基于综合识别的高速飞行器在线姿态控制方法

王立祺, 周军, 林鹏

(西北工业大学 精确制导与控制研究所, 陕西 西安 710072)

基于综合识别的高速飞行器在线姿态控制方法

王立祺, 周军, 林鹏

(西北工业大学 精确制导与控制研究所, 陕西 西安 710072)

摘要:针对高速飞行器控制方法中控制模型难以适应大包络飞行和算法中辨识存在收敛性的问题,设计了一种基于综合识别的在线控制方案。首先,由在线直接可测量构成三通道的特征状态量,以特征状态量建立面向控制的特征模型;然后,通过反馈线性化进行通道间的解耦,采用极点配置来进行在线控制参数的实时调节。仿真结果表明,在气动参数拉偏的情况下,三个通道均取得了较好的控制效果,控制器具有快速性和鲁棒性,且易于工程实现。

关键词:高速飞行器; 综合识别; 特征状态量; 在线控制; 反馈线性化

0引言

高速飞行器一般是指飞行马赫数大于5的飞行器。由于其高速度、大包络的飞行特性,因此姿态控制系统面临着变参数、快速响应、强鲁棒性、高效控制等问题[1-3]。在进行其姿态控制系统设计时,如何建立可描述飞行器瞬时动态特性的控制模型,同时又能避免复杂的控制器结构是极具挑战性的工作。

文献[4-5]利用线性变参数方法设计了一种新的增益调度控制系统。通过实时估计系统参数变化,体现系统的时变特性,取得了较好的控制效果。但是随着飞行包线范围的扩大,系统的时变参数范围随之变大,使得原有设计包线内单一的线性变参数控制器不能适应飞行器飞行状态大范围变化的需求,控制性能变得很差，甚至无法求得控制器参数。文献[6-7]基于特征建模的思想,把原非线性动力学方程用一个二阶时变差分方程组形式的特征模型描述,然后通过辨识模型参数后设计自适应姿态控制器。该方法控制模型简单,易于实现,但其参数辨识存在收敛性等问题,难以实现高超声速飞行器控制器快速响应的性能要求。

针对高速飞行器控制系统设计的上述问题,本文重点研究了一种基于综合识别方法的高速飞行器姿态控制方案。首先以飞行器运动状态在线直接可测量的参数构成特征模型的特征状态量,进一步获得俯仰、偏航和滚转三个通道面向控制的数学模型;然后通过反馈线性化进行通道间的解耦后,由获得的特征状态量在线调配对象系统的极点来输出达到期望性能所需要的控制器控制参数。仿真结果验证了本文方法的有效性。

1建立高速飞行器动力学模型及特征

模型

1.1高速飞行器动力学模型

基于文献[8],本文所研究的高速飞行器的气动结构参考Winged-Cone模型,主要研究飞行器在再入平飞段的姿态控制器设计问题。

采用“固化原理”可以把所研究的瞬时变质量系的飞行器动力学和运动学基本方程写成常质量刚体的形式,得到高速飞行器运动的矢量方程如下:

(1)

(2)

(3)

(4)

式中:m为质量;V为速度;Ω为弹道坐标系相对地面坐标系的转动角速度;F为作用在飞行器上的外力之和;ωe为地球自转角速度;r为质心在惯性坐标系中的位置矢量;J为惯性张量;ωT为弹体坐标系相对平移坐标系的转动角速度矢量;M为作用在弹体上的合外力力矩;x为飞行器的质心位移;ϑT,ψT,γT为平移坐标系按3-2-1的顺序旋转到弹体坐标系的欧拉角。

1.2面向控制的特征模型

高速飞行器的姿态控制系统,通常选取迎角、侧滑角和倾侧角作为俯仰、偏航和滚动通道的控制量。现以俯仰通道为例进行该通道的特征模型的推导。

(1)建立气动角的角运动方程。根据坐标系之间姿态角关系的定义,以及旋转角速度之间的等价关系,可以得到两个矢量表达式:

(5)

(6)

把式(5)和式(6)展开后代入姿态运动学方程式(4)中，整理可得到面向控制的俯仰通道的气动角微分方程:

(7)

(2)将地球自转角速度和飞行器姿态运动方程进行分离,得到:

(8)

(3)考虑本飞行器处于再入平飞段,因此认为长周期运动参数为常量,忽略其各阶导数,进一步得到飞行器姿态运动方程为:

(9)

(4)在特定的飞行条件下,飞行器主要运动都在纵向平面内进行,因此,认为侧向运动为小量,忽略俯仰通道中侧向运动的小量,可得:

(10)

(5)建立标称运动方程。加入姿态方程式(2),并对力矩进行展开,忽略气动非线性项,得到:

(11)

式中:fz为俯仰通道的扰动项。

(12)

1.3三通道特征模型及特征状态量

根据得到的高速飞行器特征模型(式(12)),定义其俯仰通道的特征状态量为:

(13)

式中:ap2为稳定力矩与实际迎角的比值,代表单位迎角产生角加速度的能力;bp为操纵力矩与实际舵偏的比值,代表单位舵偏产生角加速度的能力。

此时,俯仰通道的特征模型进一步变为:

(14)

所提出的特征模型希望利用可测量物理量来表征飞行器的动态特性,将主要作用因素之间的关系模型用作飞行器姿态运动的近似模型,并作为控制器设计的依据。耦合情况的三通道特征模型写作如下形式:

(15)

按照通道进行划分,俯仰通道三个特征参数为ap1,ap2和bp,偏航通道三个特征参数为ay1,ay2和by,滚转通道三个特征参数为ar1,ar2和br。

2综合识别方法

本文采用一种基于传感器测量的特征状态量在线快速综合识别方法,其主要思想是利用传感器对系统高阶姿态的测量代替传统的基于统计学原理的参数辨识方法,用增加传感器种类和数量来获得特征状态量在线估值速度的提升。该方法的流程如图1所示。

图1　综合识别方法流程Fig.1　Process of integrated identification method

具体步骤如下(以俯仰通道为例):

(2)计算ap1。ap1由阻尼力矩系数计算,而阻尼力矩系数可由气动拟合公式进行计算:

进一步整理可得:

在采样周期足够小的情况下,认为参数ap2,bp的变化可忽略不计,从而得到配平系数表达式如下:

(4)用配平系数估值来计算特征状态量：

由此,便得到了特征模型的全部特征状态量。偏航通道和滚转通道同理。

3基于综合识别方法的在线控制器

其中:

对e1,e2,e3和f1,f2,f3分别进行一次求导,有:

bxδxcosαsecβ-byδysinαsecβ-

定义系数阵：

则有:

选择控制律:

式中:K1,K2为参数阵;v为指令输入。

则有非线性反馈后解耦线性化方程:

根据所期望的闭环系统性能设计K1,K2。

4数值仿真结果及分析

图2　高度和速度曲线 Fig.2　Curves of height and velocity

图3　迎角曲线 Fig.3　Curves of angle of attack

图4　侧滑角曲线Fig.4　Curves of sideslip angle

图5　滚转角曲线Fig.5　Curves of roll angle

从仿真结果可以看出,控制系统在不同的气动拉偏强度下,迎角、侧滑角和滚转角均能较好地跟踪指令信号,控制系统具有令人满意的控制性能。

5结束语

针对高速飞行器控制中控制模型难以适应大包络飞行、算法中辨识存在收敛性的问题,本文提出了基于综合识别方法的自适应控制方案，为高速飞行器的在线控制提供了一个有益的探索,也为该类飞行器自适应控制的实现提供了思路。该控制系统中参考模型的特征状态量通过在线直接可测量的组合可快速获得,避免了辨识方法迭代速度慢和存在收敛性的问题。通过反馈线性化的方法进行三通道间的解耦后,由极点配置来进行控制参数的输出。所建立的面向控制模型可实时反应飞行器的飞行状态,控制算法简单、快捷,控制器可靠且易于工程实现。

参考文献：

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[2]吴宏鑫,孟斌.高超声速飞行器控制研究综述[J].力学进展,2009,39(6):756-765.

[3]方洋旺,柴栋,毛东辉,等.吸气式高超声速飞行器制导与控制研究现状及发展趋势[J].航空学报,2014,35(7):1776-1786.

[4]Fezans N,Alazard D,Imbert N,et al.Robust LPV control design for a RLV during reentry[R].AIAA-2010-8194,2010.

[5]Lu B,Wu F,Kim S.Switching LPV control of an F-16 aircraft via controller state reset[J].IEEE Transactions on Control Systems Technology,2006,14(2):267-277.

[6]王勇.特征模型分散式自适应姿态控制在高超声速飞行器中的应用[J].宇航学报,2012,33(10):1413-1421.

[7]龚宇莲,吴宏鑫.基于特征模型的高超声速飞行器的自适应姿态控制[J].宇航学报,2010,31(9):2122-2128.

[8]Shaughnessy J D,Pinckney S Z,Mcminn J D,et al.Hypersonic vehicle simulation model:winged-cone configuration[R].NSAS TM-102610,1990.

(编辑：姚妙慧)

Online attitude control for hypersonic vehicle based on integrated identification

WANG Li-qi, ZHOU Jun, LIN Peng

(Institute of Precision Guidance and Control, NWPU, Xi’an 710072, China)

Abstract:Since high speed vehicle’s traditional control method have large envelope flight and identification convergence, an online control method based on integrated identification was proposed. Firstly, online measurable quantities constituted characteristic state variables of the three-channels, which were used to build control-oriented characteristic model. Secondly, through feedback linearization decoupling between channels, use the pole placement for on-line control parameters in real time adjustment. Simulation results show that all the 3 channels are well controlled, and the controller is has a higher speed and robustness, which facilitates the engineering implementation in the case of aerodynamic parameter deviation.

Key words:hypersonic vehicle; integrated identification; characteristic state variables; online control; feedback linearization

收稿日期:2015-10-14;

修订日期:2016-01-28; 网络出版时间:2016-03-09 15:00

基金项目:高等学校博士学科点专项基金资助(20106102120008)

作者简介:王立祺(1985-)，男，安徽泾县人，博士，研究方向为导航、制导与控制。

中图分类号：V448.2

文献标识码：A

文章编号：1002-0853(2016)03-0067-05