一种非最小相位高超声速飞行器控制方法

摘要

一种非最小相位高超声速飞行器控制方法，步骤如下：(1)选择航迹角γ和俯仰角速度Q作为被控输出，设计被控输出高度h，速度V，俯仰角速度Q的参考轨迹；(2)设计航迹角γ的参考轨迹；(3)在当前控制周期的初始时刻，通过量测得到高超声速飞行器的状态量：速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q，攻角α，高度h；(4)得到状态偏差所述的状态偏差满足动态方程(5)估计步骤(4)的未知矩阵；(6)设计控制律k<0，为常数；利用该控制律得到当前控制周期的控制指令；根据上述控制指令对飞行器进行控制，进入下一控制周期转步骤(2)循环执行。

主权项

一种非最小相位高超声速飞行器控制方法，其特征在于步骤如下：(1)选择航迹角γ和俯仰角速度Q作为被控输出，根据高超声速飞行器在巡航飞行阶段航迹角γ和俯仰角速度Q最终状态为0，设计被控输出高度h，速度V，俯仰角速度Q的参考轨迹；(2)根据步骤(1)设计的参考轨迹，设计航迹角γ的参考轨迹；(3)在当前控制周期的初始时刻，通过量测得到高超声速飞行器的状态量：速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q，攻角α，高度h；(4)以步骤(3)给出量测得到的状态量速度V，航迹角γ，俯仰角速度Q分别对应减去步骤(1)(2)设计的参考轨迹，得到状态偏差所述的状态偏差满足动态方程其中，$G=\left[\begin{array}{ccc}{g}_V^1& g_V^2& g_V^3\\ g_{\gamma }^1& g_{\gamma }^2& g_{\gamma }^3\\ g_Q^1& g_Q^2& g_Q^3\end{array}\right],$u＝[Φ δ_e δ_c]^T；$g_V^1=\frac{1}{m}({\beta }_1{\alpha }^3+{\beta }_3{\alpha }^2+{\beta }_5\alpha +{\beta }_7)\cos \alpha ,g_V^2=-\frac{1}{m}\bar{q}{\mathrm{SC}}_D^{{\delta }_e},g_V^3=-\frac{1}{m}\bar{q}{\mathrm{SC}}_D^{{\delta }_c}$$g_{\gamma }^1=\frac{1}{\mathrm{mV}}({\beta }_1{\alpha }^3+{\beta }_3{\alpha }^2+{\beta }_5\alpha +{\beta }_7)\sin \alpha ,g_{\gamma }^2=\frac{1}{\mathrm{mV}}\bar{q}{\mathrm{SC}}_L^{{\delta }_e},g_{\gamma }^3=\frac{1}{\mathrm{mV}}\bar{q}{\mathrm{SC}}_L^{{\delta }_c}$$g_Q^1=\frac{z_T}{I_{\mathrm{yy}}}({\beta }_1{\alpha }^3+{\beta }_3{\alpha }^2+{\beta }_5\alpha +{\beta }_7),g_Q^2=\frac{1}{I_{\mathrm{yy}}}\bar{q}S\bar{c}{C}_e,g_Q^3=\frac{1}{I_{\mathrm{yy}}}\bar{q}S\bar{c}{C}_c$α表示攻角，为动压，S,z_T分别表示飞行器的参考面积，弦长和推力力臂，β_i,i＝1,2,…,8,j＝L、D、M,α,k＝0,α,α²,δ_e,δ_c,C_e,C_c表示气动系数。m,I_yy分别为飞行器的质量和飞行器沿纵轴的转动惯量；为G中的不确定参数取标称值时的矩阵，所述的不确定参数包括气动系数和空气密度；Φ,δ_e,δ_c分别表示燃气比，升降舵偏角和鸭翼偏角，为系统输入，为控制量，初值为0；(5)以步骤(3)量测的状态量和上一控制周期求取的系统输入为输入，估计步骤(4)的未知矩阵将记为的估计值；(6)设计控制律k<0，为常数；利用该控制律得到当前控制周期的控制指令：燃气比，升降舵偏角和鸭翼偏角；根据上述控制指令对飞行器进行控制，进入下一控制周期转步骤(2)循环执行。