一种基于非线性信息的时标分离飞行器弹性体控制方法

标题：一种基于非线性信息的时标分离飞行器弹性体控制方法

摘要：本发明公开了一种基于非线性信息的时标分离飞行器弹性体控制策略，属于飞行器控制领域，特别适用于高超声速飞行器弹性体，用于解决现有弹性高超声速飞行器无法实现刚柔模态分离控制的问题。该方法首先对高超声速飞行器弹性体动力学模型进行动力学分析，明确刚柔模态的耦合形式；其次采用奇异摄动理论对模型进行快慢时标分解，使动力学模型中的刚性模态与弹性模态分开；接着针对表征系统刚性模态的慢变时标部分设计基于非线性信息的控制策略，将模型分解以后得到的非线性项直接代入控制器中；针对表征系统弹性模态的快变时标部分设计滑模控制策略；最后将两种控制输入合二为一作为总体舵偏实现飞行器刚柔模态的有效控制。

申请号：CN201810124039.2

申请日：2018/2/7

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1.一种基于非线性信息的时标分离飞行器弹性体控制方法，其特征在于，包括：
步骤一、构建所述飞行器弹性体动力学模型：
其中，
在上式中，V表示速度，γ表示航迹倾角，h表示高度，α表示攻角，q表示俯仰角速度，δ
e
是舵偏角，且δ
e
＝δ
es
+δ
ef
，δ
es
为慢变时标控制输入，δ
ef
为快变时标控制输入，Φ为节流阀开度，η为弹性模态；
表示动压，
C
T
均为气动参数，
表示平均气动弦长，S表示气动参考面积，z
T
为推力力矩；T、D、L和M
yy
分别代表推力、阻力、升力和俯仰转动力矩；m、I
yy
分别代表质量、俯仰轴的转动惯量，N
(·)
为模态参数，N为广义力，ζ为阻尼比率，ω为自然频率；
步骤二、获取飞行器高度指令，根据奇异摄动理论，将所述飞行器舵偏输入分成慢变子系统舵偏控制输入及快变子系统舵偏控制输入，同时针对所述快变子系统舵偏控制输入，设定滑模控制函数，并由此确定其输入；对所述慢变子系统舵偏控制输入，设计基于非线性信息的控制策略，具体包括：
定义高度跟踪误差e
h
＝h-h
d
，设计航迹角指令γ
d
：
式中，h
d
为获取的飞行器高度指令，
为高度指令的一阶微分，k
h
>0，k
i
>0为待优化的输入值；考虑巡航段航迹角变化小，航迹角指令的一阶微分
取为零；
取x
1
＝γ，x
2
＝θ，x
3
＝q，θ＝α+γ代表俯仰角；将式(3)～(5)写成如下形式：
其中，
定义：
ρσ＝η，ρB
6
＝β
1
，则式(12)、(14)、(6)变形为：
令ρ＝0，则式(15)、(16)、(17)变为如下形式：
其中，‘s’代表慢变子系统；
由式(20)知
将式(21)代入式(19)，则式(18)、(13)、(19)变为如下形式：
推力项与攻角的正弦值乘积相对于升力项非常小，在此忽略，将式(22)、(24)展开得
其中，
其中，
X
s
＝[x
1s
, x
2s
, x
3s
]
T
；
定义：ψ
1
＝σ-σ
s
，
则式(6)转化为：
将式(21)代入式(28)，得：
式(29)、(30)写为：
其中，ψ＝[ψ
1
, ψ
2
]
T
，
定义e
1
＝x
1s
-x
1d
，x
1d
＝γ
d
，误差微分形式为
设计虚拟控制量
式中，k
1
为待优化的设计输入，为正常数，设计一阶滤波器1：
式中，ε
1
为待优化的设计输入，为正常数，定义俯仰角跟踪误差为：
e
2
＝x
2s
-x
2c
(37)
其微分为
设计虚拟控制量
式中，k
2
为待优化的设计输入，为正常数，设计一阶滤波器2：
式中，ε
3
为待优化的设计输入，为正常数，定义俯仰角速度跟踪误差：
e
3
＝x
3s
-x
3c
(41)
其微分为
设计慢变时标舵偏控制律
式中，k
3
为待优化的设计输入，为正常数；
步骤三、确定系统舵偏控制输入为慢变子系统舵偏控制输入及快变子系统舵偏控制输入之和；
步骤四、获取飞行器速度指令，并由此定义速度跟踪误差，确定节流阀开度；
步骤五、根据得到的舵偏角δ
e
和节流阀开度Φ，返回到高超声速飞行器的动力学模型公式(1)～(6)，对高度、弹性模态、速度进行控制，所述控制包括调整待优化的输入值，使所述高度接近所述获取的飞行器高度指令、速度接近所述获取的飞行器速度指令以及弹性模态趋于稳定。

专利类型：发明申请