本發(fā)明涉及一種適用于飛行器橫側(cè)向機(jī)動的耦合利用協(xié)調(diào)控制方法，主要應(yīng)用于解決高超聲速或常規(guī)飛行器大范圍橫側(cè)向最優(yōu)機(jī)動飛行和控制品質(zhì)提升等問題。

背景技術(shù)：

高超聲速飛行器以及超機(jī)動戰(zhàn)斗機(jī)等先進(jìn)飛行器縱向、橫向、側(cè)向各通道之間存在著較強(qiáng)的氣動耦合、操縱耦合和慣性耦合，這些耦合隨著攻角、側(cè)滑角和傾側(cè)角的增大而顯著增強(qiáng)。大范圍機(jī)動飛行是該類飛行器通道間耦合最為嚴(yán)重的階段，對控制系統(tǒng)設(shè)計帶來了極大的挑戰(zhàn)。這種耦合是飛行器必然存在的，有利也有弊，試圖對其完全解耦是不現(xiàn)實的。在分析這種耦合本質(zhì)特點的基礎(chǔ)上，利用耦合特性實現(xiàn)協(xié)調(diào)控制不失為一種明智的選擇。實際上，在常規(guī)的相對低速的飛行器上，耦合利用協(xié)調(diào)控制早有應(yīng)用，如協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時通過副翼控制飛行器轉(zhuǎn)彎，利用方向舵消除不期望的側(cè)滑，并在升降舵通道引入高度補(bǔ)償。對于高超及超機(jī)動戰(zhàn)斗機(jī)等需要在短時間內(nèi)執(zhí)行大機(jī)動指令的飛行器而言，這種耦合變得更為強(qiáng)烈、更為復(fù)雜，具有明顯的非線性和時變特性。

已有研究結(jié)果中關(guān)于適用于飛行器橫側(cè)向機(jī)動的耦合利用協(xié)調(diào)控制方法，尚未見到相關(guān)報道。檢索“耦合利用協(xié)調(diào)控制”等關(guān)鍵詞，可搜索到如下代表性文獻(xiàn)：文獻(xiàn)[1-2]通過引入偽控制回路的概念來設(shè)計控制輸入的動態(tài)補(bǔ)償，減小姿態(tài)運(yùn)動和軌跡運(yùn)動之間的時延，從而解決高超聲速飛行階段因過高飛行速度導(dǎo)致的軌跡-姿態(tài)失調(diào)問題。文獻(xiàn)[3]針對近空間飛行器姿態(tài)運(yùn)動間的嚴(yán)重耦合問題，設(shè)計了非線性廣義預(yù)測控制律，達(dá)到協(xié)調(diào)控制的目的，但這種方法設(shè)計控制器時本質(zhì)上是被動的適應(yīng)性協(xié)調(diào)，未能主動利用耦合特性，控制的效果往往缺乏給定指標(biāo)下的最優(yōu)性。

[1]Vu P T,Biezad D J.Direct-Lift Strategy for Longitudinal Control for Hypersonic aircraft[J].Journal of Guidance,Control and Dynamics,1994,17(6):1260-1266.

[2]Phuong V,Daniel B.A pseudo-loop design strategy for the longitudinal control of hypersonic aircraft[A].In:AIAA Guidance,Navigation and Control Conference,Monterey,US,1993,1021-1028.

[3]程路，姜長生，都延麗，張軍.基于滑模干擾觀測器的近空間飛行器非線性廣義預(yù)測控制.宇航學(xué)報,2010,31(2):423-431.

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是為了解決上述問題，提出一種適用于飛行器橫側(cè)向機(jī)動的耦合利用協(xié)調(diào)控制方法，通過主動利用飛行器的氣動耦合特性，設(shè)計適用于橫側(cè)向機(jī)動的側(cè)滑角指令分配器，實現(xiàn)橫側(cè)向通道間的協(xié)調(diào)控制，以改善快速機(jī)動過程中因執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和導(dǎo)致機(jī)動性能不足的局限性，對于解決高超聲速或常規(guī)飛行器大范圍橫側(cè)向最優(yōu)機(jī)動飛行和控制品質(zhì)提升等問題具有重要意義。

本發(fā)明的一種適用于飛行器橫側(cè)向機(jī)動的耦合利用協(xié)調(diào)控制方法，其實現(xiàn)步驟如下：

步驟一：在所設(shè)計好的全通道高抗擾姿態(tài)控制器的基礎(chǔ)上，以副翼損耗最小為優(yōu)化指標(biāo)，將耦合利用問題轉(zhuǎn)化為單變量在線尋優(yōu)問題，建立該優(yōu)化問題的數(shù)學(xué)描述：

其中，X為表征飛行器的時變運(yùn)動學(xué)/動力學(xué)參數(shù)，如高度、馬赫數(shù)等，X,分別為X對應(yīng)的最小和最大參數(shù)矢量；δ_x為執(zhí)行機(jī)構(gòu)副翼的出舵量，則f＝δ_x²表示滾轉(zhuǎn)通道的控制能量，即該尋優(yōu)問題的優(yōu)化指標(biāo)；β表示側(cè)滑角，即該優(yōu)化問題的待優(yōu)化變量，β,分別為β對應(yīng)的最小和最大可允許變化值；

步驟二：借助非線性跟蹤微分器在非線性尋優(yōu)方面不依賴于對象解析式的獨特優(yōu)勢，構(gòu)造基于非線性跟蹤微分器在線尋優(yōu)與迭代的自適應(yīng)側(cè)滑角指令分配器：

其中，t₀為橫側(cè)向機(jī)動的初始時刻，t_f為橫側(cè)向機(jī)動過渡過程的結(jié)束時刻，λ為待設(shè)計的梯度修正因子，β_c(k+1)和β_c(k)分別表示第k+1和k個采樣時刻對應(yīng)的側(cè)滑角優(yōu)化指令，n₁(k)為優(yōu)化計算所需要的中間導(dǎo)數(shù)，由如下方法獲取：

(1)分別將第三步獲得的控制能量δ_x²以及側(cè)滑角指令β_c送入非線性跟蹤微分器，以求得控制能量和側(cè)滑角指令的微分信號：

(2)β_c2的非零處理：β_c2＝max(abs(β_c2),0.0001)sign(β_c2)，

(3)n的濾波處理：

上式中，u₁和u₂分別表示控制能量的濾波及微分信號，β_c1和β_c2分別為側(cè)滑角指令的濾波及微分信號，n₁為優(yōu)化計算所需要的一階導(dǎo)數(shù)，n₂為n₁的微分信號；h_i(i＝1,2,3)為積分步長，r_i(i＝1,2,3)為加速度飽和值，fhan(x₁,x₂,r,h)為最速控制綜合函數(shù)，其算法公式如下：

步驟三：根據(jù)側(cè)滑角指令所允許的變化范圍，對步驟二所產(chǎn)生的側(cè)滑角指令β_c進(jìn)行限幅處理：

其中，為最終限幅后的側(cè)滑角指令，將其送入設(shè)計好的全通道高抗擾姿態(tài)控制器獲取控制能量δ_x²，并返回至第二步以實施閉環(huán)高精度跟蹤控制。

本發(fā)明的優(yōu)點在于：

(1)所提出的適用于飛行器橫側(cè)向機(jī)動的耦合利用協(xié)調(diào)控制方法可以與現(xiàn)有的抗干擾飛行控制方法相適應(yīng)，即以耦合利用協(xié)調(diào)控制為最外環(huán)優(yōu)化回路，以抗干擾控制為基礎(chǔ)內(nèi)回路，這種內(nèi)外環(huán)設(shè)計結(jié)構(gòu)能夠滿足工程設(shè)計的分離性原則，因此可以簡化設(shè)計與迭代過程，提高設(shè)計效率；

(2)以副翼損耗最小為優(yōu)化指標(biāo)，巧妙地將主動耦合利用問題轉(zhuǎn)化為單變量在線尋優(yōu)問題，并且借助非線性跟蹤微分器在非線性尋優(yōu)方面不依賴于對象解析式的獨特優(yōu)勢，構(gòu)造了基于非線性跟蹤微分器在線尋優(yōu)與迭代的自適應(yīng)動態(tài)指令分配器，有效簡化了對優(yōu)化目標(biāo)一階導(dǎo)數(shù)的求解過程；

(3)本發(fā)明提出的方法可以在控制受限的條件下實現(xiàn)給定指標(biāo)意義下的最優(yōu)機(jī)動飛行，在不犧牲閉環(huán)控制性能和魯棒性的前提下，提升橫側(cè)向機(jī)動的控制品質(zhì)。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的一種適用于飛行器橫側(cè)向機(jī)動的耦合利用協(xié)調(diào)控制方法設(shè)計流程框圖；

圖2為引入本發(fā)明前/后(即耦合利用前/后)高超聲速飛行器姿態(tài)環(huán)的跟蹤效果圖；

圖3為引入本發(fā)明前/后(即耦合利用前/后)高超聲速飛行器角速率環(huán)的跟蹤效果圖；

圖4為引入本發(fā)明前/后(即耦合利用前/后)高超聲速飛行器姿態(tài)環(huán)的跟蹤誤差對比圖；

圖5為引入本發(fā)明前/后(即耦合利用前/后)高超聲速飛行器執(zhí)行機(jī)構(gòu)的出舵量對比圖；

具體實施方式

下面將結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說明。

本發(fā)明是一種適用于飛行器橫側(cè)向機(jī)動的耦合利用協(xié)調(diào)控制方法，通過主動利用飛行器的氣動耦合特性，設(shè)計適用于橫側(cè)向機(jī)動的側(cè)滑角指令分配器，實現(xiàn)橫側(cè)向通道間的協(xié)調(diào)控制，以改善快速機(jī)動過程中因執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和導(dǎo)致機(jī)動性能不足的局限性，對于解決高超聲速或常規(guī)飛行器大范圍橫側(cè)向最優(yōu)機(jī)動飛行和控制品質(zhì)提升等問題具有重要意義。

主要步驟包括：第一步，在所設(shè)計好的全通道高抗擾姿態(tài)控制器的基礎(chǔ)上，以副翼損耗最小為優(yōu)化指標(biāo)，將耦合利用問題轉(zhuǎn)化為單變量在線尋優(yōu)問題，建立該優(yōu)化問題具體的數(shù)學(xué)描述；第二步，借助非線性跟蹤微分器在非線性尋優(yōu)方面不依賴于對象解析式的獨特優(yōu)勢，構(gòu)造基于非線性跟蹤微分器在線尋優(yōu)與迭代的自適應(yīng)側(cè)滑角指令分配器；第三步，根據(jù)所允許側(cè)滑角指令的變化范圍，對側(cè)滑角指令進(jìn)行限幅處理，并送入設(shè)計好的全通道高抗擾姿態(tài)控制器以實施閉環(huán)高精度跟蹤控制。

具體實施步驟如下：

步驟一：在所設(shè)計好的全通道高抗擾姿態(tài)控制器的基礎(chǔ)上，以副翼損耗最小為優(yōu)化指標(biāo)，將耦合利用問題轉(zhuǎn)化為單變量在線尋優(yōu)問題，建立該優(yōu)化問題的數(shù)學(xué)描述：

其中，X為表征飛行器的時變運(yùn)動學(xué)/動力學(xué)參數(shù)，如高度、馬赫數(shù)等，X,分別為X對應(yīng)的最小和最大參數(shù)矢量；δ_x為執(zhí)行機(jī)構(gòu)副翼的出舵量，則f＝δ_x²表示滾轉(zhuǎn)通道的控制能量，即該尋優(yōu)問題的優(yōu)化指標(biāo)；β表示側(cè)滑角，即該優(yōu)化問題的待優(yōu)化變量，β,分別為β對應(yīng)的最小和最大可允許變化值；

步驟二：借助非線性跟蹤微分器在非線性尋優(yōu)方面不依賴于對象解析式的獨特優(yōu)勢，構(gòu)造基于非線性跟蹤微分器在線尋優(yōu)與迭代的自適應(yīng)側(cè)滑角指令分配器：

其中，t₀為橫側(cè)向機(jī)動的初始時刻，t_f為橫側(cè)向機(jī)動過渡過程的結(jié)束時刻，λ為待設(shè)計的梯度修正因子，β_c(k+1)和β_c(k)分別表示第k+1和k個采樣時刻對應(yīng)的側(cè)滑角優(yōu)化指令，n₁(k)為優(yōu)化計算所需要的中間導(dǎo)數(shù)，由如下方法獲取：

(1)分別將第三步獲得的控制能量δ_x²以及側(cè)滑角指令β_c送入非線性跟蹤微分器，以求得控制能量和側(cè)滑角指令的微分信號：

其中：u₁(k+1),u₁(k)表示下一時刻和當(dāng)前時刻控制能量的濾波信號，u₂(k+1),u₂(k)表示下一時刻和當(dāng)前時刻控制能量的微分信號，β_c1(k+1),β_c1(k)分別為下一時刻和當(dāng)前時刻側(cè)滑角指令的濾波信號，β_c2(k+1),β_c2(k)分別為下一時刻和當(dāng)前時刻側(cè)滑角指令的微分信號，h_i(i＝1,2)為積分步長，r_i(i＝1,2)為加速度飽和值。

(2)β_c2的非零處理：β_c2(k)＝max(abs(β_c2(k)),0.0001)sign(β_c2(k))，

其中：max(·)為取最大值函數(shù)，abs(·)為取絕對值函數(shù)，sign(·)為符號函數(shù)，n(k)為當(dāng)前時刻優(yōu)化所需要的一階導(dǎo)數(shù)

(3)n的濾波處理：

上式中，n₁(k+1),n₁(k)分別為下一時刻和當(dāng)前時刻優(yōu)化計算所需要的一階導(dǎo)數(shù)濾波，n₂(k)為n₁(k)的微分信號；h₃為積分步長，r₃為加速度飽和值。步驟一至步驟三中的fhan(x₁,x₂,r,h)為最速控制綜合函數(shù)，其算法公式如下：

其中：x₁,x₂為輸入變參，h為采樣步長，r為可調(diào)節(jié)的加速度因子，d,d₀,y,a,a₀均為中間參數(shù)。

步驟三：根據(jù)側(cè)滑角指令所允許的變化范圍，對步驟二所產(chǎn)生的側(cè)滑角指令β_c進(jìn)行限幅處理：

其中，為最終限幅后的側(cè)滑角指令，將其送入設(shè)計好的全通道高抗擾姿態(tài)控制器獲取控制能量δ_x²，并返回至步驟二以實施閉環(huán)高精度跟蹤控制。

為檢驗本發(fā)明所提出的方法在橫側(cè)向耦合利用協(xié)調(diào)控制方面的有效性，以高超聲速飛行器大范圍橫側(cè)向機(jī)動飛行為典型案例，其中全通道高抗擾姿態(tài)控制器的設(shè)計方法以及控制參數(shù)可參照文獻(xiàn)(王宏倫，邵星靈，張惠平，楊業(yè).面向大跨度機(jī)動飛行的高超聲速飛行器自抗擾軌跡線性化控制[J].電光與控制,2015,22(12):1-8.)所設(shè)計的側(cè)滑角指令分配器的設(shè)計參數(shù)為h＝0.02s,r₁＝r₂＝r₃＝100,h₁＝h₂＝h₃＝0.02,λ＝0.02，側(cè)滑角指令限幅飽和值為β＝-2deg。依據(jù)本發(fā)明的具體實施步驟(見圖1)，采用本發(fā)明前/后的高超聲速飛行器姿態(tài)控制仿真結(jié)果如圖2-5所示。其中，圖2為引入本發(fā)明前/后(即耦合利用前/后)高超聲速飛行器姿態(tài)環(huán)的跟蹤效果，圖3為引入本發(fā)明前/后(即耦合利用前/后)高超聲速飛行器角速率環(huán)的跟蹤效果，圖4為引入本發(fā)明前/后(即耦合利用前/后)高超聲速飛行器姿態(tài)環(huán)的跟蹤誤差對比圖，圖5為引入本發(fā)明前/后(即耦合利用前/后)高超聲速飛行器執(zhí)行機(jī)構(gòu)的出舵量對比圖。

不難發(fā)現(xiàn)，將自適應(yīng)動態(tài)指令功能以最外環(huán)形式引入高抗擾姿態(tài)控制系統(tǒng)，側(cè)滑角指令根據(jù)梯度下降尋優(yōu)法實時生成，主動利用了高超聲速飛行器橫側(cè)向通道的氣動耦合，在不犧牲閉環(huán)控制性能的情況下，節(jié)省了副翼和方向舵的控制輸入(見圖5)，有效提升了橫側(cè)向大機(jī)動的控制品質(zhì)和性能。

本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員公知的現(xiàn)有技術(shù)。