[发明专利]高超声速机动飞行抗舵面饱和鲁棒控制方法

权利要求书

1.一种高超声速机动飞行抗舵面饱和鲁棒控制方法，其特征在于：包括以下步骤

(1)将圆球形大地假设条件下的HSV运动方程转化为用于机动飞行控制律设计的包含舵面幅值受限的仿射非线性方程，其中包括轨迹回路仿射非线性方程、姿态慢回路仿射非线性方程和姿态快回路仿射非线性方程；

(2)针对步骤(1)中所构建的HSV轨迹回路仿射非线性方程，根据机动飞行指令信号，利用反步法设计高超声速飞行轨迹回路控制律；

(3)针对步骤(1)中所构建的HSV姿态慢回路和快回路仿射非线性方程的复合干扰项，分别设计基于混合型跟踪微分器的干扰观测器对复合干扰项进行逼近；

(4)针对步骤(1)中所构建的HSV姿态快回路和慢回路两组仿射非线性方程，设计与系统同阶的抗饱和辅助控制系统；

(5)将步骤(4)中所设计的辅助控制系统变量引入到反步法中的误差变量中，应用反步法设计思想，设计考虑舵面幅值饱和的姿态控制律；

所述步骤(1)中的HSV机动飞行三组仿射非线性方程的形式如下：

A、轨迹回路仿射非线性方程

其中，P＝[χ,γ]^T为航迹控制向量，χ,γ分别为航迹方位角与航迹倾角；f_v＝[f_χ,f_γ]^T为轨迹控制回路状态量的非线性函数，g_v为轨迹回路控制增益矩阵，具体表达式如下：

其中，u_v＝[C_Lαsinσ C_Lαcosσ]^T是轨迹回路的控制向量，C_La是关于迎角α的非线性函数；为动压，S为机翼有效参考面积，m为飞行器质量，V为空速，γ为航迹倾角，R为飞行器到地心的距离，χ为航迹方位角，δ为纬度，ω_E为地球旋转角速度；

B、姿态慢回路仿射非线性方程

其中，Ω＝[α,β,σ]^T为姿态慢回路气流姿态角向量，α,β,σ分别为攻角、侧滑角和航迹滚转角；ω_c＝[p_c,q_c,r_c]^T是姿态快回路的角速率跟踪信号，p,q,r分别为滚转、俯仰和偏航角速率，p_c,q_c,r_c分别为姿态快回路的滚转、俯仰和偏航角速率的跟踪信号；d_s∈R³为姿态慢回路的复合干扰误差；f_s＝[f_α,f_β,f_σ]^T为姿态慢回路状态向量非线性函数，g_s为姿态慢回路控制增益矩阵，具体表达式如下：

其中，C_L,a为基本升力系数，C_C,β为基本侧力系数；

C、姿态快回路仿射非线性方程

其中，ω＝[p,q,r]^T为姿态快回路角速率向量；δ_c＝[δ_e,δ_a,δ_r]^T是气动舵面偏转角，δ_e,δ_a,δ_r分别为左、右副翼升降舵和方向舵的偏转角；sat(δ_c)是舵面幅值饱和之后的实际舵面偏转量，它是姿控系统的最终控制量；d_f∈R³为姿态快回路的复合干扰误差；f_f＝[f_p,f_q,f_r]^T为姿态快回路状态向量非线性函数，g_f为姿态快回路控制增益矩阵，具体表达式为：

其中，I_x,I_y,I_z分别为绕机体x,y,z轴的转动惯量；b为翼展；c为平均气动弦长；X_cg为质心与焦点之间的距离，为飞行器气动参数；为左副翼升降舵引起的偏航力矩气动参数；C_l,β,C_m,α,C_n,β表示姿态慢回路的气流姿态角引起的气动力矩参数；C_D,α表示姿态慢回路的迎角引起的气动阻力参数；C_l,p,C_l,r,C_m,q,C_n,p,C_n,r表示姿态快回路的角速率引起的气动力矩参数。