高速飞行器快速在线综合识别方法

摘要

本发明公开了一种高速飞行器快速在线综合识别方法，用于解决现有基于特征模型的高超声速飞行器鲁棒控制方法控制精度低的技术问题。技术方案是首先建立高速飞行器小扰动线性化模型，再建立高速飞行器纵向运动的定义特征状态量和特征模型，然后对高速飞行器的特征状态量进行在线快速综合识别。由于该方法以传感器可测姿态所描述的系统瞬时动力学方程为系统特征模型，对系统特征模型进行小扰动线性化，获得可用于控制的线性扰动模型，将扰动量表示为真实量与平衡点的差，并通过定义新的结构参数，将扰动模型变形为真实物理量所描述的瞬时方程，将结构参数定义为特征状态量，将瞬时方程定义为特征模型，提高了高速飞行器的控制精度。

主权项

1.一种高速飞行器快速在线综合识别方法，其特征在于包括以下步骤：步骤一、将高速飞行器视为刚体，其纵向运动模型是分离长短周期运动，并采用小扰动线性化的方法来获取短时姿态低阶扰动模型；若取弹道某点V₀,θ₀，h₀处的线性化参考点为α₀及其配平舵偏δ_z0，俯仰角速度则高速飞行器小扰动线性化模型是$\left.\begin{array}{c}\stackrel{·}{\alpha }={\omega }_z\\ {\stackrel{·}{\omega }}_z=a_{\mathrm{pd}1}{\omega }_z+a_{\mathrm{pd}2}(\alpha -{\alpha }_0)+b_{\mathrm{pd}}({\delta }_z-{\delta }_{z0})\end{array}\right\}---\left(2\right)$式中，为阻尼力矩所产生的角加速度对角速度的导数；为稳定力矩所产生的角加速度对扰动攻角的导数，代表单位扰动攻角产生角加速度的能力；为操纵力矩所对应的角加速度对扰动舵偏的导数，代表单位扰动舵偏产生角加速度的能力；步骤二、建立高速飞行器纵向运动的特征状态量为$\left.\begin{array}{c}{a}_{p2}=a_{\mathrm{pd}2}(1-{\alpha }_0/\alpha )\\ b_p=b_{\mathrm{pd}}(1-{\delta }_{z0}/{\delta }_z)\end{array}\right\}---\left(3\right)$式中，a_p2是稳定力矩与实际攻角的比值，代表单位实际攻角产生角加速度的能力；b_p是操纵力矩与实际舵偏的比值，代表单位实际舵偏产生角加速度的能力；基于式（2）和式（3），得到高速飞行器纵向运动的特征模型为$\left.\begin{array}{c}\stackrel{·}{\alpha }={\omega }_z\\ {\stackrel{·}{\omega }}_z=a_{\mathrm{pd}1}{\omega }_z+a_{p2}\alpha +b_p{\delta }_z\end{array}\right\}---\left(4\right)$步骤三、特征状态量在线快速综合识别步骤为：（a）采集传感器数据，即飞行姿态矢量舵偏矢量飞行弹道状态矢量Γ=[Q，V，H]^T；（b）用采集的传感器数据，按照下式计算a_pd1，${\hat{a}}_{\mathrm{pd}1}={\hat{k}}_{z}Q{\mathrm{SL}}^2/J_{z}V---\left(5\right)$式中，是阻尼力矩系数的近似值，根据气动阻尼特性将其拟合为可测物理量的函数用于在线计算，或者根据的变化范围选择为随某可测状态分段变化的常值；对于欠阻尼受控对象，作定常处理；（c）计算配平系数μ=-a_p2/b_p；在采样周期足够小的情况下，假设参数a_p2，b_p变化可忽略不计，配平系数估算式为$\hat{\mu }=\frac{(x_4-{\hat{a}}_1{x}_3)u_1-(x_3-{\hat{a}}_1{x}_2)u_2}{(x_4-{\hat{a}}_1{x}_2)x_1-(x_3-{\hat{a}}_1{x}_2)x_2}---\left(6\right)$（d）用配平系数估值来计算特征状态量$\left.\begin{array}{c}{\hat{a}}_{p2}=\frac{x_3-{\hat{a}}_1{x}_2}{x_1-u_1/\hat{\mu }}\\ {\hat{b}}_p=-\frac{{\hat{a}}_{p2}}{\hat{\mu }}\end{array}\right\}---\left(7\right).$