一种针对高速飞行器姿态控制的预定性能控制方法

本发明涉及飞行器控制，特别是涉及一种针对高速飞行器姿态控制的预定性能控制方法。

背景技术：

1、控制系统问题一直以来都是飞行器设计的关键问题之一。目前，已经有多种控制理论被应用于控制器的设计：增益调度控制，滑模控制，反演控制。反演设计方法为控制理论在控制系统中的应用搭建了桥梁，该方法已经成为高机动飞行器控制系统的主流设计方法。但由于反演方法设计中存在连续的递推设计过程，因此会导致虚拟控制量的导数计算膨胀问题，常用的解决策略是通过动态面法对虚拟导数进行求解。

2、目前，虽然在高超声速飞行器参考轨迹跟踪问题上已有大量的研究工作，但是对于在外部扰动下跟踪误差的瞬时性能(如超调量、跟踪误差等)研究较少。预设性能的主要思想是引入预设性能函数对跟踪误差进行转化，从而确保误差能够以预定的瞬时性能收敛至预设范围内。但是，现有的研究成果大多都需要对系统的初始误差正负符号是已知的，然而事实上初始误差在工程应用中是难以预先获得的。同时，现有研究采用的性能函数功能单一，无法对收敛时间进行描述。

技术实现思路

1、为了克服现有技术的不足，本发明的目的是提供一种针对高速飞行器姿态控制的预定性能控制方法。

2、为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

3、一种针对高速飞行器姿态控制的预定性能控制方法，包括：

4、根据目标高速飞行器在空中的运动状态参数构建所述目标高速飞行器的动力学方程；

5、对所述动力学方程进行简化处理，以构建所述目标高速飞行器的姿态控制系统模型；

6、基于预定性能控制算法，根据所述姿态控制系统模型将受约束的目标高速飞行器姿态跟踪误差转化为无约束误差；

7、针对不确定性干扰以及俯仰通道、偏航通道和滚转通道间的耦合，基于鲁棒一致收敛观测器理论设计所述姿态控制系统模型的外环子系统的一致收敛鲁棒微分观测器，并对所述姿态控制系统模型进行跟踪并滤除；

8、基于超螺旋滑模算法，根据所述无约束误差和所述姿态控制系统模型设计目标高速飞行器的姿态外环控制器，并利用幂次趋近律，设计姿态内环控制器，以通过所述姿态外环控制器和所述姿态内环控制器完成针对目标高速飞行器的姿态控制。

9、优选地，所述动力学方程的表达式为：

10、；

11、其中，为飞行速度，为俯仰角，为偏航角，为滚转角，为弹道倾角，为弹道偏角，为飞行攻角，为侧滑角，为速度滚转角，为推力，为阻力，为升力，为侧向力，为目标高速飞行器的质量，为重力加速度，为滚转转动惯量，为俯仰转动惯量，为偏航转动惯量，、和分别为作用于目标高速飞行器的滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩，为所述目标高速飞行器沿机体坐标系轴的转动角速度分量，为所述目标高速飞行器沿机体坐标系轴的转动角速度分量，为所述目标高速飞行器沿机体坐标系轴的转动角速度分量， t为时间。

12、优选地，对所述动力学方程进行简化处理，以构建所述目标高速飞行器的姿态控制系统模型，包括：

13、根据所述动力学方程获取姿态角方程；所述姿态角方程的表达式为：

14、；

15、构建空气动力在速度坐标系下的方程和空气动力产生力矩方程；所述空气动力在速度坐标系下的方程为：

16、；

17、所述空气动力产生力矩方程为：

18、；

19、其中，为动压，为参考面积，为阻力系数，为零升力系数，为升力关于攻角的无量纲系数，为升力关于升降舵的无量纲系数，为侧向力关于侧滑角的无量纲系数，为侧向力关于偏航舵的无量纲系数，为特征长度，与分别为滚转力矩关于滚转舵、滚转角速度的无量纲系数，、与分别为偏航力矩关于偏航舵、偏航角速度、侧滑角的无量纲系数，、与分别为俯仰力矩关于攻角、升降舵、俯仰角速度的无量纲系数；为升降舵偏转角，为偏航舵偏转角，为滚转舵偏转角；

20、考虑外界不确定性干扰，根据所述姿态角方程和所述空气动力在速度坐标系下的方程构建目标高速飞行器的俯仰通道方程，并分别以俯仰角作为俯仰通道的外环子系统的状态量，俯仰角速度作为俯仰通道的内环子系统的状态量；所述俯仰通道方程的表达式为：

21、；

22、其中，和分别为俯仰通道的外环子系统的不确定性干扰和俯仰通道的内环子系统的不确定性干扰，为俯仰角的一阶导数，为弹道倾角的一阶导数，为飞行攻角的一阶导数，为所述目标高速飞行器沿机体坐标系轴的转动角速度分量的一阶导数；

23、将所述空气动力在速度坐标系下的方程和所述空气动力产生力矩方程代入至所述俯仰通道方程中，得到俯仰通道姿态角速率运动方程；所述俯仰通道姿态角速率运动方程的表达式为：

24、；

25、考虑外界不确定性干扰，根据所述动力学方程构建偏航通道方程，并分别以偏航角作为偏航通道的外环子系统的状态量，偏航角速度作为偏航通道的内环子系统的状态量；所述偏航通道方程的表达式为：

26、；

27、其中，为偏航通道的外环子系统的不确定性干扰，为偏航通道的内环子系统的不确定性干扰，为偏航角的一阶导数，为所述目标高速飞行器沿机体坐标系y轴的转动角速度分量的一阶导数，为弹道偏角的一阶导数，为侧滑角的一阶导数；

28、将所述空气动力在速度坐标系下的方程和所述空气动力产生力矩方程代入至所述偏航通道方程中，得到偏航通道姿态角速率运动方程；所述偏航通道姿态角速率运动方程的表达式为：

29、；

30、考虑外界不确定性干扰，根据所述动力学方程构建滚转通道方程，并分别以滚转角作为滚转通道的外环子系统的状态量，滚转角速度作为滚转通道的内环子系统的状态量；所述滚转通道方程的表达式为：

31、；

32、其中，为滚转通道的外环子系统的不确定性干扰，为滚转通道的内环子系统的不确定性干扰，为滚转角的一阶导数，为所述目标高速飞行器沿机体坐标系x轴的转动角速度分量的一阶导数的一阶导数；

33、将所述空气动力产生力矩方程代入至所述滚转通道方程中，得到滚转通道姿态角速率运动方程；所述滚转通道姿态角速率运动方程的表达式为：

34、；

35、将俯仰通道方程、偏航通道方程和滚转通道方程整合，即分别将俯仰通道、偏航通道、滚转通道的外环子系统作为所述姿态控制系统模型的外环子系统，将俯仰通道、偏航通道、滚转通道的内环子系统作为所述姿态控制系统模型的内环子系统，取为目标高速飞行器的姿态角向量，令为目标高速飞行器的姿态角速率向量，同时综合考虑外界不确定性干扰和模型不确定的影响，并将所述俯仰通道姿态角速率运动方程、所述偏航通道姿态角速率运动方程和所述滚转通道姿态角速率运动方程转换为仿射非线性的形式，得到所述姿态控制系统模型；所述姿态控制系统模型的表达式为：；其中，是控制输入，表示系统输出，和表示由模型不确定或未知外界干扰组成的总干扰；为所述姿态控制系统模型的外环子系统标称控制系数项，为内环子系统标称控制非线性项，为所述姿态控制系统模型的内环子系统标称控制系数项；其中，

36、。

37、优选地，基于预定性能控制算法，根据所述姿态控制系统模型将受约束的目标高速飞行器姿态跟踪误差转化为无约束误差，包括：

38、定义姿态外环跟踪误差；所述姿态外环跟踪误差的表达式为：；其中，为姿态外环跟踪误差，为期望姿态角，，为期望俯仰角，为期望偏航角，为期望滚转角；

39、设外环跟踪误差满足性能条件；所述性能条件的表达式为：；其中，、均为正常数，为性能函数；

40、构建性能函数；所述性能函数的表达式为：；其中，为1阶时间常数，为2阶时间常数，为3阶时间常数，为4阶时间常数，

41、，

42、为初始误差界限，为性能函数的稳态收敛值，为性能函数收敛至稳态值所用的时间；

43、取无约束转换函数，满足，将跟踪误差转化为无约束误差；所述无约束误差的表达式为：;其中，，为跟踪误差与性能函数比值；

44、对所述无约束误差求导，得到无约束误差导数；所述无约束误差导数的表达式为：；其中，；其中，为中间值。

45、优选地，基于鲁棒一致收敛观测器理论设计所述姿态控制系统模型的外环子系统的一致收敛鲁棒微分观测器，并对所述姿态控制系统模型进行跟踪并滤除的表达式为：

46、；

47、其中，所述姿态控制系统模型的外环子系统一致收敛鲁棒微分观测器利普希茨常数，为的一阶导数，为所述姿态控制系统模型的外环子系统的一致收敛鲁棒微分观测器对的观测值，为外环跟踪误差；为的一阶导数，为所述姿态控制系统模型的外环子系统的一致收敛鲁棒微分观测器对的观测值，为外环附加扰动；为的一阶导数，为所述姿态控制系统模型的外环子系统的一致收敛鲁棒微分观测器对的观测值，为的一阶导数；为的一阶导数，为所述姿态控制系统模型的外环子系统的一致收敛鲁棒微分观测器对的观测值，为的二阶导数；、、和均为增益参数，，为预设参数，，切换时间常数；当时，外环附加扰动观测器的估计误差呈指数收敛；当时，外环附加扰动观测器切换到齐次滑模观测器形式，以保证估计误差在有限时间内收敛，和均表示符号函数；为扰动观测器指数项参数，满足。

48、优选地，基于超螺旋滑模算法，根据所述无约束误差和所述姿态控制系统模型设计目标高速飞行器的姿态外环控制器，并利用幂次趋近律，设计姿态内环控制器，以通过所述姿态外环控制器和所述姿态内环控制器完成针对目标高速飞行器的姿态控制，包括：

49、构建滑模面；所述滑模面的表达式为：；其中，为所述滑模面；

50、基于超螺旋算法，设计姿态外环控制器；所述姿态外环控制器的表达式为：；其中，和分别为控制器增益，，为扰动的利普希茨常数，为超螺旋控制律中间值，为的一阶导数，为姿态角速率控制指令值；

51、采用低通滤波器，得到内环姿态角速率期望指令；所述内环姿态角速率期望指令的表达式为：；其中，为姿态角速率期望指令值，为一阶滤波器参数，为的一阶导数；

52、定义内环姿态角速率跟踪误差；所述内环姿态角速率跟踪误差的表达式为：

53、；

54、其中，为目标高速飞行器的姿态角速率向量的一阶导数，为所述内环姿态角速率跟踪误差；

55、根据所述内环姿态角速率跟踪误差和所述姿态控制系统模型确定内环姿态角速率跟踪误差动力学方程；所述内环姿态角速率跟踪误差动力学方程的表达式为；其中，为所述内环姿态角速率跟踪误差的导数；

56、针对由模型不确定或未知外界干扰组成的总干扰，基于鲁棒一致收敛观测器理论设计所述姿态控制系统模型的内环子系统的一致收敛鲁棒微分观测器进行估计并补偿；设计所述姿态控制系统模型的内环子系统的一致收敛鲁棒微分观测器进行估计并补偿的表达式为：

57、；

58、其中，所述姿态控制系统模型的内环子系统的一致收敛鲁棒微分观测器增益，为的一阶导数，为所述姿态控制系统模型的内环子系统的一致收敛鲁棒微分观测器对的观测值，为内环子系统跟踪误差，为内环姿态角速率，为内环姿态角速率期望指令值；为的一阶导数，为所述姿态控制系统模型的内环子系统的一致收敛鲁棒微分观测器对的观测值；为的一阶导数，为所述姿态控制系统模型的内环子系统的一致收敛鲁棒微分观测器对的观测值，为的一阶导数；为的一阶导数，为所述姿态控制系统模型的内环子系统的一致收敛鲁棒微分观测器对的观测值，为的二阶导数；为内环子系统标称控制系数项；

59、基于幂次趋近律，设计所述姿态内环控制器；所述姿态内环控制器的表达式为：

60、；

61、其中，为幂次趋近律，表示系统的运动点趋近滑模面的速率，，，，为滑模面构造参数，表示系统的运动点趋近滑模面的速率，为幂次趋近律指数项参数。

62、本发明公开了以下技术效果：

63、本发明提供了一种针对高速飞行器姿态控制的预定性能控制方法，包括：根据目标高速飞行器在空中的运动状态参数构建所述目标高速飞行器的动力学方程；对所述动力学方程进行简化处理，以构建所述目标高速飞行器的姿态控制系统模型；基于预定性能控制算法，根据所述姿态控制系统模型将受约束的目标高速飞行器姿态跟踪误差转化为无约束误差；针对不确定性干扰以及俯仰通道、偏航通道和滚转通道间的耦合，基于鲁棒一致收敛观测器理论设计所述姿态控制系统模型的外环子系统的一致收敛鲁棒微分观测器，并对所述姿态控制系统模型进行跟踪并滤除；基于超螺旋滑模算法，根据所述无约束误差和所述姿态控制系统模型设计目标高速飞行器的姿态外环控制器，并利用幂次趋近律，设计姿态内环控制器，以通过所述姿态外环控制器和所述姿态内环控制器完成针对目标高速飞行器的姿态控制。本发明能够在实现高速飞行器快速精确控制的基础上，通过设计性能函数的方式，对跟踪误差的收敛速率与精度进行约束，从而解决高速飞行器的进气约束问题。