一种宽域飞行器自适应直气复合姿态控制方法

本发明属于飞行器，具体涉及一种宽域飞行器自适应直气复合姿态控制方法。

背景技术：

1、随着军事技术的发展，对飞行器的射程、速度、拦截精度等指标提出了更高的要求。未来的宽域飞行器需对抗作战飞机、预警机、战术弹道导弹、巡航导弹等各种目标，但依靠传统单一气动舵的控制方式在宽域作战环境中不能满足需求。如防空导弹拦截临近空间的高速大机动目标时，防空导弹在临近空间稀薄大气环境由于气动效率不足导致姿态响应慢，制导回路存在很大的延时，故很难成功拦截目标。

2、因此，为提高宽域飞行器的控制性能，一般引入直接力与气动力复合控制方式，保证导弹飞行过程中姿态稳定，实现对目标的成功拦截。因此，亟需研究一种更有效的宽域飞行器自适应直气复合姿态控制方法。

技术实现思路

1、为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种宽域飞行器自适应直气复合姿态控制方法，包含对飞行器俯仰通道模型的建立；基于俯仰通道模型，采用串级双环滑模自抗扰控制的方法设计直气复合控制系统结构；针对串级双环控制结构，分别设计了扩张观测器及滑模控制律，基于李雅普诺夫稳定性理论完成稳定性分析，实现内环控制器对攻角指令的跟踪、外环对俯仰角速度指令的跟踪；基于内环生成的总控制量指令，基于pwpf调制器实现对控制量指令的分配。本发明对解决飞行器姿态控制问题具有很好的改善效果，增强了飞行器飞行的安全性和鲁棒性，在飞行器控制技术领域具有很好的应用前景。

2、本发明解决其技术问题所采用的技术方案如下：

3、步骤1：搭建宽域飞行器俯仰通道模型；

4、基于小扰动线性化思想，飞行器姿态复合控制的俯仰通道模型表示为：

5、

6、其中，α为攻角，ωz为俯仰角速率，θ为弹道倾角，m为导弹质量，g为重力加速度常数，v为导弹飞行速度，p为尾部推力装置的推力大小，δz和δt分别表示气动舵偏角和直接力装置的等效偏角，dα和dω表示各种气动拉偏干扰，a1、a2、a3、a4、a5、a6、a7均为气动参数，具体表示为：

7、

8、其中，ty为直接力装置的推力大小，d为直接力装置到导弹质心的距离，jz为飞行器对坐标系z轴的转动惯量，q为当前飞行条件下的动压，s为参考面积，l为参考长度，为升力系数对攻角的偏导数，为升力系数对气动舵偏角的偏导数，为俯仰力矩系数对攻角的偏导数，为俯仰力矩系数对气动舵偏角的偏导数，为俯仰力矩系数对俯仰角速率的偏导数；

9、步骤2：基于步骤1中所建立的飞行器俯仰通道模型，设计宽域飞行器直气复合控制系统；

10、针对飞行器控制系统结构，采用串级双环滑模自抗扰控制的方法进行设计；

11、外环控制器用于跟踪攻角指令αc，同时为内环控制器生成虚拟的指令信号ωzc，外环系统模型表示为：

12、

13、其中，u1为输入量ωz，f1和d1分别为模型中已知的部分和未知的部分，具体表示为：

14、

15、内环控制器用于跟踪由外环控制器生成的俯仰角速度指令，同时生成总的控制量指令，供分配逻辑进行分配，内环系统模型表示为：

16、

17、其中，u2为控制量a4δz+a7δt，f2和d2分别为模型中已知的部分和未知的部分，具体表示为：

18、

19、步骤3：基于步骤2设计的直气复合控制系统，分别设计内/外环扩张状态观测器、滑模控制律；

20、步骤3-1：基于外环系统模型式(3)，设计外环扩张状态观测器及外环滑模控制律；外环扩张状态观测器表示为：

21、

22、其中，表示攻角估计量，表示外环扰动观测量，β11,β12,η1,ε1均为需设计的观测器参数，e1表示攻角估计量与攻角真实值的偏差；fal(e1,η1,ε1)为非线性函数，表示为：

23、

24、外环滑模控制律表示为：

25、

26、其中，αc为攻角指令，k1,△1,λ1均为需设计的控制器参数，s1为滑模面，表示为：

27、s1＝α-αc         (9)

28、步骤3-2：基于内环系统模型式(5)，设计内环扩张状态观测器及内环滑模控制律；内环扩张状态观测器表示为：

29、

30、其中，表示俯仰角速度估计量，表示内环扰动观测量，β21,β22,η2,ε2均为需设计的观测器参数，e2表示俯仰角速度估计量与俯仰角速度真实值的偏差；fal(e2,η2,ε2)函数为非线性函数，表示为：

31、

32、内环滑模控制律表示为：

33、

34、其中，ωzc＝u1为虚拟角速度指令，k2,△2,λ2均为需设计的控制器参数，s2为滑模面，表示为：

35、s2＝ωz-ωzc                                                    (13)

36、步骤4：基于步骤3中内环控制器生成的控制量，将u2分配为气动力及直接力；

37、根据偏差百分比和气动效率对控制力矩进行分配，表示为：

38、u21＝a4δzc＝(1-e)k                                              (14)

39、其中，e＝|α-αc|/αc；k表示一个大于0的可调节系数，与当前气动控制效率有关；δzc表示飞行器舵偏控制指令；u21表示由气动舵偏产生的控制力矩指令；

40、剩余的力矩指令分配给直接力，表示为：

41、

42、其中，δtc表示直接力控制指令；

43、步骤5：针对步骤4中的直接力，采用pwpf调制器技术转换为开关量；

44、在pwpf调制器中，uon和uoff分别表示施密特触发器的开关阈值，um为幅值；触发器的参数和惯性环节的放大系数km和时间常数tm决定了调制器的最小工作时间，最小工作时间△的表达式为：

45、

46、步骤6：将所设计的状态观测器和滑模控制律作用于飞行器，当实际飞行状态量趋于期望值时，飞行器的姿态趋于稳定，并且能够实现对目标的拦截。

47、优选地，所述幅值um取值为1v。

48、本发明的有益效果如下：

49、本发明方法的控制器能够实现姿态稳定跟踪、拦截目标的主要原因是采用扩张状态观测器对内外环模型不确定部分进行了有效估计，设计了状态反馈控制律，保证了闭环系统的稳定性和鲁棒性；同时，合理的分配了气动力和直接力两部分，采用pwpf脉宽调制技术对直接力进行了转换，避免飞行器出现气动舵饱和等问题，提高了飞行器的飞行安全性。

技术特征：

1.一种宽域飞行器自适应直气复合姿态控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

2.根据权利要求1所述的一种宽域飞行器自适应直气复合姿态控制方法，其特征在于，所述幅值um取值为1v。

技术总结本发明公开了一种宽域飞行器自适应直气复合姿态控制方法，包含对飞行器俯仰通道模型的建立；基于俯仰通道模型，采用串级双环滑模自抗扰控制的方法设计直气复合控制系统结构；针对串级双环控制结构，分别设计了扩张观测器及滑模控制律，基于李雅普诺夫稳定性理论完成稳定性分析，实现内环控制器对攻角指令的跟踪、外环对俯仰角速度指令的跟踪；基于内环生成的总控制量指令，基于PWPF调制器实现对控制量指令的分配。本发明对解决飞行器姿态控制问题具有很好的改善效果，增强了飞行器飞行的安全性和鲁棒性，在飞行器控制技术领域具有很好的应用前景。技术研发人员：郭行,张瑞涛,潘翔宇,常晓飞,张晓峰,许涛,付斌,程昊宇受保护的技术使用者：西北工业大学技术研发日：技术公布日：2024/7/15