛行器的控制器設(shè)計，引入虛擬狀態(tài)Yd(t)，eY(t)，acmd(t)和<W(Oel 如下:


Y1- arcsin(Arf IVd)
eY= y - y d(5)
Q cmd= Q d_e Ye a d= α _ α cmd.其中，Y (t)表示高超聲速飛行器的航跡角，a (t)表示高超聲速飛行器的攻角；所述高超聲速飛行器的速度、高度和攻角的指定參考軌跡設(shè)定為有界以及導數(shù)有界，即
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于高增益觀測器的高超聲速飛行器非線性控制方法，其特征在于，步驟4)所述的設(shè)計高超聲速飛行器速度通道控制系統(tǒng)及速度通道控制器，包括: 對^(0求一階導數(shù)，得到如下方程: 其中，乂廠士(AQ保α,咖臟-Δ?)(歹爲_rf,)|r=|,爲“錢’ Nvd, 4有界，鳥滿足

I^, A(H)H X定義為^=#,^,^,，^，^；^ , P1O)是一個正的非遞減函數(shù)； 設(shè)計高超聲速飛行器速度通道的控制輸入Φ (t)為
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于高增益觀測器的高超聲速飛行器非線性控制方法，其特征在于，步驟5)所述的設(shè)計高增益觀測器對高度及攻角誤差系統(tǒng)中未知函數(shù)及擾動進行在線估計包括: 對eh(t)進行二次求導，得到eh(t)的開環(huán)動態(tài)表達式如下:Sk=f? +Nu+ Nh+ urq(9) 其中，
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于高增益觀測器的高超聲速飛行器非線性控制方法，其特征在于，步驟5)所述的設(shè)計高超聲速飛行器高度及攻角通道控制輸入為:
【文檔編號】G05B13/04GK103592847SQ201310530708
【公開日】2014年2月19日 申請日期:2013年10月30日 優(yōu)先權(quán)日:2013年10月30日
【發(fā)明者】鮮斌, 張垚, 劉洋 申請人:天津大學