33]
[0234] 式中：￡ = mm{A*，么,:<，&,，全似}，么.=；U^K,)，心=>U(Ku)，么>=Λ4?(/?》， 下二min (火3,火Ω, λω} 〇
[0235] 由麵兩知一定雜磯婚>0,氣。。> 0 ' &>〇庇>〇?撫 < A '（V <。―、、Ik IN 4、h, IN 式' ' 因此由式巧5)和文獻Nonliner systems[M](第S版，Prentice化11,2002年出版）中的定理 4.19可知，性質(zhì)2成立。
[0236] 為了驗證所提控制策略的有效性，針對六自由度十二狀態(tài)NSV模型式（1)-式(4)， 并將專利文獻CN101937233A中提供的氣動力和力矩系數(shù)標稱值均攝動30%，進行飛控系統(tǒng) 的仿真。其他仿真初始條件為:M=136080Kg，初始地面的坐標為[900,900，-300000]m，初始 新航速度V = 2800m/s，初始航跡角為丫 =x = 0°;推力為T = 200KN，初始姿態(tài)角和角速率分 別為α〇=1.〇。，β〇 = 〇.〇。，μ〇 = -〇.2。，p〇 = qo = ;r〇 = Odeg/s。
[0237]假設NSV預定軌跡如下：
[0240] Zc = -3.0Xl〇4〇<t<250
[0241] 式中，x。，y。，z。的度量單位均為米。
[0242] 為克服符合干擾(氣動力和力矩系數(shù)的不確定)的影響，空速、航跡、姿態(tài)角和角速 率的ADAA參數(shù)分別為：Ava= 1，Γ va = 〇 .5，「,,,,，二航K (〇.3,〇句，Αω3 = 3Ι3Χ3，Γ Qa 二0.3l3x3，Awa二513X3,廠 wa二diag{0.2,0.3,0.2}〇
[0243] 位置、空速、航跡角、姿態(tài)角和角速率的控制器及其魯棒控制器參數(shù)為Kp=diag{0.01， 0.1，0.5}，K'.=]'CU-,,,'.,=(&'g{L2，1.5}，KQ = 2l2x2，Ku = 4l2x2，ru = 0.5，^=^3，","=A2，： ΓΩ = 1，Γω=1.5d
[0244] 帶有幅值和速率受限的濾波器的參數(shù)如表1所示，由此得到的仿真結(jié)果如圖5-8所 /J、- 〇
[0245] 表1-指令濾波器參數(shù)表
[0246]
[0247]
[0248] 圖5的仿真結(jié)果說明即使在NSV的氣動力和力矩系數(shù)攝動20%后，利用本發(fā)明的控 制方法仍然很好地實現(xiàn)NSV跟蹤期望的軌跡。從圖6的仿真結(jié)果可W看出，利用在線復合干 擾估計、補償W及基于受限指令濾波的控制器，飛行器的空速和航跡角能在很短時間內(nèi)收 斂于實際的指令值，并且沒有超調(diào)現(xiàn)象，調(diào)節(jié)時間較短。從圖7可知，姿態(tài)角和角速率能快速 打到對實際的指令精準跟蹤的要求。從圖8可知，推力和氣動艙偏角滿足實際NSV的物理要 求。
[0249] 本發(fā)明的上述實施例中，針對六自由度十二狀態(tài)NSV非線性魯棒自適應飛控系統(tǒng) 的設計，針對NSV模型中存在著非仿射非線性描述的航跡模型，提出一種時變的仿射非線性 系統(tǒng)近似航跡模型近似描述航跡運動的過程，采用動態(tài)逆和backstepping方法，并結(jié)合指 令濾波器設計了外環(huán)(位置)和內(nèi)環(huán)(空速、航跡角、姿態(tài)角、角速率)控制器，實現(xiàn)了 NSV再不 確定參數(shù)存在情況下的魯棒軌跡跟蹤控制。該方法不僅避免了backstepping設計中的微分 膨脹問題，而且在考慮NSV狀態(tài)幅值和速率約束下，保證了閉環(huán)NSV系統(tǒng)的穩(wěn)定性。仿真結(jié)果 表明該控制方案能夠確保NSV擁有穩(wěn)定的飛行特性，良好的控制性能及強魯棒性能。
[0250] 顯然，上述實施例僅僅是為清楚地說明所作的舉例，而并非對實施方式的限定。對 于所屬領域的普通技術人員來說，在上述說明的基礎上還可W做出其它不同形式的變化或 變動。運里無需也無法對所有的實施方式予W窮舉。而由此所引伸出的顯而易見的變化或 變動仍處于本發(fā)明創(chuàng)造的保護范圍之中。
【主權項】
1. 一種近空間飛行器的軌跡跟蹤控制方法，其特征在于，包括： 步驟1.建立近空間飛行器巡航飛行階段的六自由度十二狀態(tài)非線性模型； 步驟2.利用在線模型近似方法將所述航跡角回路模型的做近似處理； 步驟3.利用自適應干擾估計算法，獲取復合干擾估計值； 步驟4.設計飛行控制器，本步驟與所述步驟3中的自適應干擾估計算法相互獨立。2. 根據(jù)權利要求1所述的近空間飛行器的軌跡跟蹤控制方法，其特征在于，所述步驟1 中的近空間飛行器巡航飛行階段的六自由度十二狀態(tài)非線性模型包括： 位置回路模型：Α = /ρ(7,Ρα); 空速模型：?>=/:.(Ρ'Ω) + &,(Ω)Γ + < ; ? Γ · · ?Γ 航跡角回路模型：=乃尤^f .{P!!.iXT) + d ,x yP P 姿態(tài)角回路模型：0二.4(Ω) + g￡2(Ω_ + 4 ; 角速率回路模型：仿=人(Ω, _ + +4; 上式中的各變量表示的含義如下： P為飛行器空間位置，？=[^7,2]7，（1，7,2)為飛行器在地面坐標系中的坐標，？ 3=[丫， χ]τ，γ為飛行器的航跡傾斜角，X為飛行器的航跡方位角，ω二…^屮:^一為飛行器的攻角， β為飛行器的側(cè)滑角，μ為飛行器的滾轉(zhuǎn)角，ν為空速，ω二匕^^:^^為滾轉(zhuǎn)角速率…為俯 仰角速率，r為偏航角速率，1=[1&1，11^1，1^1]，1&1、11^1和1^1分別為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航 方向上的控制力矩，T為發(fā)動機推力，dv、<、cb和cL均為對應回路的復合干擾，其包括由氣 動變化和參數(shù)攝動引起的不確定。3. 根據(jù)權利要求2所述的近空間飛行器的軌跡跟蹤控制方法，其特征在于，步驟2中，利 用在線模型近似方法將所述航跡角回路模型的做近似處理，將所述航跡角回路模型近似 為:r =/; +g,i2' + C^)a +<i,。4. 根據(jù)權利要求3所述的近空間飛行器的軌跡跟蹤控制方法，其特征在于，步驟3中利 用自適應干擾估計算法，獲取的復合干擾估計值包括： 空速模型中的復合干擾估計值：.= <(0) + ; 的復=4:(〇)+1；&腳，沁/奶 (0>和i(0)為干擾估計值的初始值。5. 根據(jù)權利要求4所述的近空間飛行器的軌跡跟蹤控制方法，其特征在于，所述步驟4 中.設計飛行控制器，其包括： 位置控制器：A (匕,〇 = -/?尸+ A ; 空速控制器：十rJ/M 航跡控制器：Ω/ =盡^(-\./^-/; 1-心d 姿態(tài)角te制器：?% =品!1 (-/(u Q-人,-t/u+ix; 角速率控制器:Μ = €(-尤人-厶一1,+咚-+仏)； 乂(：1為期望的空速指令，/1=丨/,/，厶]7\丫<1和>： (：1為期望的航跡傾斜角指令和期望的航跡方 位角指令，KP為設計的正定矩陣，= 為位置跟蹤誤差，P為飛行器空間位置，P。為實際 位置控制指令，Pe為位置控制指令導數(shù);T為推力，kv>0為設計參數(shù)，ev為空速誤差，i；為d v 的估計值，rv為空速的魯棒控制器；Ω/二丨％.//J'，叫和叫分別為期望的攻角指令和期望的 滾轉(zhuǎn)角指令，為航跡修正跟蹤誤差，夂y >β為設計參1為 設計的非線性阻尼項，~為航跡跟蹤誤差，€￡為航跡控制指令導數(shù)，為?的估計值； 為航跡角的魯棒控制器，4 為仙中兩個分量，仙為姿態(tài)角輔助濾波器的狀態(tài)； ?d=[pd，qd，rd]T為期望的角速度指令，p為期望滾轉(zhuǎn)角速率，q為期望俯仰角速率，r為期望 偏航角速率，Κω>0為設計的正定矩陣，Q為姿態(tài)角跟蹤誤差，&為(1〇的估計值， &士。]7為實際的姿態(tài)跟蹤指令信號，Ω,為姿態(tài)角實際指令導數(shù)，γω為姿態(tài)角的魯棒控制 器，e a ^為修正的航跡角誤差，、為航跡角輔助濾波器的狀態(tài)；M = [lctri，mctri，nctri]，lctri、m ctri和nctri分別為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航方向上的控制力矩，Κω為設計 的正定矩陣，θω= ω-ω。為角速率誤差，lySck的干擾估計值，為角速度實際指令導數(shù)， Γω為角速率的魯棒控制器，4 =0-?。
【專利摘要】本發(fā)明提供一種針對巡航飛行階段的近空間飛行器NSV(Near？Space？Vehicle)六自由度十二狀態(tài)模型,設計一種魯棒自適應軌跡跟蹤控制策略。首先，提出一種全新的動態(tài)模型近似方法應用于航跡控制器的設計。其次，利用自適應技術設計一種獨立于控制器的干擾估計器。然后，采用動態(tài)逆和backstepping方法相結(jié)合，分別給出位置、姿態(tài)角和角速率控制器的設計方法。其中，應用指令濾波器來避免backstepping設計中微分膨脹問題，并通過補償項修正由立項指令不能被完全執(zhí)行所引起的跟蹤誤差，構造魯棒項抑制干擾估計誤差對軌跡跟蹤的影響。下面結(jié)合具體的實施例對本發(fā)明的上述方法進行詳細說明。
【IPC分類】G05D1/10, G05B13/04
【公開號】CN105629734
【申請?zhí)枴緾N201610084472
【發(fā)明人】張強, 袁鑄鋼, 于宏亮
【申請人】濟南大學
【公開日】2016年6月1日
【申請日】2016年2月14日