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申请/专利权人：大连理工大学

摘要：本发明公开一种面向多指标定制化的航空飞行器保性能控制方法，属于航空飞行器下滑控制领域。本发明面向控制器设计构建航空飞行器动力学模型与人为设计的飞行器参考模型作差获得跟踪误差动力学模型，而后通过设计预设性能控制中有限时间约束的性能函数以实现对航空飞行器下滑过程中状态量的约束，并借助动态逆控制进行控制器设计。借助在线气动参数辨识为控制器提供飞行器提供实时气动参数，同时引入自抗扰控制思想中的扩张状态观测器对系统总扰动进行观测补偿。本发明以多性能指标要求为出发点进行航空飞行器下滑控制器设计，并且综合考虑飞行器面临的复杂环境干扰等问题，有效提高航空飞行器下滑过程中的控制精度和鲁棒性，具有长远的应用前景。

主权项：1.一种面向多指标定制化的航空飞行器保性能控制方法，具体步骤如下：第一步：建立面向控制的航空飞行器动力学模型为了控制器设计需求，将航空飞行器纵向模型表达为如下形式： 1式中：分别为飞行器机体在机体坐标系轴上的速度分量；为体轴系俯仰角速率；为俯仰角；上标“”表示导数；为飞行器飞行高度；为速度坐标系中空速；攻角；为飞机发动机最大推力；为油门开度；为重力加速度；为飞行器质量；为机体对机体坐标系上轴的转动惯量；分别表示俯仰力矩；分别为飞行阻力、飞行器升力和俯仰力矩，气动力和力矩表达式拟合为： 2式中：为大气密度；为机翼参考面积；为飞行器平均气动弦长；分别为升降舵和襟翼指令；为阻力系数常数项；分别为阻力与攻角平方项、攻角、升降舵和襟翼的系数关系；为升力系数常数项；分别为升力攻角、升降舵和襟翼的系数关系；为俯仰力矩系数常数项；分别为俯仰力矩与攻角、升降舵和襟翼的系数关系；第二步：建立航空飞行器纵向通道参考模型在航空飞行器执行相关机动指令时，设计一个具有期望超调量、上升时间以及稳定裕度的二阶系统作为参考模型，其形式如下所示： 3式中：为拉普拉斯算子；为自然频率；为阻尼比；分别为期望俯仰角指令和参考模型输出的俯仰角；基于以上二阶系统求得超调量和上升时间： 4 5根据航空飞行器模型能力以及期望的性能，对自然频率和阻尼比进行设计，获得符合要求的参考模型；第三步：模型跟踪误差动力学构建与误差转换面向飞行器航迹控制进行控制器设计，除第一步和第二步的建模之外还需要构建飞行器状态空间模型，选定飞行器俯仰角和俯仰角速率作为状态量，即，升降舵作为控制量，即，根据小扰动线性化方程，当飞行器下滑航迹角度处于0~6°时，系统状态空间方程表达式为： 6式中：；；使用递推最小二乘技术进行飞行器在线辨识，递推最小二乘算法表达为：7式中：为当前时刻最小二乘估计值；为当前时刻增益向量；为当前时刻协方差矩阵；为当前时刻观测数据构成的信息向量；为单位阵；为人为设定常数；基于递推最小二乘算法对航空飞行器飞行过程中实时气动参数进行辨识，如、、和，为后续控制律设计奠定基础；为了区分实际飞行器系统与人为设计的参考模型系统，定义俯仰角响应值和俯仰角速率响应值作为参考模型状态量，即，期望俯仰角指令作为控制输入，得到如下的参考模型状态空间方程： 8其中：,；由构建的系统状态空间方程以及参考模型状态空间方程作差，获模型跟踪误差动力学模型为： 9综合考虑到控制系统误差及预设性能约束条件： 10式中，为误差下边界超调量约束常数，为误差上边界超调量约束常数，为映射后的无约束变量，为误差转换函数，为预设性能函数；所设计的预设性能函数形式如下所示： 11式中：分别为性能函数初始、终端误差；为设定的误差稳定终端时间；，为设定的误差收敛速度常数；预设性能函数满足、、，并且具有指数收敛速率；借助误差转换函数将存在约束的控制问题转换为无约束问题，得到的无约束变量形式为： 12式中：为归一化变量，为飞行姿态角误差；为了简化推导书写过程，将简写为，对上式（12）求导可得： 13式中：，而后对上式（13）进一步求导可得： 14式中：；由此可建立以无约束变量为状态量的新二阶系统状态方程，令可得： 15将上式14与式15联立化简可得： 16式中：第四步：面向系统总扰动观测补偿的扩张状态观测器设计为了提高控制器控制性能，抑制外界扰动以及相关参数估计误差带来的影响，基于自抗扰控制进行扩张状态观测器设计，实现对总扰动的观测和补偿，其形式如下所示： 17式中，为扩张状态观测器可调系数，分别是对和总扰动的观测值；第五步：面向多指标定制化的航空飞行器保性能控制律设计根据系统状态方程推导和所设计的扩张状态观测器，设计姿态跟踪控制律为： 18式中，为可调节控制参数；参考模型是面向多性能指标要求设计的，基于实际飞行器系统与人为设计的参考模型系统误差进行控制律设计，使实际飞行器系统控制性能趋近于人为设计的参考模型，由此获得满足多性能指标要求的航空飞行器姿态控制舵面偏转量，进而实现姿态控制任务。

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百度查询： 大连理工大学 一种面向多指标定制化的航空飞行器保性能控制方法