考慮攻角約束的高超聲速飛行器俯仰通道姿態(tài)控制方法
【專利摘要】考慮攻角約束的高超聲速飛行器俯仰通道姿態(tài)控制方法，涉及一種高超聲速飛行器俯仰通道的姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計方法。本發(fā)明為了解決現(xiàn)有技術(shù)中飛行器姿態(tài)控制在設(shè)計時沒有考慮攻角約束的問題。本發(fā)明根據(jù)給定攻角指令αc，設(shè)計合適的控制算法，以產(chǎn)生升降舵偏指令δz使得實際攻角α漸近跟蹤攻角指令αc，使得實際攻角α始終在區(qū)間[αmin,αmax]內(nèi)變化，飛行器在飛行過程中攻角能夠漸近跟蹤給定的攻角指令，并且攻角的變化不超過允許的范圍，從而能夠保證發(fā)動機能夠正常工作和飛行任務(wù)的實現(xiàn)。本發(fā)明適用于高超聲速飛行器俯仰通道的姿態(tài)控制。
【專利說明】考慮攻角約束的高超聲速飛行器俯仰通道姿態(tài)控制方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于航空航天領(lǐng)域，具體涉及一種在設(shè)計時就充分考慮攻角約束的高超聲 速飛行器俯仰通道的姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計方法

【背景技術(shù)】
[0002] 以大于馬赫數(shù)5速度飛行的飛行器被稱為高超聲速飛行器。由于高超聲速飛行器 具有強大的軍事和民事應(yīng)用前景，世界各國正掀起一股研究和發(fā)展高超聲速飛行器的熱 潮。美、俄、英等大國都把探索與發(fā)展高超聲速技術(shù)作為航空航天領(lǐng)域的一個重要目標(biāo)，以 確保自己在未來世界舞臺上的地位。
[0003] 高超聲速飛行器采用機體-發(fā)動機一體化的升力體構(gòu)型，加之高超聲速以及飛行 速度變化范圍大的影響，使得高超聲速飛行器成為一個快時變、強耦合、強非線性的受控對 象。這就使得高超聲速飛行器控制系統(tǒng)的設(shè)計面臨著巨大的挑戰(zhàn)。
[0004] 由于高超聲速飛行器采用吸氣式超燃沖壓發(fā)動機。而研究表明，吸氣式高超聲速 飛行器推進系統(tǒng)對于攻角的變化非常敏感。一旦攻角的變化范圍超出允許范圍就會使得發(fā) 動機不能正常工作甚至熄火，從而導(dǎo)致飛行任務(wù)的失敗。因此，在進行高超聲速飛行器縱向 制導(dǎo)與控制系統(tǒng)設(shè)計的時候，必須保證攻角在允許的范圍之內(nèi)。然而，通過對現(xiàn)有技術(shù)的檢 索，目前還缺乏一種在設(shè)計時就充分考慮攻角約束的高超聲速飛行器俯仰通道姿態(tài)控制方 法。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明為了解決現(xiàn)有技術(shù)中飛行器姿態(tài)控制在設(shè)計時沒有考慮攻角約束的問題。 進而提供一種在設(shè)計時就充分考慮攻角約束的高超聲速飛行器俯仰通道姿態(tài)控制方法，使 得飛行器在飛行過程中攻角能夠漸近跟蹤給定的攻角指令，并且攻角的變化不超過允許的 范圍，從而保證發(fā)動機能夠正常工作和飛行任務(wù)的實現(xiàn)。
[0006] -種考慮攻角約束的高超聲速飛行器俯仰通道姿態(tài)控制方法的過程為：
[0007] 步驟1 :建立高超聲速飛行器縱向姿態(tài)控制系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，具體步驟如下：
[0008] α。為攻角指令，最大值為α。_，最小值為a。_ ; α為實際攻角，要求α在區(qū)間 [αmin，α _]內(nèi)；當(dāng)攻角指令α。滿足αmin〈 α彡α。_〈 α 時，定義攻角指令α。為容 許攻角指令；當(dāng)攻角初值α (0)滿足a a。_+ α。(〇)〈 α (〇)〈 α α。_+ α。(〇)時，定義 攻角初值α (〇)為容許攻角初值，其中aJO)為攻角指令初值。
[0009] 高超聲速飛行器縱向姿態(tài)控制系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型如公式（1):
[0010]

【權(quán)利要求】
1. 一種考慮攻角約束的高超聲速飛行器俯仰通道姿態(tài)控制方法，其特征在于它包括下 述步驟： 步驟1 :建立高超聲速飛行器縱向姿態(tài)控制系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，具體步驟如下： α。為攻角指令，最大值為α_χ，最小值為aOTin;a為實際攻角，要求α在區(qū)間 [amin，α _]內(nèi)；當(dāng)攻角指令α。滿足amin〈 α彡α。_〈 α 時，定義攻角指令α。為容 許攻角指令；當(dāng)攻角初值a (0)滿足a a Min+ a。(〇)〈 a (〇)〈 a a。_+ a。(〇)時，定義 攻角初值a (〇)為容許攻角初值，其中a。(〇)為攻角指令初值； 高超聲速飛行器縱向姿態(tài)控制系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型如公式（1):
(1) 其中，
(2) 其中，V，Y，a，q分別表示高超聲速飛行器的飛行速度、航跡角、實際攻角、俯仰角速 率；ma，Iz分別表示飛行器的質(zhì)量及沿體坐標(biāo)系z軸的轉(zhuǎn)動慣量；L，T，Mz分別表示飛行器的 升力、推力、俯仰力矩；S z表示飛行器的升降舵偏角；S，F(xiàn)分別表示飛行器的特征面積和特 征長度；P，g分別表示大氣密度和重力加速度；C u CT分別表示升力和推力系數(shù)；CM( α )， CM(q)分別表示與攻角和俯仰角速率的相關(guān)的俯仰力矩系數(shù)為俯仰力矩系數(shù)對于升降 舵偏角的偏導(dǎo)數(shù)4為俯仰角速率q的導(dǎo)數(shù)，?為俯實際攻角α的導(dǎo)數(shù)； 將式（1)進一步表示為嚴(yán)反饋形式，如公式（3):
(3) 式中，
(4) 式（4)中所定義的函數(shù)f\, f2, g2為光滑的函數(shù)，且g2尹0 ; 步驟2 :基于反步法設(shè)計控制算法，具體步驟如下： 步驟2. 1 :定義第一層跟蹤誤差 θ! = α - a c (5) 令 m = α a CDlin、Μ = α 眶-α ·χ ;定義--映射
(6) 由￠)式可得
(7) 其中，
Vc^. g {ηι,Μ) (8) 杰為Zi的導(dǎo)數(shù)，勻為ei的導(dǎo)數(shù)； 設(shè)計虛擬控制量I為
(9) 其中h為設(shè)計參數(shù)，則有
(10) 步驟2. 2 :定義第二層跟蹤誤差 z2 = q-qc (11) 有 ^q-qc= f2+g2S -qc (12) 4為z2的導(dǎo)數(shù)，^為q的導(dǎo)數(shù)，么為q。的導(dǎo)數(shù)； 設(shè)計升降舵偏指令\為
(13) 其中k2為設(shè)計參數(shù)，則有
(14) 步驟3 :通過檢驗式（10)和（14)組成的閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性和收斂速率，選擇控制參數(shù) 和k2，具體操作步驟如下： 定義Lyapunov函數(shù)為
(15) 其導(dǎo)數(shù)為 (16) /?為E的導(dǎo)數(shù)； 保證左為負(fù)，選擇設(shè)計參數(shù)hX)，k2>0。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種考慮攻角約束的高超聲速飛行器俯仰通道姿態(tài)控制方 法，其特征在于，步驟3的通過檢驗式（10)和（14)組成的閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性和收斂速率， 選擇控制參數(shù)&和k2的實現(xiàn)借助計算機數(shù)值仿真工具Matlab/Simulation完成。
【文檔編號】G05D1/08GK104155990SQ201410403999
【公開日】2014年11月19日 申請日期:2014年8月15日 優(yōu)先權(quán)日:2014年8月15日
【發(fā)明者】段廣仁, 侯明哲, 譚峰, 吳文娟, 章智凱 申請人:哈爾濱工業(yè)大學(xué)