一种考虑迎角约束的组合动力飞机增量反步飞行控制方法

技术领域

本发明涉及高超飞机姿态轨迹一体化控制领域，具体涉及一种考虑迎角约束的组合动力飞机增量反步飞行控制方法。

背景技术

组合动力高超飞机(即高超飞机)在飞行过程中受到大气扰动、模型偏差等各种不确定性因素影响，这些因素不仅对内环姿态控制产生影响，也将进一步影响到飞机的外环轨迹控制。此外，组合动力高超飞机存在较强的飞发耦合特性，在TBCC发动机实际工作过程中，冲压发动机的稳定工作与飞机的迎角密切相关，当迎角超过一定范围时，发动机可能出现进气道不启动现象导致发动机熄火，严重影响到飞机的飞行安全。因此，需要设计考虑迎角约束的具有强鲁棒性的抗扰轨迹跟踪控制器或控制方法。

发明内容

针对现有技术中的上述不足，本发明提供的一种考虑迎角约束的组合动力飞机增量反步飞行控制方法避免了当迎角超过一定范围时，发动机可能出现进气道不启动现象导致发动机熄火，严重影响到飞机的飞行安全的问题。

为了达到上述发明目的，本发明采用的技术方案为：

提供一种考虑迎角约束的组合动力飞机增量反步飞行控制方法，其包括以下步骤：

S1、分别构建高度控制器、航迹倾角控制器、迎角控制器、俯仰角速度控制器和迎角约束补偿控制器；

S2、基于高度控制器，根据当前高度指令和当前高度得到当前航迹倾角指令；

S3、基于航迹倾角控制器，根据当前航迹倾角指令、当前航迹倾角和迎角约束补偿控制器输出的航迹倾角补偿数据得到当前迎角指令；

S4、基于迎角控制器，根据当前迎角指令、当前迎角和迎角约束补偿控制器输出的迎角补偿数据得到当前俯仰角速度指令；

S5、基于俯仰角速度控制器，根据当前俯仰角速度指令、当前俯仰角速度和迎角约束补偿控制器输出的俯仰角速度补偿数据得到当前升降舵指令；

S6、通过执行机构对当前升降舵指令进行执行，完成姿态控制。

进一步地，迎角约束补偿控制器的表达式为：

其中λ

进一步地，高度控制器的表达式为：

其中γ

进一步地，步骤S3的具体方法为：

根据公式：

根据公式：

e

获取t时刻的迎角指令α

进一步地，步骤S4的具体方法为：

根据公式：

e

获取t时刻的俯仰角速度指令q

进一步地，步骤S5的具体方法为：

根据公式：

e

获取t时刻的升降舵指令u(t)；其中e

本发明的有益效果为：本方法设计了组合动力高超飞机纵向轨迹跟踪控制器，并在控制器设计中融合了补偿控制以保证迎角满足约束范围，本方法能够实现闭环系统跟踪误差有界，同时能抵抗模型不确定性和外部干扰等内外扰动的影响，本方法具备良好的抗干扰特性，同时有效保证飞机的迎角处在安全范围内。

附图说明

图1为本方法的流程示意图；

图2为高超飞机轨迹跟踪控制系统结构图。

具体实施方式

下面对本发明的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。

如图1和图2所示，该考虑迎角约束的组合动力飞机增量反步飞行控制方法包括以下步骤：

S1、分别构建高度控制器、航迹倾角控制器、迎角控制器、俯仰角速度控制器和迎角约束补偿控制器；

S2、基于高度控制器，根据当前高度指令和当前高度得到当前航迹倾角指令；

S3、基于航迹倾角控制器，根据当前航迹倾角指令、当前航迹倾角和迎角约束补偿控制器输出的航迹倾角补偿数据得到当前迎角指令；

S4、基于迎角控制器，根据当前迎角指令、当前迎角和迎角约束补偿控制器输出的迎角补偿数据得到当前俯仰角速度指令；

S5、基于俯仰角速度控制器，根据当前俯仰角速度指令、当前俯仰角速度和迎角约束补偿控制器输出的俯仰角速度补偿数据得到当前升降舵指令；

S6、通过执行机构对当前升降舵指令进行执行，完成姿态控制。

迎角约束补偿控制器的表达式为：

其中λ

高度控制器的表达式为：

其中γ

步骤S3的具体方法为：根据公式：

e

获取t时刻的迎角指令α

步骤S4的具体方法为：根据公式：

e

获取t时刻的俯仰角速度指令q

步骤S5的具体方法为：根据公式：

e

获取t时刻的升降舵指令u(t)；其中e

在具体实施过程中，速度子系统控制器设计过程如下：

组合动力飞机速度子系统为简单的一阶系统：

定义速度跟踪误差e

因此可以设计得到推力T的指令信号T

式中K

首先将式(2.1)扩张为：

其中z

设计FTESO如式：

上式中

假设推力T能准确跟踪，将式(2.3)代入式(2.2)得到

显然当K

高度控制器设计过程如下：

飞机高度子系统运动方程如式

定义高度跟踪误差e

因此可以设计得到航迹倾角γ的指令信号γ

式中K

假设航迹倾角γ能准确跟踪，将式(2.9)代入式(2.8)中，可得到

显然当K

迎角约束补偿控制器的设计过程如下：

反步法的设计流程为逐级对各个子系统进行参考指令的设计，最终各个子系统跟踪误差收敛，系统各个状态量跟踪上相应的参考指令。因此，通过修正各级子系统的参考指令，即可实现对各个状态量的修正。基于这一思想，引入针对迎角约束条件的补偿子系统控制器，通过该系统生成补偿信号用于反步法设计中参考指令的修正。该补偿子系统控制器如式

式中k

当飞机迎角α∈[α

需要注意的是，α

式中

航迹倾角控制器、迎角控制器、俯仰角速度控制器的设计过程如下：

在前面设计了高度控制器，当航迹倾角能够准确跟踪指令信号时，高度能够得到稳定控制。因此，我们需要设计良好的航迹倾角控制器。由于飞机的迎角较小，sinα≈α，最终可得到飞机纵向运动严反馈形式如式：

式中x

下面针对各个子系统分别设计虚拟控制律作为下一子系统的参考指令，具体设计流程如下。

Step1：首先定义航迹倾角补偿误差信号：

e

式中x

设计虚拟控制指令：

式中c

其中z

设计FTESO如式：

上式中

定义迎角补偿误差信号：

e

式中λ

将式(2.19)、(2.22)代入式(2.18)中可得到：

式中

Step2：对迎角补偿误差信号e

设计虚拟控制指令：

式中c

定义俯仰角速度补偿误差信号：

e

式中λ

将式(2.25)、(2.26)代入式(2.24)中可得到：

式中

Step3：对俯仰角速度误差信号e

设计虚拟控制指令：

u＝u

式中c

将式(2.29)代入式(2.28)中，可以得到：

式中

从上述控制律设计过程中可以看到，当飞机迎角α∈[α

在本发明的一个实施例中，本方法的稳定性证明如下：

在给出稳定性证明前，首先需要作出如下的一些假设：

假设一：参考指令信号x

假设二：式(2.14)中综合不确定因素

假设三：式(2.16)中

下面进行系统的稳定性证明：

定义系统的Lyapunov函数：

对W

将式(2.23)、(2.27)、(2.31)及(2.11)代入式(2.33)可以得到：

由式(2.12)可知式(2.34)中u

μ

将式(2.22)、(2.35)代入(2.34)中，展开得到

由FTESO有限时间快速收敛的特性，当假设二成立时，FTESO对于扰动的观测误差会迅速收敛到有界小区间内，则在有限时间内存在D

由杨式不等式|ab|≤a

选取参数使得

其中E为任意正数。此外，令

其中E＞0，F＞0，则该闭环系统的解将会收敛到如下有界区域

其中e＝[e

在具体实施过程中，本方法可形式化地表示为：

u

/>

其包括5个代数方程和9个一阶常微分方程，对于这一常微分方程组的数值求解可使用龙格-库塔法，即可得到升降舵指令，完成姿态控制；其中F