本发明专利技术公开了一种弹性体飞行器自适应受限跟踪控制间接法，用于解决弹性体飞行器具有输入和状态饱和限制时自适应跟踪参考指令信号难以实现的技术问题。该方法首先基于指令成型器设计前馈系统，将被跟踪信号与成型器脉冲卷积得到新的成型信号，作为后续反馈系统的输入；其次，将反馈系统设计分解为速度、高度和弹性子系统，并且将刚体动态中弹性模态的影响视为弹性干扰，结合不确定参数以及外部扰动引入标称模型得到被控系统；进一步，利用指令滤波器和辅助系统，针对被控系统提出具有饱和限制的自适应控制方法，实现对前馈系统中成型信号的跟踪，闭环系统信号一致最终有界以及达到对弹性模态形变和振动的抑制。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术设及，主要应用于具有输入 和状态饱和限制的弹性体飞行器的速度和高度跟踪控制W及弹性模态动态响应的改善，属 于飞行器控制
技术介绍
现代飞行器飞行速度高、飞行包线广、机动性强等，使得它具有常规飞行器所不具 备的各种优势。由于其普遍采用了发动机/机身一体化技术，导致发动机的工作状态与飞 行器的飞行状态相互影响，于是必须限制飞行器的某些飞行参数（如迎角、马赫数、动压、 溫度分布、弹性形变量等）的范围使得推进系统工作在最佳状态。其次，飞行器的执行机构 都会受到物理因素的约束，为避免执行机构因为环境变化（稠密大气到稀薄大气环境）造 成饱和失效，有必要将输入受限包含在控制器设计过程中。现有技术中，低增益控制方法能 够避免饱和现象，但是当系统趋于稳态时控制信号会远小于其最大容许值，导致控制器容 许的控制能力没有被充分利用，闭环系统无法获得最佳性能；将饱和非线性建模为一些简 单的非线性函数或者建模成系统中的不确定性结构，再应用相应的鲁棒非线性工具进行分 析设计，该方法使得问题的处理大大简化，但会增加对输入饱和系统处理的保守性。因此， 期望通过间接地设计抗饱和补偿器，来尽可能的减少甚至消除饱和现象给系统带来的负面 影响。 另一方面，追求更高的升阻比，飞行器广泛采用轻质材料和大型薄壁结构设计，气 动布局一般采用为细长乘波体，其特殊的结构材料和气动布局将带来气动弹性新问题。研 究表明，飞行器颤振是一种极具破坏性的气动弹性不稳定现象，剧烈的颤振将会对飞行器 壁板结构的疲劳寿命和飞行性能产生十分不利的影响，甚至导致飞行器在短时间内解体破 坏。现有技术中，将弹性模态定义为系统状态变量进行控制，或者将弹性效应视为不确定性 来处理，均没有充分利用弹性模态的特征信息来改善弹性动态过程。因此，有必要对飞行器 气动弹性模态开展进一步地分析和研究，确保气动弹性模态稳定且弹性振动和形变量足够 小。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：针对具有参数不确定，外部扰动，输入饱和限制，W及 弹性振动的飞行器模型，提供一种自适应受限跟踪控制间接法，从而实现对速度高度指令 信号的跟踪控制和对弹性振动的抑制。 阳〇化]本专利技术的技术解决方案是：，通过W下步骤实现：第一步，基于输入成型技术设计前馈系统，根据弹性模态的特征参数（阻尼因子 和自然频率）计算成型器脉冲序列，并且与被跟踪指令信号进行卷积得到新的成型信号。 考虑其鲁棒性，米用ZVD(zerovibrationandderivative)成型器； 第二步，通过将弹性模态的影响视为弹性扰动，结合模型不确定参数和外部扰 动，建立被控系统。通过引入指令滤波器和设计辅助系统来反映对标称控制率的饱和限 制效果，对速度子系统和高度子系统分别设计受限自适应控制器与参数更新率，从而得 到稳定的闭环系统，并且实现对第一步得到的成型信号的跟踪；第=步，分析弹性子系统 骑=今,+邸W假设矩阵AfiJ1定，第二步中得到的受限自适应控制器确保了Cfi。方界， 于是弹性动态是最终有界的，并且该边界可W通过设计足够小的速度、攻角、升降舱和鸭翼 偏转角而减小；同时，输入成型器作为前馈环节，不仅能够减小弹性模态的残余振动，并且 不会破坏反馈系统的跟踪控制效果。[000引本专利技术与现有技术相比的优点在于： (1)采用指令滤波器环节，来模拟飞行器控制器设计中执行机构和虚拟控制量的 幅值及速率的饱和限制；同时还可W避免在反步法中多次求解虚拟控制量导数解析表达式 的复杂计算过程； 似通过引入辅助系统来间接处理输入饱和限制的影响，并且该辅助系统的状态 被用来设计受限自适应跟踪控制率； W11] 做运用所给出的控制方法，设计合适的控制器参数，不仅能够保证闭环系统所有 状态一致最终有界W及对指令信号的有效跟踪，同时也能实现对弹性模态的形变和振动在 一定程度上的抑制和改善。【附图说明】 图1是本专利技术的流程图 图2是总体控制结构图 图3是总体控制结构图中虚线所示的反馈控制环节 图4是带有幅值、速率限制的指令滤波器【具体实施方式】 参照图1，本专利技术【具体实施方式】包 括W下具体步骤： 步骤1，基于输入成型技术设计前馈系统。根据弹性模态对应的阻尼因子C和自 然频率《。，按照公式（1)计算输入成型器中脉冲序列Li对应的作用时间11和幅值Ai: W化]货 其中：将脉冲序列Li与被跟踪指令信 号Vd和hd分别进行卷积得到新的成型倍号孩=咕和作为后续反馈巧 制系统的输入，如图2所示，其中Lmuiti=L1礼2*…礼。，*表示卷积符号，n表示有n个弹性 模态。 步骤2,考虑弹性体飞行器纵向标称模型： 其中，m为飞行器质量，g为重力加速度，Re为地球半径，I"为转动惯量，C1和《 1 分别为第i个弹性模态的阻尼因子和自然频率。模型包含5个刚体状态，即飞行速度V、高 度h、航迹角y、俯仰角0和俯仰角速度q，W及对应于纵向弯曲模态的6个弹性状态n1 和私i= 1，2, 3。并且，似式中的升力L、阻力D、推力T、俯仰力矩My和广义弹性力Ni的 具体表达式为：阳〇3引其中，沪='夺为动压，S为参考机翼面积，Z巧推力到俯仰力矩的 禪合系数，e;为平均气动弦长，0、5。和5。分别为燃油当量比、升降舱和鸭翼偏转角。并 且，（3)式中的系数具有如下形式： 其中，飞行器参数和气动系数存在不确定性。定义刚体系统状态为xT= ，弹性系统状态为沪=:!>?1,如,恥，?)2,恥,如]，.系统控制输入为11*'=。并且， 通过将弹性模态的影响视为弹性扰动，结合不确定参数和外部扰动，建立被控系统为： 其中，di，i= 1，3, 5为由弹性扰动和外部扰动导致的未知时变扰动。并且，fi，gi， i= 1，3, 5的线性参数形式和矩阵Afi。、，CfiM的具体描述为： 步骤3,基于被控模型（5)和Lyapunov方法，通过引入指令滤波器和辅助系统，设 计受限自适应反步控制器来跟踪第一步得到的成型信号&和整个反馈控制环节如图3 所示，系统被分解成为=个子系统，分别为速度、高度和弹性子系统。其中，燃油当量比〇 被用来控制速度子系统；根据自适应反步法设计升降舱偏转角8。来控制高度子系统，并且 通过调节鸭翼偏转角5。消除飞行航迹角动态中的非最小相位特性；弹性子系统的动态响 应过程由上述得到的飞行器刚体动态及控制输入确定。 (a)针对速度子系统，定义误差Zi=X1-Xid，Xid为成型速度指令信号馬，选取如下Lyapunov备选函数：(6) 阳〇6引其中，％ > 0，如 > 货，％ >也琴1，电1和馬1为系统不确定参数的估计误差值； 是辅助系统的状态，用来反映对标称控制率Ui。的幅值限制效果，并且设计标称控制率U1。 为：(7) W65] 其中，Ki〉0为控制器设计参数，Tanh(zi) =tanh(zi/e1);假设未知时变扰 动di的能量有限，于是存在已知光滑函数扣1和未知有界常数使得1却1 函数 若=w/無和身i=wj点分别为未知函数f郝gi的近似估计值，并且％，苗1和私，由所设 计的自适应更新率（9)得到；参数= (氣) +%,如>0保证了（裘+Ti)的非奇异性，且 P输）=咕,,KI< 陪,I<嘴，此外，其辅助本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种弹性体飞行器自适应受限跟踪控制间接法，其特征在于包含如下步骤：(a)基于指令成型器设计前馈系统，将被跟踪信号与成型器脉冲进行卷积，得到新的成型信号作为后续反馈系统的输入，用于消除飞行器弹性模态的残余振动；(b)根据弹性体飞行器纵向标称模型建立被控系统，并且将反馈系统设计分解为速度、高度和弹性三个子系统；其中，将弹性模态的影响视为弹性扰动，结合不确定参数和外部扰动，引入被控系统；(c)针对(b)中的速度和高度子系统，通过引入指令滤波器和辅助系统，设计受限自适应控制器来实现对(a)中得到的成型信号的跟踪，并且保证闭环系统信号一致最终有界。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：贾英民，苏小峰，王晓云，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11
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