考虑攻角约束的高超声速飞行器俯仰通道姿态控制方法
【专利摘要】考虑攻角约束的高超声速飞行器俯仰通道姿态控制方法，涉及一种高超声速飞行器俯仰通道的姿态控制系统设计方法。本发明为了解决现有技术中飞行器姿态控制在设计时没有考虑攻角约束的问题。本发明根据给定攻角指令αc，设计合适的控制算法，以产生升降舵偏指令δz使得实际攻角α渐近跟踪攻角指令αc，使得实际攻角α始终在区间[αmin,αmax]内变化，飞行器在飞行过程中攻角能够渐近跟踪给定的攻角指令，并且攻角的变化不超过允许的范围，从而能够保证发动机能够正常工作和飞行任务的实现。本发明适用于高超声速飞行器俯仰通道的姿态控制。
【专利说明】考虑攻角约束的高超声速飞行器俯仰通道姿态控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于航空航天领域，具体涉及一种在设计时就充分考虑攻角约束的高超声 速飞行器俯仰通道的姿态控制系统设计方法
【背景技术】
[0002] 以大于马赫数5速度飞行的飞行器被称为高超声速飞行器。由于高超声速飞行器 具有强大的军事和民事应用前景，世界各国正掀起一股研究和发展高超声速飞行器的热 潮。美、俄、英等大国都把探索与发展高超声速技术作为航空航天领域的一个重要目标，以 确保自己在未来世界舞台上的地位。
[0003] 高超声速飞行器采用机体-发动机一体化的升力体构型，加之高超声速以及飞行 速度变化范围大的影响，使得高超声速飞行器成为一个快时变、强耦合、强非线性的受控对 象。这就使得高超声速飞行器控制系统的设计面临着巨大的挑战。
[0004] 由于高超声速飞行器采用吸气式超燃冲压发动机。而研究表明，吸气式高超声速 飞行器推进系统对于攻角的变化非常敏感。一旦攻角的变化范围超出允许范围就会使得发 动机不能正常工作甚至熄火，从而导致飞行任务的失败。因此，在进行高超声速飞行器纵向 制导与控制系统设计的时候，必须保证攻角在允许的范围之内。然而，通过对现有技术的检 索，目前还缺乏一种在设计时就充分考虑攻角约束的高超声速飞行器俯仰通道姿态控制方 法。
【发明内容】
[0005] 本发明为了解决现有技术中飞行器姿态控制在设计时没有考虑攻角约束的问题。 进而提供一种在设计时就充分考虑攻角约束的高超声速飞行器俯仰通道姿态控制方法，使 得飞行器在飞行过程中攻角能够渐近跟踪给定的攻角指令，并且攻角的变化不超过允许的 范围，从而保证发动机能够正常工作和飞行任务的实现。
[0006] -种考虑攻角约束的高超声速飞行器俯仰通道姿态控制方法的过程为：
[0007] 步骤1 :建立高超声速飞行器纵向姿态控制系统的数学模型，具体步骤如下：
[0008] α。为攻角指令，最大值为α。_，最小值为a。_ ; α为实际攻角，要求α在区间 [αmin，α _]内；当攻角指令α。满足αmin〈 α彡α。_〈 α 时，定义攻角指令α。为容 许攻角指令；当攻角初值α (0)满足a a。_+ α。(〇)〈 α (〇)〈 α α。_+ α。(〇)时，定义 攻角初值α (〇)为容许攻角初值，其中aJO)为攻角指令初值。
[0009] 高超声速飞行器纵向姿态控制系统的数学模型如公式（1):
[0010]
【权利要求】
1. 一种考虑攻角约束的高超声速飞行器俯仰通道姿态控制方法，其特征在于它包括下 述步骤： 步骤1 :建立高超声速飞行器纵向姿态控制系统的数学模型，具体步骤如下： α。为攻角指令，最大值为α_χ，最小值为aOTin;a为实际攻角，要求α在区间 [amin，α _]内；当攻角指令α。满足amin〈 α彡α。_〈 α 时，定义攻角指令α。为容 许攻角指令；当攻角初值a (0)满足a a Min+ a。(〇)〈 a (〇)〈 a a。_+ a。(〇)时，定义 攻角初值a (〇)为容许攻角初值，其中a。(〇)为攻角指令初值； 高超声速飞行器纵向姿态控制系统的数学模型如公式（1):
(1) 其中，
(2) 其中，V，Y，a，q分别表示高超声速飞行器的飞行速度、航迹角、实际攻角、俯仰角速 率；ma，Iz分别表示飞行器的质量及沿体坐标系z轴的转动惯量；L，T，Mz分别表示飞行器的 升力、推力、俯仰力矩；S z表示飞行器的升降舵偏角；S，F分别表示飞行器的特征面积和特 征长度；P，g分别表示大气密度和重力加速度；C u CT分别表示升力和推力系数；CM( α )， CM(q)分别表示与攻角和俯仰角速率的相关的俯仰力矩系数为俯仰力矩系数对于升降 舵偏角的偏导数4为俯仰角速率q的导数，?为俯实际攻角α的导数； 将式（1)进一步表示为严反馈形式，如公式（3):
(3) 式中，
(4) 式（4)中所定义的函数f\, f2, g2为光滑的函数，且g2尹0 ; 步骤2 :基于反步法设计控制算法，具体步骤如下： 步骤2. 1 :定义第一层跟踪误差 θ! = α - a c (5) 令 m = α a CDlin、Μ = α 眶-α ·χ ;定义--映射
(6) 由￠)式可得
(7) 其中，
Vc^. g {ηι,Μ) (8) 杰为Zi的导数，匀为ei的导数； 设计虚拟控制量I为
(9) 其中h为设计参数，则有
(10) 步骤2. 2 :定义第二层跟踪误差 z2 = q-qc (11) 有 ^q-qc= f2+g2S -qc (12) 4为z2的导数，^为q的导数，么为q。的导数； 设计升降舵偏指令\为
(13) 其中k2为设计参数，则有
(14) 步骤3 :通过检验式（10)和（14)组成的闭环系统的稳定性和收敛速率，选择控制参数 和k2，具体操作步骤如下： 定义Lyapunov函数为
(15) 其导数为 (16) /?为E的导数； 保证左为负，选择设计参数hX)，k2>0。
2.根据权利要求1所述的一种考虑攻角约束的高超声速飞行器俯仰通道姿态控制方 法，其特征在于，步骤3的通过检验式（10)和（14)组成的闭环系统的稳定性和收敛速率， 选择控制参数&和k2的实现借助计算机数值仿真工具Matlab/Simulation完成。
【文档编号】G05D1/08GK104155990SQ201410403999
【公开日】2014年11月19日 申请日期:2014年8月15日 优先权日:2014年8月15日
【发明者】段广仁, 侯明哲, 谭峰, 吴文娟, 章智凯 申请人:哈尔滨工业大学