[发明专利]基于加权递推滤波算法的高超声速飞行器鲁棒控制方法

权利要求书

1.一种基于加权递推滤波算法的高超声速飞行器鲁棒控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1)基于高超声速飞行器获取再入目标任务；

(2)通过飞行器自身的制导算法，得到符合目标任务的制导指令；

(3)姿态角控制器接收到制导指令之后，通过内部控制器进行计算，结合当前飞行器的姿态角的实时状态量以及干扰观测器和滤波器得到的干扰，对比分析得出满足姿态角控制指令的最新的姿态角速率控制信号；

(4)姿态角速率控制器得到由姿态角控制器给出的姿态角速率控制信号后，通过内部控制器进行计算，结合当前飞行器的姿态角速率的实时状态量以及干扰观测器得到的干扰；对比分析得出满足姿态角速率控制指令的最新的控制力矩；

(5)在舵面执行器收到控制力矩信号后，根据信号分配至飞行器舵面执行器，飞行器舵面调整控制飞行器姿态；

(6)风场干扰后，高超声速飞行器的实时姿态角以及实时姿态角速率会发生变化，反馈系统将受风场扰动的姿态角以及姿态角速率信号传递给干扰观测器，干扰观测器通过将理想控制量与实际状态量对比，得到扰动误差量，并传递给加权递推改进滤波器；

(7)基于加权递推改进滤波算法对风紊流产生的控制偏差进行估计，得到精确估计后的姿态角速率干扰以及姿态角干扰，将风场干扰传递给姿态角控制器与姿态角速率控制器，形成闭环。

2.根据权利要求1所述的基于加权递推滤波算法的高超声速飞行器鲁棒控制方法，其特征在于，步骤(1)所述再入目标任务为飞行器再入初始条件、末端约束、过程约束。

3.根据权利要求1所述的基于加权递推滤波算法的高超声速飞行器鲁棒控制方法，其特征在于，步骤(3)所述姿态角控制器计算方式为：

x_c＝[α_c,β_c,σ_c]^T、x_s＝[α,β,σ]^T

其中，ω_c为控制器算法得到的姿态角速率理想控制值；g_s为姿态角控制回路系统矩阵；f_s为关于姿态角控制回路状态向量的非线性函数；k_s＝diag{k_si}_n×n为姿态角回路设计参数，k_si为正值，为姿态角控制回路常值风场干扰的估计项；x_c为控制姿态角，x_s为实时姿态角；为控制姿态角的微分项，为控制姿态角估计值，为实时姿态角估计值；α_c,β_c,σ_c为迎角、侧滑角以及倾侧角的理想控制值，α,β,σ为反馈系统给出的迎角、侧滑角以及倾侧角的实际值。

4.根据权利要求1所述的基于加权递推滤波算法的高超声速飞行器鲁棒控制方法，其特征在于，其特征在于，步骤(4)所述姿态角速率控制器计算公式为：

x_c(f)＝[p_c,q_c,r_c]^T、x_f＝[p,q,r]^T

其中，M_c为控制器算法得到的力矩理想控制值；g_f表示姿态角速率控制回路系统矩阵；f_f表示关于姿态角速率控制回路状态向量的非线性函数；ω_c为姿态角速率的控制值，为姿态角速率的理想控制值的微分项；k_f＝diag{k_fi}_n×n为姿态角速率回路设计参数，k_fi为正值，为姿态角速率控制回路常值风场干扰的估计项；x_c(f)为控制姿态角速率，x_f为实时姿态角速率；为实时姿态角速率的估计值；p_c,q_c,r_c为滚转角速率、俯仰角速率以及偏航角速率的理想控制值，p,q,r为反馈系统给出的滚转角速率、俯仰角速率以及偏航角速率的实际值。