本發(fā)明屬于航空航宇推進(jìn)控制技術(shù)領(lǐng)域，具體指代一種近空間可變翼飛行器自適應(yīng)小翼切換控制系統(tǒng)及工作方法。

背景技術(shù)：

近空間飛行器所采用的推進(jìn)動力是無需自帶氧化劑的超聲速燃燒沖壓式發(fā)動機，氣動布局為機體/發(fā)動機一體化設(shè)計。近空間飛行器的彈性機體與飛行推進(jìn)系統(tǒng)之間存在很強的耦合性，飛行器模型的非線性特性十分嚴(yán)重，飛行過程具有快速時變性，近空間飛行器的氣動特性變化劇烈，各種不確定性嚴(yán)重，傳統(tǒng)的經(jīng)典控制方法無法很好地滿足飛行控制系統(tǒng)穩(wěn)定性和強魯棒性的性能要求。因此要保證飛行控制系統(tǒng)的實時性，魯棒性和穩(wěn)定性，對響應(yīng)速度和控制精度提出了更高的要求，這極大地推動了先進(jìn)的控制方法和控制理論關(guān)鍵技術(shù)的發(fā)展。

近空間可變翼飛行器是具有可伸縮小翼的近空間飛行器，是為了解決起飛爬升段升力不足、升阻比過小，滿足飛行速度和飛行高度包絡(luò)范圍大的特點而設(shè)計的一種可變翼飛行器。近空間可變翼飛行器兼具近空間飛行器與可變翼飛行器的特點，可以用于高空高速飛行，可變翼的特點可以使飛行器根據(jù)不同的飛行環(huán)境和飛行狀態(tài)選擇伸出或是收回小翼，一般在低速飛行時伸出小翼，提高升力，在高速飛行時，收回小翼以減小阻力，減小燃油消耗。

近空間可變翼飛行器所處的飛行環(huán)境、自身復(fù)雜多變的氣動特性對飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計帶來了很多技術(shù)上的難點。第一，飛行控制系統(tǒng)必須滿足穩(wěn)定性要求。大跨度飛行包絡(luò)，嚴(yán)重的外界干擾，彈性形變、高溫和低密度流效應(yīng)等因素會嚴(yán)重影響系統(tǒng)的穩(wěn)定性。第二，飛行控制系統(tǒng)必須滿足魯棒性要求。在高動壓、高速環(huán)境下，各種外界干擾和內(nèi)部參數(shù)變化要求飛行控制系統(tǒng)必須具有較強的魯棒性。飛行器的所處大氣環(huán)境復(fù)雜，使得飛行器異常敏感，時變性強，很容易產(chǎn)生基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)失真和參數(shù)不確定性；第三，強耦合和非線性特點要求系統(tǒng)的協(xié)調(diào)控制。近空間可變翼飛行器多采用乘波體或升力體氣動布局以保證機動飛行的大迎角姿態(tài)，采用機體/發(fā)動機一體化設(shè)計可以保證高速飛行時不解體。第四，實時性要求。在高速飛行時，飛行參數(shù)具有激烈快時變的特征，而氣動舵面的控制效果反而銳減，系統(tǒng)反應(yīng)時間加長，會出現(xiàn)控制延時問題。在控制器設(shè)計時要充分考慮機翼變形的實時性，控制算法的復(fù)雜度，要避免控制參數(shù)過多，提高算法的運行速度。第五，要滿足約束條件。飛行控制系統(tǒng)在保證控制精度的同時，還要滿足一些約束條件，例如執(zhí)行機構(gòu)的飽和約束、迎角和側(cè)滑角約束，在爬升和再入返回段的熱流約束、為保證機體結(jié)構(gòu)強度而設(shè)置的動壓約束和過載約束等。

滑?？刂品椒ㄍㄟ^設(shè)計不連續(xù)的控制器，迫使系統(tǒng)產(chǎn)生滑動運動模態(tài)，一旦系統(tǒng)進(jìn)行滑動模態(tài)，系統(tǒng)將對不確定性和干擾具有完全不變性。然而，實際系統(tǒng)由于切換裝置不可避免地存在慣性，變結(jié)構(gòu)系統(tǒng)在不同的控制邏輯中來回切換將導(dǎo)致實際滑動模態(tài)不是準(zhǔn)確地發(fā)生在切換面上，容易引起系統(tǒng)的劇烈抖動，不能保證系統(tǒng)的魯棒性。

增益預(yù)置控制方法在控制系統(tǒng)設(shè)計中的應(yīng)用比較成熟并取得了一定的成果，當(dāng)非線性系統(tǒng)變化范圍較大時，采用這種方法需要設(shè)計多個平衡點，整個控制器的穩(wěn)定性難以得到保證。在高超聲速飛行器大迎角和高機動狀態(tài)下，飛行狀態(tài)呈現(xiàn)強非線性和高耦合性，增益預(yù)置方法無法滿足性能指標(biāo)的要求。

動態(tài)逆控制方法通過被控對象非線性耦合特性的準(zhǔn)確建模，在線構(gòu)成非線性耦合時變控制器，以抵消對象的非線性耦合時變特性，使系統(tǒng)成為偽線性系統(tǒng)。但是動態(tài)逆方法對建模誤差敏感，且通常情況下，非線性系統(tǒng)精確建模非常困難，一旦建模與實際系統(tǒng)有差別，非線性耦合特性的對消就會有影響，導(dǎo)致控制性能的惡化，不能保證魯棒性。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

針對于上述現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明的目的在于提供一種可變翼高超聲速飛行器自適應(yīng)控制系統(tǒng)及工作方法，可有效解決近空間可變翼飛行器在小翼伸出與收回切換過程中的不確定性的飛行控制問題。

為達(dá)到上述目的，本發(fā)明的一種可變翼高超聲速飛行器自適應(yīng)控制系統(tǒng)，其用于生成近空間可變翼飛行器的控制輸入量u(t)，以保證近空間可變翼飛行器飛行速度v、飛行俯仰角θ能快速跟蹤到輸入的飛行速度參考值vr、飛行俯仰角參考值θr；該控制系統(tǒng)包括：參考模型、標(biāo)稱控制器和自適應(yīng)更新模塊；其中，

參考模型，根據(jù)模型階次，設(shè)計一階、二階參考模型：

式中，δym(t)＝[δvm,δθm]^t為參考模型輸出，δr(t)為參考模型輸入，wm(s)為參考模型的傳遞函數(shù)，為關(guān)聯(lián)矩陣，p1,p2,p3為配置的穩(wěn)定極點；

標(biāo)稱控制器，其形式如下：

其中，是標(biāo)稱控制器參數(shù)，

為高頻增益矩陣；

標(biāo)稱控制器的作用下得到飛行器的輸出δy(t)＝g(s)δu(t)，此時的輸出δy(t)能跟蹤上述參考模型輸出δym(t)；

自適應(yīng)更新模塊，其形式如下：

式中，k2為自適應(yīng)更新參數(shù)，其為標(biāo)稱控制器參數(shù)的趨近律，k2選取的值為更新初值，自適應(yīng)更新函數(shù)表達(dá)式如下：

誤差更新函數(shù)為：

其中，定義一些輔助變量：

為估計誤差，

為自適應(yīng)更新函數(shù)中間變量，

為誤差更新函數(shù)中間變量，

為歸一化函數(shù)，

ω(t)＝[δv,δγ,δα,δq,δθ,δvc,δθc]^t為新的狀態(tài)量函數(shù)，

sp∈r^m×m,為自適應(yīng)增益矩陣；

自適應(yīng)更新模塊自動更新控制量δu(t)，得到飛行器的輸出δy(t)＝g(s)δu(t)，此時的輸出δy(t)能精確跟蹤參考模型輸出δym(t)。

優(yōu)選地，所述的參考模型的傳遞函數(shù)

為一階和二階環(huán)節(jié)組成，p1,p2,p3為配置的穩(wěn)定極點；速度的相對階次是一階，所以選擇一階慣性環(huán)節(jié)；俯仰角的相對階次是二階，所以選擇二階慣性環(huán)節(jié)。

優(yōu)選地，所述的標(biāo)稱控制器和自適應(yīng)更新模塊的參數(shù)：

其中，δδe(t)為升降舵增量，δβc(t)為油門百分比增量，δv(t)為速度增量，δγ(t)為航跡角增量，δα(t)為迎角增量，δq(t)為俯仰角速率增量，δθ(t)為俯仰角增量，δvc(t)為速度指令信號，δθc(t)為俯仰角指令信號，βc為可變翼高超聲速飛行器的發(fā)動機節(jié)流閥調(diào)定值，δe為可變翼高超聲速飛行器的升降舵偏轉(zhuǎn)值。

優(yōu)選地，所述的近空間可變翼飛行器的控制輸入量u(t)＝δu(t)+u^*，其中(x^*,u^*)為線性化的平衡點。

本發(fā)明的一種可變翼高超聲速飛行器自適應(yīng)控制系統(tǒng)的工作方法，包括步驟如下：

1)將近空間飛行器非線性模型線性化得到狀態(tài)方程表達(dá)式如下：

δy＝cδx

式中，δu(t)＝[δδe(t)，δηe(t)]^t，δy(t)＝[δv(t)，δθ(t)]^t，

δx(t)＝[δv(t)，δγ(t)，δα(t)，δq(t)，δθ(t)]^t；

2)根據(jù)速度與俯仰角的相對階次，選擇參考模型如下：

δym(t)＝diag[1/(s+p1),1/(s+p2)(s+p3)]δr(t)

選擇速度與俯仰角指令作為參考模型輸入δr(t)＝[δvc,δθc]^t，得到參考模型輸出δym(t)＝[δvm,δθm]^t；

3)將標(biāo)稱控制器輸出加上線性化平衡狀態(tài)值u^*，即u＝δu+u^*輸入到飛行器非線性模型，得到飛行器輸出δy(t)，使其跟蹤δym(t)；

4)在標(biāo)稱控制器作為初始輸入基礎(chǔ)之上加入自適應(yīng)更新模塊，得到自適應(yīng)控制律即將u＝δu+u^*輸入到飛行器非線性模型；飛行器的小翼在25秒之后緩慢伸出，30秒時完全伸出，自適應(yīng)更新模塊在小翼伸出時更新參數(shù)，保證對速度與俯仰角的穩(wěn)定跟蹤。

本發(fā)明的有益效果：

1、本發(fā)明具有良好的全局穩(wěn)定性，能有效利用基于狀態(tài)方程設(shè)計控制器不依賴于非線性系統(tǒng)本身的特性，基于該方法設(shè)計出的控制系統(tǒng)在處理近空間飛行器問題時擁有更大的靈活性，可有效地保證其全局穩(wěn)定性。

2、當(dāng)控制系統(tǒng)小翼由收縮到伸出或由伸出到收縮的情況下，自適應(yīng)更新律能有效抵消參數(shù)不確定對系統(tǒng)的影響，使得近空間可變翼飛行器能快速有效的響應(yīng)跟蹤信號，具有較好的跟蹤性能和魯棒性能。

3、所設(shè)計的自適應(yīng)控制器的自適應(yīng)更新律是實時、動態(tài)更新的過程，可以提高系統(tǒng)的實時性。

附圖說明

圖1為本發(fā)明控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)原理示意圖；

圖2為本發(fā)明控制系統(tǒng)的速度跟蹤響應(yīng)曲線圖；

圖3為本發(fā)明控制系統(tǒng)的俯仰角跟蹤響應(yīng)曲線圖。

具體實施方式

為了便于本領(lǐng)域技術(shù)人員的理解，下面結(jié)合實施例與附圖對本發(fā)明作進(jìn)一步的說明，實施方式提及的內(nèi)容并非對本發(fā)明的限定。

本發(fā)明基于狀態(tài)反饋輸出跟蹤的模型參考自適應(yīng)控制系統(tǒng)設(shè)計方法是將建立的參考模型作為控制器設(shè)計的基礎(chǔ)，因此它不依賴與飛行器的非線性模型，在實際應(yīng)用中較為簡單，控制器分為標(biāo)稱控制器和自適應(yīng)更新律，根據(jù)狀態(tài)方程設(shè)計標(biāo)稱控制器參數(shù)，并將標(biāo)稱控制器參數(shù)作為自適應(yīng)更新律的初值，并借助李亞普諾夫函數(shù)設(shè)計自適應(yīng)更新律，以保證系統(tǒng)的全局穩(wěn)定性。該方法適用于線性控制，不依賴于數(shù)學(xué)模型，具有非常獨特的優(yōu)勢，可以提高控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性和魯棒性能。

參照圖1所示，本發(fā)明的一種可變翼高超聲速飛行器自適應(yīng)控制系統(tǒng)，其應(yīng)用于可變翼高超聲速飛行器中，該可變翼高超聲速飛行器的輸入輸出形式：y(t)＝g(s)u(t)，增量形式為δy(t)＝g(s)δu(t)，狀態(tài)方程表達(dá)式為：δy(t)＝cδx(t)，其中g(shù)(s)為飛行器傳遞函數(shù)，y(t)為飛行器的輸出，u(t)為飛行器的控制輸入，x(t)為飛行器狀態(tài)量，a,b,c為系統(tǒng)矩陣；該控制系統(tǒng)用于生成近空間可變翼飛行器的控制輸入量u(t)，以保證近空間可變翼飛行器飛行速度v、飛行俯仰角θ能快速跟蹤到輸入的飛行速度參考值vr、飛行俯仰角參考值θr；該控制系統(tǒng)包括：參考模型、標(biāo)稱控制器和自適應(yīng)更新模塊；

以某型近空間可變翼飛行器為例，其采用翼身融合布局，機體輪廓為三角形，大后掠機翼與機身采用翼身融合方式，升降舵布置在機翼后緣，機翼為可變形翼面，采用在主翼兩側(cè)伸縮小翼的方式提高升力和飛行效率。該飛行器在高超聲速巡航飛行條件下的縱向運動模型描述為：

式中，狀態(tài)量v,γ,α,q,θ分別表示飛行器速度，飛行航跡傾斜角，飛行迎角，俯仰角速率和飛行俯仰角；l,d,t分別表示飛行器升力、阻力和發(fā)動機推力，m表示俯仰力矩，iyy表示縱向轉(zhuǎn)動慣量，∫(x²+z²)dm＝iyy；

氣動力和力矩表示為：

l＝0.5ρv²scl

d＝0.5ρv²scd

myy＝0.5ρv²sc[cm(α)+cm(δe)+cm(q)]

式中，ρ為大氣密度，s為機翼浸潤面積，cl，cd，cm分別為升力系數(shù)，阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)；

小翼伸縮模型如下：

式中，s為機翼面積，小翼在25s時刻開始伸出，伸出前機翼面積s＝369m/s，在30s時刻完成小翼的伸出，小翼完全伸出機翼面積s＝389m/s；小翼伸出過程中機翼面積變化影響飛行器升力系數(shù)cl、阻力系數(shù)cd和俯仰力矩系數(shù)cm發(fā)生變化。

將上述近空間可變翼飛行器非線性模型線性化得到狀態(tài)方程表達(dá)式為：

標(biāo)稱控制器和自適應(yīng)更新模塊的設(shè)計目標(biāo)是當(dāng)小翼切換時出現(xiàn)不確定性擾動的情況下，使得近空間可變翼飛行器能穩(wěn)定跟蹤給定速度參考信號和俯仰角參考信號yr＝[vr(t)θr(t)]^t，t≥0。

在標(biāo)稱控制器和自適應(yīng)更新模塊設(shè)計之前，作如下假設(shè)：

假設(shè)1：g(s)＝c(si-a)^-1b的所有零點穩(wěn)定，并且系統(tǒng)(a,b,c)可控且可觀測。

假設(shè)2：g(s)嚴(yán)格有理，滿秩，并且有一個對角關(guān)聯(lián)矩陣

ξm(s)＝diag{d1(s),d2(s),…,dm(s)}

式中，為首一穩(wěn)定多項式，也就是說高頻增益矩陣定義為：

該矩陣有界，并且非奇異。

假設(shè)3：存在已知矩陣sp∈r^m×m滿足

參考模型，根據(jù)模型階次，設(shè)計一階、二階參考模型：

式中，δym(t)＝[δvm,δθm]^t為參考模型輸出，δr(t)為參考模型輸入，wm(s)為參考模型的傳遞函數(shù)，為關(guān)聯(lián)矩陣，參考模型由一階和二階環(huán)節(jié)組成，p1,p2,p3為配置的穩(wěn)定極點，速度的相對階次是一階，所以選擇一階慣性環(huán)節(jié)，俯仰角的相對階次是二階，所以選擇二階慣性環(huán)節(jié)。

標(biāo)稱控制器，其形式如下：

其中，是標(biāo)稱控制器參數(shù)，為高頻增益矩陣；

標(biāo)稱控制器的作用下得到飛行器的輸出δy(t)＝g(s)δu(t)，此時的輸出δy(t)能跟蹤上述參考模型輸出δym(t)；

自適應(yīng)更新模塊，將標(biāo)稱控制器應(yīng)用到系統(tǒng)中，得到閉環(huán)系統(tǒng)：

并且輸出跟蹤誤差為：

式中，ω(t)＝[x^t(t),r^t(t)]^t,

為得到自適應(yīng)更新模塊的參數(shù)向量θ^t(t)的更新律，令ψ^*＝kp,h(s)＝1/(s+p2)(s+p3)，相對階ρm的穩(wěn)定多項式為1/(s+p2)(s+p3)，定義估計誤差為：

ε(t)＝ξm(s)h(s)[δy-δym](t)+ψ(t)ξ(t)

式中，ψ(t)是ψ^*的估計誤差，并且

ζ(t)＝h(s)[ω](t)

ξ(t)＝θ^t(t)ζ(t)-h(s)[δu](t)

估計誤差還可以寫成

式中，

選擇以下自適應(yīng)參數(shù)更新律

式中，γ＝γ^t＞0,且

得到自適應(yīng)控制器如下：

式中，k2為標(biāo)稱控制參數(shù)的趨近律，且更新律為

定義跟蹤誤差e(t)＝δy(t)-δym(t)滿足

證明：可以找到一個正定的方程：

其導(dǎo)數(shù)為：

根據(jù)李雅普諾夫穩(wěn)定性定理可知，閉環(huán)系統(tǒng)信號有界且輸出能夠?qū)崿F(xiàn)漸進(jìn)跟蹤參考模型。

為了驗證本實例的效果，對其進(jìn)行數(shù)值仿真驗證。為了描述飛行器小翼伸縮的不確定性，仿真中小翼在25s時刻開始伸出，伸出前機翼面積s＝369m/s，在30s時刻完成小翼的伸出，小翼完全伸出機翼面積s＝389m/s。小翼伸出過程中機翼面積變化影響飛行器升力系數(shù)cl、阻力系數(shù)cd和俯仰力矩系數(shù)cm發(fā)生變化。利用本實例控制系統(tǒng)所得到的近空間可變翼飛行器高度和俯仰角的跟蹤響應(yīng)曲線如圖2、3所示。

本發(fā)明的一種可變翼高超聲速飛行器自適應(yīng)控制系統(tǒng)的工作方法，包括步驟如下：

1)將近空間飛行器非線性模型線性化得到狀態(tài)方程表達(dá)式如下：

δy＝cδx

式中，δu(t)＝[δδe(t)，δβc(t)]^t，δy(t)＝[δv(t)，δθ(t)]^t，

δx(t)＝[δv(t)，δγ(t)，δα(t)，δq(t)，δθ(t)]^t；

2)根據(jù)速度與俯仰角的相對階次，選擇參考模型如下：

δym(t)＝diag[1/(s+p1),1/(s+p2)(s+p3)]δr(t)

選擇速度與俯仰角指令作為參考模型輸入δr(t)＝[δvc,δθc]^t，得到參考模型輸出δym(t)＝[δvm,δθm]^t；

3)將標(biāo)稱控制器輸出加上線性化平衡狀態(tài)值u^*，即u＝δu+u^*輸入到飛行器非線性模型，得到飛行器輸出δy(t)，使其跟蹤δym(t)；

4)在標(biāo)稱控制器作為初始輸入基礎(chǔ)之上加入自適應(yīng)更新模塊，得到自適應(yīng)控制律即將u＝δu+u^*輸入到飛行器非線性模型；飛行器的小翼在25秒之后緩慢伸出，30秒時完全伸出，自適應(yīng)更新模塊在小翼伸出時更新參數(shù)，保證對速度與俯仰角的穩(wěn)定跟蹤。

本發(fā)明具體應(yīng)用途徑很多，以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以作出若干改進(jìn)，這些改進(jìn)也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。