申请/专利权人：北京航空航天大学

申请日：2023-03-22

公开（公告）日：2024-06-11

公开（公告）号：CN116382332B

主分类号：G05D1/46

分类号：G05D1/46

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.06.11#授权;2023.07.21#实质审查的生效;2023.07.04#公开

摘要：本发明揭示了一种基于UDE的战斗机大机动鲁棒飞行控制方法，针对系统模型或干扰形式不完全已知的问题，将基于不确定性和干扰估计器UDE的控制策略应用于强耦合的非线性战斗机大机动飞行控制系统。包括以下步骤：首先，用数学语言描述战斗机大机动飞行控制问题，主要包括运动学和动力学模型以及全状态量系统结构等；其次，利用UDE对集总干扰进行估计和补偿，基于反演法进行动态面控制器的设计工作，明确UDE的待调参数和系统状态的收敛关系；最后，基于对被控对象与干扰的若干假设，参照李雅普诺夫稳定性理论进行稳定性证明，证明姿态和角速率状态的一致收敛结论，确保不确定非线性系统的跟踪能够实现。

主权项：1.一种基于UDE的战斗机大机动鲁棒飞行控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一：用数学语言描述战斗机大机动飞行控制问题，包括运动学和动力学模型以及全状态量系统结构；步骤二：利用UDE对集总干扰进行估计和补偿，基于反演法进行动态面控制器的设计工作，明确UDE的待调参数和系统状态的收敛关系；步骤三：基于对被控对象与干扰的若干假设，参照李雅普诺夫稳定性理论进行稳定性证明，证明姿态和角速率状态的一致收敛结论，确保不确定非线性系统的跟踪能够实现；其中，所述的集总干扰包括能够威胁到状态跟踪效果的风扰、传感器信号扰动、建模误差、参数摄动干扰信号，会以未知但有界的形式影响到各控制通道；如果以d2,d3分别作为外环和内环干扰的集总信号，那么战斗机大机动飞行控制的六自由度非仿射形式的方程组为: 所述的全状态量系统结构指战斗机的12个状态变量对应的非线性方程组，各状态量在时间尺度上的划分具有明显差异，利用奇异摄动理论将其划分成不同的4个子系统；此处涉及到4个子系统中的3个，共包含9个飞行状态：1非常慢状态子系统x1＝[Vtγχ]T，即速矢变量；2慢状态子系统x2＝[αβμ]T，即姿态变量；3快状态子系统x3＝[pqr]T，即角速度变量；其中x,y,z分别为导航坐标系x,y,z轴上的位移，Vt为空速，χ为航迹方位角，γ为航迹倾斜角，α,β,μ分别为迎角、侧滑角和航迹滚转角，p,q,r分别为机体轴上的三轴角速率，x2和x3构成了战斗机的姿态运动状态组，是大机动控制最为关心的状态组，即需要控制跟踪的状态量；在步骤一中，还包括以下步骤：1下面给出以迎角、侧滑角和航迹滚转角的导数式表达的战斗机姿态回路方程： 式中，m,g分别为机体质量及重力加速度，Tx,Ty,Tz为机体坐标轴x,y,z上推力分量，L,Y分别为升力及侧力；2式1～3表明，战斗机姿态回路方程与三轴角速率p,q,r存在耦合关系，且并不显含控制量，给出以机体轴上的三轴角速率的导数式表达的战斗机角速率回路方程: 式中，heng为发动机产生的角动量，分别为空气动力产生的力矩在机体轴上的分量，MT和NT为推力矢量在侧向和纵向机体轴上的分量，C1～C9为惯性系数；3由式1～6可知，大机动控制对象为二阶六自由度非线性系统，且最终写为以姿态变量和角速度变量导数式表达的，具备二维推力矢量的战斗机大机动飞行控制的姿态和角度仿射方程组： 式中，u为常规气动舵面与推力矢量舵面的偏转量组成的五维控制信号；式7为标称模型；三维函数向量f2x1,x2和f3x2,x3分别为姿态环非线性函数向量和角速率环的非线性函数向量，g2x2和g3x2分别是由姿态回路状态决定的具有非线性数学特性的关系矩阵和执行矩阵；在步骤二中，还包括以下步骤：1定义姿态误差：e1＝x2-x2c式9式中x2c为期望的姿态轨迹；由式7可知，上式对时间t的导数为 定义中间信号x3n及后续流程中待设计的外环鲁棒控制信号x3d，并满足x3＝x3n+x3d，则 2再定义待设计的外环标称控制信号x3nd及中间误差信号并满足 引入正增益k1，设计虚拟控制律： 那么，式11最终写为下式的形式： 移项即得 3采用UDE对外环通道的集总干扰进行估计： 式中，τ1为待调的时间常数，表示拉氏反变换，s为拉氏算子；4令待设计的鲁棒项g2x2x3d作为UDE补偿项，即 式15、16合称外环UDE，解方程组得 式中为姿态环的估计误差；5定义x3v＝x3nd+x3d；对于待设计的内环虚拟跟踪指令x3v，利用惯性环节进行处理，得到滤波后信号及其导数即 6定义角速率跟踪误差： 上式对时间t的导数为 定义待设计的内环标称控制信号un及待设计的内环鲁棒控制信号ud，并满足u＝un+ud，则 7引入正增益k2，设计标称动力学部分的控制律为： 由于控制信号为常规气动舵面与推力矢量舵面的偏转量组成的五维向量，因此应理解为伪逆；将上式代入式21即有 8同上理，采用UDE对内环通道的集总干扰进行估计： 9令待设计的鲁棒项作为UDE补偿项，即 式24、25合称内环UDE表达式，解方程组得 10将式26代入式23，即得 式中为角速率环UDE的估计误差；式18、式24中的τ2和τ3为待调参数。

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