考慮攻角約束的高超聲速飛行器俯仰通道姿態控制方法
【專利摘要】考慮攻角約束的高超聲速飛行器俯仰通道姿態控制方法，涉及一種高超聲速飛行器俯仰通道的姿態控制系統設計方法。本發明為了解決現有技術中飛行器姿態控制在設計時沒有考慮攻角約束的問題。本發明根據給定攻角指令αc，設計合適的控制算法，以產生升降舵偏指令δz使得實際攻角α漸近跟蹤攻角指令αc，使得實際攻角α始終在區間[αmin,αmax]內變化，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，從而能夠保證發動機能夠正常工作和飛行任務的實現。本發明適用于高超聲速飛行器俯仰通道的姿態控制。
【專利說明】考慮攻角約束的高超聲速飛行器俯仰通道姿態控制方法
【技術領域】
[0001] 本發明屬于航空航天領域，具體涉及一種在設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控制系統設計方法
【背景技術】
[0002] 以大于馬赫數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用前景，世界各國正掀起一股研究和發展高超聲速飛行器的熱 潮。美、俄、英等大國都把探索與發展高超聲速技術作為航空航天領域的一個重要目標，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-發動機一體化的升力體構型，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的設計面臨著巨大的挑戰。
[0004] 由于高超聲速飛行器采用吸氣式超燃沖壓發動機。而研究表明，吸氣式高超聲速 飛行器推進系統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 動機不能正常工作甚至熄火，從而導致飛行任務的失敗。因此，在進行高超聲速飛行器縱向 制導與控制系統設計的時候，必須保證攻角在允許的范圍之內。然而，通過對現有技術的檢 索，目前還缺乏一種在設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控制方 法。
【發明內容】
[0005] 本發明為了解決現有技術中飛行器姿態控制在設計時沒有考慮攻角約束的問題。 進而提供一種在設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，從而保證發動機能夠正常工作和飛行任務的實現。
[0006] -種考慮攻角約束的高超聲速飛行器俯仰通道姿態控制方法的過程為：
[0007] 步驟1 :建立高超聲速飛行器縱向姿態控制系統的數學模型，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在區間 [αmin，α _]內；當攻角指令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控制系統的數學模型如公式（1):
[0010]
【權利要求】
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控制系統的數學模型，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在區間 [amin，α _]內；當攻角指令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控制系統的數學模型如公式（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量及沿體坐標系z軸的轉動慣量；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；CM( α )， CM(q)分別表示與攻角和俯仰角速率的相關的俯仰力矩系數為俯仰力矩系數對于升降 舵偏角的偏導數4為俯仰角速率q的導數，?為俯實際攻角α的導數； 將式（1)進一步表示為嚴反饋形式，如公式（3):
(3) 式中，
(4) 式（4)中所定義的函數f\, f2, g2為光滑的函數，且g2尹0 ; 步驟2 :基于反步法設計控制算法，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的導數，勻為ei的導數； 設計虛擬控制量I為
(9) 其中h為設計參數，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的導數，^為q的導數，么為q。的導數； 設計升降舵偏指令\為
(13) 其中k2為設計參數，則有
(14) 步驟3 :通過檢驗式（10)和（14)組成的閉環系統的穩定性和收斂速率，選擇控制參數 和k2，具體操作步驟如下： 定義Lyapunov函數為
(15) 其導數為 (16) /?為E的導數； 保證左為負，選擇設計參數hX)，k2>0。
2.根據權利要求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)組成的閉環系統的穩定性和收斂速率， 選擇控制參數&和k2的實現借助計算機數值仿真工具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 優先權日:2014年8月15日
【發明者】段廣仁, 侯明哲, 譚峰, 吳文娟, 章智凱 申請人:哈爾濱工業大學