一种外形可变飞行器弱模型依赖的飞行控制方法

技术领域

本发明涉及飞行控制领域，具体涉及一种外形可变飞行器弱模型依赖的飞行控制方法

背景技术

随着科技的不断发展，现代飞行器在机动性能和可靠性方面有了长足的进步，但却仍然无法满足人们在执行一些特殊飞行任务时的需求。变外形飞行器可以主动大尺度变换几何构型，适应不同飞行段的气动条件和任务需求，是未来飞行器发展的必然方向。

但是由于可变外形飞行器自身模型的强非线性、不确定性、耦合性以及飞行过程外部干扰，也给飞行器的姿态控制技术提出了艰巨的挑战。

(1)动力学模型的不确定性

可变外形飞行器的气动外形改变会导致在飞行过程中气动参数、气动焦点、重心和转动惯量等自身一系列参数发生明显变化，变外形过程中产生的附加力和附加力矩，会导致飞行器各个通道之间耦合关系复杂。

(2)飞行环境的不确定性

由于可变外形飞行器在变外形过程中气动参数和外部环境参数的摄动尤为明显，无法建立精确地气动模型和环境干扰模型，飞行器的飞行环境十分复杂，需要强鲁棒性和快速性的控制系统以保证飞行器的姿态稳定。

(3)控制系统的强鲁棒性和弱模型依赖性

由于可变外形飞行器的动力学模型和飞行环境的不确定性，且本身是一个强非线性的系统，传统的线性控制方法并不适用，大多数非线性控制方法依赖于精确的被控对象模型，无法保证控制系统的鲁棒性。因此，传统的线性和非线性控制方法并不适用，需要寻找一种弱模型依赖的强鲁棒控制方法，以保证飞行器在不同变形过程中可以快速跟踪指令信号并保持姿态稳定。

综上所述，可变外形飞行器可以适应不同飞行段的气动条件和任务需求，是未来飞行器发展的必然趋势。但是，可变外形的特点也表明该飞行器是一个强耦合、非线性以及强不确定性的系统，传统的线性控制方法以及依赖精确模型的控制方法难以保证姿态稳定，给姿态控制系统带来了巨大的挑战。因此，如何开发一种外形可变飞行器弱模型依赖的飞行控制方法，突破现有飞行控制技术的“瓶颈”，是现有技术需要解决的技术问题。

发明内容

为了克服目前现有技术的不足，本发明提出了一种弱模型依赖的的可变外形飞行器控制方法，采用多刚体技术进行模型建立，并针对动力学模型进行基于增量反步滑模的控制方法研究设计。

本发明所采用的具体技术方案为：

一种外形可变飞行器弱模型依赖的飞行控制方法，具体包括以下步骤：

(1)定义飞行器的常用的坐标系和运动变量；

(2)可变外形飞行器多刚体六自由度动力学模型建立，选用凯恩方法进行多刚体建模，在建立系统动力学方程的过程中不需要考虑各个系统之间的相互作用力和约束力，也不需要计算系统的能量函数的相对时间的导数，提高了建模效率；

(3)建立飞行器飞行环境模型，引入重力加速度模型，大气密度模型和风干扰模型；

(4)基于增量非线性动态逆和反步法思想，设计基于增量反步滑模的飞行控制率，并针对滑模的抖振现象，选用logistic函数替换sign函数，最终求解设计飞行控制率。

本发明与现有技术相比，其显著优点为：

(1)选用凯恩方法进行多刚体建模，与传统的牛顿—欧拉法相比凯恩方法忽略了各个刚体之间的约束力和相互作用力，因此更为高效；与拉格朗日方法相比，凯恩方法不使用能量函数，不需要求出标量能量函数(包括动能和势能)的微分，因此更加适用于计算机编程实现和工程应用。

(2)将增量非线性动态逆和改进反步滑模控制相结合，并选用logistic函数替换sign函数，在保证系统鲁棒性的前提下消除了滑模的抖振现象，将扩张状态观测器和增量反步滑模控制相结合，更大程度上适应模型的不确定性以及增量控制率计算导致的误差。

附图说明

图1为本发明一种外形可变飞行器弱模型依赖的飞行控制方法结构图；

图2为本发明一种可变外形飞行器结构简图；

图3为本发明sign函数与logistic函数对比图；

图4为本发明控制系统结构框图；

图5为本发明后掠角变化曲线图。

图6为本发明展长比变化曲线图。

图7为本发明控制仿真攻角跟踪曲线图。

图8为本发明控制仿真侧滑角跟踪曲线图。

图9为本发明控制仿真倾侧角跟踪曲线图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例仅为本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中的实施例，本领域的普通技术人员在不付出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。

一种外形可变飞行器弱模型依赖的飞行控制方法，具体包括以下步骤：

(1)定义飞行器的常用的坐标系和运动变量；

具体地，定义常用坐标系：

1)地面坐标系S

地面坐标系S

2)机体坐标系S

机体坐标系S

3)弹道坐标系S

弹道坐标系S

4)速度坐标系(气流坐标系)S

速度坐标系S

定义常用运动变量：

1)姿态角

姿态角表示了机体坐标系S

a)俯仰角

b)偏航角ψ：飞行器纵轴(Ox

c)滚转角γ：机体坐标系S

2)弹道角

弹道角表示了弹道坐标系S

a)弹道倾角θ：飞行器的速度矢量V(Ox

b)弹道偏角ψ

c)速度倾斜角(倾侧角)γ

3)气流角

气流角表示了速度坐标系S

a)攻角(迎角)α：飞行器质心的速度矢量V(Ox

b)侧滑角β：速度矢量V(Ox

4)后掠角η：机体坐标系S

5)展长比ξ：可伸缩机翼展长与可伸缩机翼最大展长的比值，ξ∈[0,1]。

(3)可变外形飞行器多刚体六自由度动力学模型建立；

具体地，基于凯恩方法进行多刚体建模，凯恩方法又被称为“达朗贝尔原理的拉格朗日形式”，其在达朗贝尔原理的基础上，选择用广义速率来描述西东的运动，在建立系统动力学方程的过程中不需要考虑各个系统之间的相互作用力和约束力，也不需要计算系统的能量函数的相对时间的导数。

可变外形飞行器的结构简图参照图2所示，飞行器六自由度数学模型如下：

其中，α、β、γ

c

c

c

c

其中，V

(4)建立飞行器飞行环境模型；

具体地，引入重力加速度模型，大气密度模型和风干扰模型：

1)重力加速度模型：

由万有引力公式，可以得到重力加速度随高度的变化：

其中，R

2)大气密度模型：

大气密度模型计算依据为1976年COESA扩展的美国标准大气，根据当前飞行器的飞行速度V和实际高度H计算出飞行马赫数和大气密度。

H＝20.01631～32.1619km时：

T＝211.552(K)

ρ/ρ

H＝32.1619～47.3501km时：

T＝270.654(K)

ρ/ρ

H＝47.3501～51.4125km时：

T＝270.654(K)

ρ/ρ

其中，ρ

3)风干扰模型：

风干扰对飞行器的影响可分为三部分：

a)风速引起的飞行速度变化ΔV；

b)风速引起的附加攻角Δα；

c)风速引起的附加侧滑角Δβ。

通常情况下，只考虑水平面的风干扰。

合成速度V′、附加攻角Δα、附加侧滑角Δβ的表达式如下：

最终在有风干扰的情况下得到的实际飞行速度V′、攻角α′、侧滑角β′如下：

(4)基于增量非线性动态逆和反步法思想，设计基于增量反步滑模的飞行控制率，并针对滑模的抖振现象，选用logistic函数替换sign函数，最终求解设计飞行控制率。

具体地，基于反步滑模方法设计的控制器会存在明显抖振现象，因此针对该抖振现象将sign函数替换为下式所示的logistic函数：

通过改变logistic函数中的k值来调整抖振现象，不同k值的logistic函数参见图3所示：

k值越大，logistic函数越接近sign函数，系统的鲁棒性越强，但同时抖振现象也会明显增强。因此采用增量形式设计控制器，其控制器设计可以忽略部分系统模型，降低了控制器对被控对象模型的依赖程度，提高闭环系统的鲁棒性，并结合logistic函数降低控制量的抖振现象。

根据可变外形飞行器控制模型，基于增量非线性动态逆分别对其外环控制回路和内环控制回路进行控制律设计。首先根据所给的α、β、γ

步骤一：外环控制回路气流角的控制模型为：

其中，

定义

定义Lyapunov函数：

则

设计虚拟控制量为

其中K

设计状态观测器如下

式中：z

最终实现观测结果

将状态观测器的扰动估计值作为前馈补偿项加入，得到外环虚拟控制律如下：

则

如果e

步骤二：内环控制回路姿态角速度的控制模型为：

改写为：

其中

当系统的仿真步长足够小，即控制刷新频率足够高时，ω和ω

定义Lyapunov函数：

则

结合滑模变结构控制定义滑动面为s＝e

其中K

设计状态观测器如下：

式中：z

最终实现观测结果

将状态观测器的扰动估计值作为前馈补偿项加入，得到基于增量反步滑模+ESO的控制律如下：

于是

最终保证整个高超声速变外形飞行器姿态控制回路渐进稳定。

则最终控制律为：

u＝u

最终控制系统结构框图参见图4所示。

最终的可变外形仿真条件参见图5和图6所示。

最终的一种外形可变飞行器弱模型依赖的飞行控制方法仿真结果参见图7、图8、图9所示。

以上所述仅为本发明的具体实施方式，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。