[发明专利]兼顾瞬态响应与鲁棒稳定性的飞行控制律设计方法

摘要

本发明公开了一种兼顾瞬态响应与鲁棒稳定性的飞行控制律设计新方法，其包括以下步骤：(一)建立飞行器强非线性模型；(二)构建力和力矩的代理模型；(三)建立等效线性模型；(四)结合控制内环和控制外环设计新的飞行控制律。本发明的有益之处在于：应用复合非线性反馈控制理论和变因子技术，对闭环控制系统的静动态性能指标进行折衷设计与分析，确保了飞行控制系统具有好的跟踪性能，强的鲁棒稳定性，以及满意的非线性解耦控制能力，提升了飞行器控制律的适用范围，满足了现代飞行器复杂的控制品质需求，解决了飞行控制系统设计中动态响应与鲁棒稳定性之间的相互制约问题。

主权项

1.一种兼顾瞬态响应与鲁棒稳定性的飞行控制律设计方法，其特征在于，包括以下步骤：一、建立飞行器强非线性模型飞行器纵向模型的控制输入为燃流率指令信号βc和升降舵偏转角δe，并假设推力方向沿发动机轴线且与机身轴线重合，飞行的状态变量分别为高超声速飞行器的飞行速度V、飞行航迹角γ、俯仰角速度q、迎角α以及飞行高度h，飞行器纵向模型的非线性方程组可以按照其受力情况在速度坐标系上得到，即：式中，是V的一次微分，是γ的一次微分，是q的一次微分，是α的一次微分，是h的一次微分，g为重力加速度，m和I_y分别为高超声速飞行器的质量及其沿y轴的转动惯量，L、D、T及M_y分别为高超声速飞行器的升力、阻力、推力及俯仰力矩，其计算表达式分别为：式中，s及ρ分别为高超声速飞行器的平均气动弦长、参考面积及空气密度，并且空气密度ρ与飞行高度有关，C_L、C_D、C_T及C_M分别为高超声速飞行器的升力系数、阻力系数、推力系数以及俯仰力矩系数，T_M是最大推力，β为发动机的燃流率，与燃流率指令信号β_c的关系为：式中，ξ为推进系统的阻尼，为推进系统的频率，是β的一次微分，是β的二次微分；二、构建力和力矩的代理模型假设飞行器升降舵的偏转角δe只对其俯仰力矩My的大小产生影响，并且两者之间是一种仿射关系，并忽略对其升力L和阻力D的影响，从而得到CL、CD及CM的标准形式为：三、建立等效线性模型飞行器纵向模型的标准形式是可以完全线性化的，即可以转化成：式中，V⁽³⁾为速度的三次微分，V₀⁽³⁾,b₁₁,b₁₂为与速度项相关的模型系数，h⁽⁴⁾为高度的四次微分，b₂₁,b₂₂为与高度项相关的模型系数，F₀,B为等效的线性模型系数，U为控制输入量；四、结合控制内环和控制外环设计飞行控制律(1)对于控制内环，飞行器纵向模型采用微分几何理论以后得到其逆系统，将U当作飞行器纵向模型的输入，将逆结构作为控制内环；(2)对于控制外环，其包含线性部分和非线性部分，其中，线性反馈控制律为：式中，U_VL是与速度相关的线性控制量，U_hL是与高度相关的线性控制量，G_V和G_h为跟指令信号相关的设计参数，F_V和F_h是设计参数，V_c和h_c是给定的指令信号；非线性反馈控制律为：式中，UVN是与速度相关的非线性控制量，UhN是与高度相关的非线性控制量，ρV和ρh为非负的设计参数，BVT为BV的转置，BhT为Bh的转置，PV、Ph、XV、Xh、XVe和Xhe是设计参数；于是，控制外环的结构可以写成：式中，ΥV是与速度相关的外环的控制量，Υh是与高度相关的外环的控制量；(3)结合控制内环和控制外环，设计出飞行控制律：