适用于高超声速机动飞行的自抗扰轨迹线性化控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及一种适用于高超声速机动飞行的自抗扰轨迹线性化控制方法，主要应 用于解决高超声速飞行器高抗扰、高精度再入制导与跟踪控制。
【背景技术】
[0002] 近空间高超声速飞行器是21世纪空天一体化技术飞速发展产生的新的战略制高 点。由于飞行高度的优势，可W避免目前绝大多数的地面攻击，生存力大大提高；由于飞行 速度的巨大优势，可W从本±出发在2小时内攻击全球任何目标而不需要海外基地；由于 具备高超声速大范围机动能力，可W轻易突破弹道导弹防御系统的拦截，突防能力大大提 高。作为21世纪航空航天领域最受关注的研究方向，高超声速飞行器已逐渐成为目前各国 争夺空天权争相发展的重点。
[0003] 高超声速飞行器本质上是一个强非线性、强禪合、快时变、强不确定性的多约束多 变量系统，其复杂的动力学特性，未知的飞行环境和严格的控制约束给控制理论与方法提 出了前所未有的挑战。特别地，区别于高超巡航稳定跟踪控制，当飞行器实施大跨度机动飞 行时引起的本质非线性、强禪合动力学特性异常显著，在运种背景下，W高超线性化模型为 被控对象的局部飞行控制策略，如工程上应用较为广泛的变增益控制及切换线性变参数方 法将难W适用。目前针对高超声速飞行器非线性模型设计的非线性控制方法层出不穷，如 滑模控制、自适应W及轨迹线性化控制。其中，轨迹线性化控制方法已被证明是一种有效的 控制方法，由于其特定的控制结构（开环前馈求伪逆+闭环反馈调节跟踪误差），使得系统 输出沿着标称轨迹指数稳定，从而保证了轨迹线性化具有一定的鲁棒性和较强的抗干扰能 力。为应对大范围不确定性对闭环系统跟踪性能的影响，同时增强轨迹线性化控制的抗干 扰能力，目前较为成熟的研究思路是将轨迹线性化与自适应神经网络或模糊逻辑理论框架 相结合，利用自适应神经网络和模糊逻辑对参数化不确定性的逼近能力，构造相应的干扰 补偿器来抵消不确定性对系统的影响，W弥补存在较大气动参数不确定情况下的单一轨迹 线性化鲁棒性不足的缺陷。然而，结合神经网络或模糊逻辑的轨迹线性化复合控制策略存 在调参过于繁琐、缺乏理论指导、难W工程化应用等局限性。
【发明内容】
[0004] 本发明针对高超声速飞行器大跨度机动飞行所引起的本质非线性及强禪合、多源 气动参数摄动及外部环境干扰并存情况下的姿态跟踪控制问题，提出了一种适用于高超声 速机动飞行的自抗扰轨迹线性化控制方法，解决现有非线性控制方法因鲁棒性不足难W应 付再入过程中大范围不确定性的难题，实现提高高超声速飞行器大范围机动飞行姿态控制 精度及抗扰能力的目的。 阳〇化]本发明一种适用于高超声速机动飞行的自抗扰轨迹线性化控制方法，其实现步骤 如下：
[0006] 步骤一：将异于标称模型的部分视为总扰动，建立带多源复杂不确定性的具有严 格反馈形式的高超声速飞行器姿态和角速率动态模型，如下：
[0007]
[0008] 其中：
[0009] 状态变量Xi=[αβ丫JT，α、β和丫S分别为攻角、侧滑角及倾侧角；
[0010] 状态变量Χ2=[WxWywjT，Wy、Wy和W,分别为滚转角速率、偏航角速率及俯仰角速 率. 柳川辅助状态变量Xs=出VΘ]τ，Η、ν和Θ分别为再入高度、速度及航迹倾角； [0012] 控制变量υ=[δχδγδJT，δχ、δγ和δ,分别为副翼舱偏、方向舱舱偏及升降 舱舱偏； 阳01引姿态系统的复合干扰聲=[?/ 啦今/，(1。、(16和^//。分别为姿态回路的俯仰、偏 航与滚转通道的时变多源干扰；
[0014] 角速率系统的复合干扰d:;==队.4, <]''·<、<仙/。分别为角速率回路滚 转、偏航与俯仰通道的时变多源干扰。 阳01引 Fi化，X3)表示描述姿态环运动学的动态系统矩阵，S个分量F。化，X3)、Fe化，馬） 和分别代表描述姿态环俯仰、偏航与滚转通道运动学的动态系统项；Bi狂1)表示 描述姿态环静态禪合的输入矩阵，Ξ个分量B。狂1)\Bp狂ι)τ和(X,)'分别代表描述姿态 环俯仰、偏航与滚转通道静态禪合的输入项；F2〇(i，X2)表示描述角速率环动力学的动态系 统矩阵，立个分量巧%诱1，馬)、巧巧1，馬林听.巧，又2)分别表示描述角速率环滚转、偏航 与俯仰通道动力学的动态系统项；B2狂1)表示描述角速率环静态禪合的输入矩阵，Ξ个分 量巧，和巧,.（x,y分别代表描述姿态环滚转、偏航与俯仰通道静态禪合的 输入项。
[0016] 步骤二：针对步骤一建立的模型，设计姿态环和角速率环模型辅助扩张状态观测 器分别为：
[0017]
[001引其中，Z。、Zi2分别为姿态环模型辅助扩张状态观测器对Xi、di的估计向量，w"i为 姿态环模型辅助扩张状态观测器的待设计带宽；Z21、Z22分别为角速率环模型辅助扩张状态 观测器对X2、d2的估计向量，W。2为角速率环模型辅助扩张状态观测器的待设计带宽。
[0019] 步骤Ξ:采用非线性跟踪微分器对给定的制导指令安排过渡过程生成姿态环的标 称指令；所述的非线性跟踪微分器为：
[0020]
[OOW其中，fh为最速控制综合函数外(交:(/()-X,,.,,(/0,交,(/；;)·Γ，Α)的值， 義(巧、爲巧+ 1)分别为第k次采样时、第k+1次采样时姿态环的标称指令，h为采样步长，r为加速度饱和值，Xit。,似为第k次采样时给定的制导指令存符上加表示求导；
[0022] 步骤四：基于姿态环模型辅助扩张状态观测器所提供的干扰估计，设计包含前馈 跟踪控制律和反馈镇定控制律W及干扰补偿项的自抗扰轨迹线性化姿态环控制器，其具体 形式如下：
[0023]
[0024] 其中，X&e康示自抗扰轨迹线性化角速率环的待跟踪指 令，文，为姿态环的前馈跟踪控制律，文，为姿态环的反馈镇定控制律，
为姿态环的跟踪误差；Kpi、Kii分别为姿 态环待设计的比例、积分反馈增益矩阵，描述如下：
[0027] 其中，Wci为姿态环自抗扰轨迹线性化控制律的控制回路带宽；t表示t时刻；
[002引矩阵Aiω表示为：
^元素如下：
[0032] 步骤五：基于角速率环模型辅助扩张状态观测器所提供的干扰估计，设计包含前 馈跟踪控制律和反馈镇定控制律W及干扰补偿项的自抗扰轨迹线性化角速率环控制器，具 体为：
[0033]
[0034] 其中
为角速率 环的跟踪误差，石为角速率环的前馈跟踪控制律，朽为角速率环的反馈镇定控制律，Κρ2和Κ?2 分别为角速率环待设计的比例、积分反馈增益矩阵，其具体描述如下：
[0037] 其中，*。2为角速率环自抗扰轨迹线性化控制律的控制回路带宽；
[0038] 矩阵
各元素如下计算：
[0042] 本发明与现有的相关技术相比，其优点在于：
[0043] (1)基于自抗扰控制的设计思路，采用跟踪微分器对姿态标称指令及其微分安排 过渡过程，可有效解决低动压飞行条件或大幅度制导指令情况下的执行机构饱和问题；
[0044] (2)不同于常规线性扩张状态观测器的设计思想，即将异于韩式标准型的那部分 视为总干扰，由于本发明中高超声速飞行器的模型部分已知，因此可W充分利用已知的模 型信息，将异于系统标称模型的那部分视为干扰，构造模型辅助扩张状态观测器对总扰动 进行观测及补偿，可在一定程度上降低观测器估计负担和工作带宽； W45] 做区别于自适应或模糊干扰观测器与轨迹线性化相综合的鲁棒自适应复合控制 策略，本发明提出的方法可W在控制受限的条件下实现对大幅度制导指令的高精度抗干扰 跟踪，且对于再入过程中的多源干扰大范围摄动具有较强的适应能力，具有控制结构简明、 参数整定方便、抗扰能力强、易于工程化应用等优点。
【附图说明】
[0046] 图1为本发明的适用于高超声速机动飞行的自抗扰轨迹线性化控制方法的流程 框图；
[0047] 图2为利用本发明的自抗扰轨迹线性化控制方法所实现的控制器的结构框图；
[0048] 图3为本发明的