專利名稱：一種基于控制力受限情況下飛行器航跡傾角反演控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種基于控制力受限情況下飛行器航跡傾角反演控制方法，它是針對飛行器縱向平面動(dòng)態(tài)模型，通過定義輔助分析系統(tǒng)，采用輸入飽和誤差動(dòng)態(tài)放大的方法，實(shí)現(xiàn)一種基于控制輸入飽和的反演控制方法，用于飛行器航跡傾角的控制，屬于自動(dòng)控制技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
飛行器的航跡傾角就是飛行速度方向與水平方向夾角，是重要的飛行器運(yùn)動(dòng)參 數(shù)。通過穩(wěn)定精確控制航跡傾角，不僅能保證飛行器按照預(yù)定軌跡航行，還能保證飛行器的飛行高度。飛行器縱向模型屬于非線性強(qiáng)耦合系統(tǒng)，對于它的控制具有一定難度。由于要求飛行器航跡傾角能快速精確跟蹤預(yù)定軌跡，所以對控制方法的設(shè)計(jì)提出了較高要求。近年來，許多先進(jìn)的控制方法被用到飛行器航跡傾角的控制中，其中反饋線性化方法是最常用的一種。但是反饋線性化方法存在一些缺陷，比如要求不確定部分滿足匹配條件，對建模誤差敏感等。反演控制是針對下三角系統(tǒng)而提出的控制方法，通過把一個(gè)系統(tǒng)分成多個(gè)子系統(tǒng)，結(jié)合Lyapunov函數(shù)對每個(gè)子系統(tǒng)設(shè)計(jì)虛擬控制量，逐層遞進(jìn)，最終得到實(shí)際控制律。在實(shí)際的動(dòng)態(tài)系統(tǒng)中，飽和是最常見的執(zhí)行器非線性。它嚴(yán)重影響系統(tǒng)的性能從而導(dǎo)致計(jì)算的不準(zhǔn)確。對于飛行器系統(tǒng)，按照實(shí)際工程的要求，由于執(zhí)行器的限制，控制律的大小通常有一定的限制，過大的控制律值難以實(shí)現(xiàn)，在這種限制下進(jìn)行系統(tǒng)控制設(shè)計(jì)是一個(gè)很有意義的命題，這就是“控制輸入飽和”問題。這種技術(shù)背景下，本發(fā)明給出一種基于控制輸入飽和的反演控制方法，用于控制飛行器航跡傾角。采用這種控制保證了閉環(huán)系統(tǒng)在限定大小的控制輸入下全局穩(wěn)定性，實(shí)現(xiàn)了飛行器航跡傾角對預(yù)定軌跡的快速且精確跟蹤。

發(fā)明內(nèi)容
I、發(fā)明目的本發(fā)明的目的是克服現(xiàn)有控制技術(shù)的不足，提供一種基于控制力受限情況下飛行器航跡傾角反演控制方法，用以控制飛行器航跡傾角，它保證閉環(huán)系統(tǒng)全局穩(wěn)定，實(shí)現(xiàn)飛行器航跡傾角對預(yù)定軌跡的快速且精確跟蹤。本發(fā)明是一種基于控制力受限情況下飛行器航跡傾角反演控制方法，其設(shè)計(jì)思想是針對飛行器縱向模型，設(shè)計(jì)輔助分析系統(tǒng)，將輸入飽和誤差動(dòng)態(tài)放大，補(bǔ)償控制輸入的不足；將整個(gè)系統(tǒng)分成三個(gè)子系統(tǒng)，逐步設(shè)計(jì)虛擬控制量，最終得到大小受限的實(shí)際控制律，不僅能保證閉環(huán)控制系統(tǒng)的全局穩(wěn)定性，同時(shí)實(shí)現(xiàn)了飛行器航跡傾角對預(yù)定軌跡的快速且精確跟蹤。2、技術(shù)方案下面結(jié)合流程框圖4中的步驟，具體介紹該設(shè)計(jì)方法的技術(shù)方案。本發(fā)明一種基于控制力受限情況下飛行器航跡傾角反演控制方法，該方法具體步驟如下第一步飛行器縱向模型構(gòu)建與狀態(tài)變換閉環(huán)控制系統(tǒng)采用負(fù)反饋的控制結(jié)構(gòu)，輸出量是飛行器航跡傾角，輸入量是舵面偏角。所設(shè)計(jì)的閉環(huán)控制系統(tǒng)主要包括控制器環(huán)節(jié)、輔助分析系統(tǒng)環(huán)節(jié)和系統(tǒng)模型這三個(gè)部分，其結(jié)構(gòu)布局情況見圖I所示。飛行器縱向模型描述如下
權(quán)利要求
1. 一種基于控制力受限情況下飛行器航跡傾角反演控制方法，其特征在于該方法具體步驟如下 步驟一飛行器縱向模型構(gòu)建與狀態(tài)變換 閉環(huán)控制系統(tǒng)采用負(fù)反饋的控制結(jié)構(gòu)，輸出量是飛行器航跡傾角，輸入量是舵面偏角；所設(shè)計(jì)的閉環(huán)控制系統(tǒng)包括控制器環(huán)節(jié)、輔助分析系統(tǒng)環(huán)節(jié)和系統(tǒng)模型這三個(gè)部分； 飛行器縱向模型描述如下
全文摘要
一種基于控制力受限情況下飛行器航跡傾角反演控制方法，該方法有四大步驟步驟一飛行器縱向模型構(gòu)建與狀態(tài)變換；步驟二基于控制輸入飽和的反演控制設(shè)計(jì)；步驟三跟蹤性能檢驗(yàn)與參數(shù)調(diào)節(jié)；步驟四設(shè)計(jì)結(jié)束。本發(fā)明是針對飛行器縱向平面動(dòng)態(tài)模型，通過定義輔助分析系統(tǒng)，采用輸入飽和誤差動(dòng)態(tài)放大的方法，實(shí)現(xiàn)一種基于控制輸入飽和的反演控制方法，用于飛行器航跡傾角的控制。它在航天航空自動(dòng)控制技術(shù)領(lǐng)域里具有較好的實(shí)用價(jià)值和廣闊的應(yīng)用前景。
文檔編號(hào)G05D1/08GK102654772SQ20121015094
公開日2012年9月5日 申請日期2012年5月15日 優(yōu)先權(quán)日2012年5月15日
發(fā)明者劉金琨, 郭一 申請人:北京航空航天大學(xué)