[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

说明书

本发明涉及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，通过模型变换将攻角视为系统输出，基于非对称障碍李雅普诺夫函数设计输出受限控制律，将跟踪误差非对称约束信息引入控制律，保证误差被限制在预设的非对称区间内。考虑系统存在不确定性，本方法在控制器设计中，加入复合学习神经网络对未知非线性函数进行估计。针对速度子系统设计PID控制器实现速度跟踪。

技术领域

本发明涉及一种飞行器控制方法，特别是涉及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，属于飞行控制领域。

背景技术

高超声速飞行器具有飞行速度快、突防能力强的特点，在民用方面可用于洲际快速运输，因而得到世界各国的广泛关注。吸气式高超声速飞行器多以超燃冲压发动机提供动力，而超燃冲压发动机的正常进气对飞行器攻角跟踪精度要求苛刻，且攻角为负值时由于机体遮挡发动机进气量将大幅降低导致推力下降，因此需保证攻角在跟踪给定指令时误差幅值不超出给定范围。已有研究针对高超声速飞行器控制多将攻角视为状态量针对高度跟踪设计控制器并引入攻角约束，较少针对攻角作为系统输出直接跟踪给定指令的情形进行研究，且未在此情形下考虑由超燃冲压发动机进气需求导致的非对称攻角约束。

《Two controller designs of hypersonic flight vehicle under actuatordynamics and AOA constraint》(Yuyan Guo,Bin Xu,Xiaoxiang Hu,Xiangwei Bu,YuZhang,Aerospace Science and Technology,2018,80:11-19)一文将高超声速飞行器攻角视为系统输出研究了攻角跟踪控制，并设计了预设性能控制器限制跟踪误差，但在设计预设性能函数时仅考虑了对称情形，未在负攻角情形下考虑更严格的跟踪误差约束。

发明内容

要解决的技术问题

为了解决攻角跟踪情形下超燃冲压发动机对跟踪误差精度要求高且负攻角情形下要求更严格的问题，本发明提出了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。本方法通过模型变换将攻角视为系统输出，基于非对称障碍李雅普诺夫函数设计输出受限控制律，将跟踪误差非对称约束信息引入控制律，保证误差被限制在预设的非对称区间内。考虑系统存在不确定性，本方法在控制器设计中，加入复合学习神经网络对未知非线性函数进行估计。针对速度子系统设计PID控制器实现速度跟踪。

技术方案

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：