[发明专利]面向攻角跟踪的高超声速飞行器非对称输出受限控制方法

权利要求书

1.一种面向攻角跟踪的高超声速飞行器非对称输出受限控制方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：考虑高超声速飞行器纵向通道动力学模型：

其中，表示推力，表示升力，表示阻力，表示俯仰力矩；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表示升降舵偏角，Φ表示节流阀开度；表示动压，ρ表示空气密度，表示平均气动弦长，S表示气动参考面积；m、I_yy和g代表质量、俯仰轴的转动惯量以及重力加速度，均为气动参数；

步骤2：取x₁＝α，x₂＝q；可将式(4)-(5)写成如下严格反馈形式：

其中，f_i,i＝1,2为未知非线性函数，g₂为已知非线性函数，考虑攻角跟踪任务，定义攻角参考信号x_1d；

步骤3：第1步：定义攻角跟踪误差为：

e₁＝x₁-x_1d (7)

构造非对称障碍李雅普诺夫函数：

其中k_b>0为误差e₁的上界，-k_a<0为误差e₁的下界，均由设计者给出；

定义设计俯仰角速率虚拟控制量为：

其中，为神经网络最优权值的估计值向量，θ_f1为根据神经网络基函数得到的向量，为有界不确定性上界的估计值，k₁>0、均由设计者给定；

令x_2c通过式(10)所示的滤波器以获得信号x_2d及

其中，ν₂＝x_2d-x_2c，τ₂>0、ρ₂>0及δ_m2>0均由设计者给出，为上界的估计值；

定义建模误差：

其中由式(12)所示的平行估计模型得到：

其中，β₁>0由设计者给出；

设计神经网络权重更新律如下：

其中，γ₁>0，γ_z1>0及δ_f1>0由设计者给出；

设计自适应律如下：

其中，λ₁>0及δ_ψ1>0由设计者给出；

第2步：定义俯仰角速率跟踪误差为：

e₂＝x₂-x_2d (15)

设计升降舵偏角为：

其中，为神经网络最优权值的估计值向量，θ_f2为根据神经网络基函数得到的向量，为有界不确定性上界的估计值，k₂>0由设计者给定；

定义建模误差：

其中由式(18)所示的平行估计模型得到：

其中，β₂>0由设计者给出；

设计神经网络权重更新律如下：

其中，γ₂>0，γ_z2>0及δ_f2>0由设计者给出；

设计自适应律如下：

其中，λ₂>0及δ_ψ2>0由设计者给出；

步骤4：定义速度跟踪误差为：

其中，V_d为速度参考指令；

设计节流阀开度Φ为：

其中，k_pV>0、k_iV>0和k_dV>0由设计者给定；

步骤5：根据得到的升降舵偏角δ_e和速度子系统的节流阀开度Φ，返回到飞行器动力学模型(1)-(5)，对攻角和速度进行跟踪控制。