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基于滑模干扰观测器的战斗机大迎角动态逆控制方法

2021-02-01 00:28:57

基于滑模干扰观测器的战斗机大迎角动态逆控制方法

  技术领域

  本发明属于航空先进控制技术领域,特别涉及一种基于滑模干扰观测器的战斗机大迎角动态逆控制方法。

  背景技术

  战斗机是用于在空中消灭敌机的军用飞机,是军事空中作战的主要机种,在对地与对空战斗中都占有不可代替的地位。战斗机在空战中会出现迎角超过失速迎角、气动舵面操纵效率下降甚至失效的情况,当战斗机进入大迎角区域时,气动和飞行特性发生了很大变化,如空气动力的非线性、不对称、交叉耦合等,使飞机的稳定性和操纵性发生急剧变化,并出现许多特殊的飞行现象,如机翼摇晃、上仰、机头侧偏、过失速旋转、深失速、尾旋等,飞行状态往往危险且不可控,如不能尽快地脱离,将会对飞行员和战斗机造成意想不到的严重后果。

  因此,战斗机飞控系统的设计性能的优劣直接影响到战斗机能否取得空战的胜利。传统的飞行控制方法例如PID控制大多基于线性模型设计,PID控制由于其结构简单、鲁棒性强以及容易实现等特点,一直被广泛的运用于各类民用和军事飞行控制系统设计中。但战斗机模型是一个强非线性、强耦合性的多变量系统,在进行超机动时受飞行环境以及非定常气动力的影响,使得系统中存在较强的外部干扰。因此,战斗机过失速机动时的控制系统设计面临着常规飞行时未曾遇到的设计难题。经过国外先进战斗机实验与飞行测试,认为动态逆控制方法是一种有效的针对战斗机控制的方法。但动态逆控制要求系统模型被精确建立,飞机状态必须是可精确测量或可被估计的。考虑到模型具有建模不确定及外界干扰等情况,特别是在飞机做超机动飞行时,由于气动力与气动力矩的剧烈变化,将导致气动参数发生剧烈变化。因此,采用非线性动态逆对飞机进行控制时,动态逆误差会严重影响其鲁棒特性。

  综上,现有技术中缺乏针对大迎角下战斗机的有效控制方法,无法满足战斗机在大迎角下飞行的快速性和稳定性,不能保证战斗机进入深失速、尾旋等危险状态后的改出。本发明基于时标分离原则对动力学模型进行多回路分层,结合超螺旋滑模干扰观测器对动态逆设计方法的不确定性进行补偿,设计战斗机受扰姿态系统稳定控制器,并通过Lyapunov方法证明,通过合理选择控制器参数,误差可以稳定有界。通过仿真结果证明,该控制方法对受扰姿态系统控制有效。

  发明内容

  为了解决现有技术中的问题,本发明提供一种基于滑模干扰观测器的战斗机大迎角动态逆控制方法,该方法针对战斗机进行超机动动作进入大迎角状态时,实现对战斗机有效、快速的飞行控制的效果。

  为实现上述目的,本发明采用的技术方案为:

  一种基于滑模干扰观测器的战斗机大迎角动态逆控制方法,包括以下步骤:

  S1,当战斗机处于大迎角飞行状态时,根据时标分离的原理,以气流角控制和姿态角速率控制为要求将战斗机非线性状态变量分解为两组基于不同时间标尺的变量,即气流角变量和角速率变量;

  S2,根据气流角变量建立气流角回路模型,即快回路模型,基于动态逆控制方法求解气流角回路控制律,结合超螺旋滑模干扰观测器对动态逆设计方法的不确定性进行补偿,得到稳定气流角回路控制器;

  S3,根据角速率变量建立姿态角速率回路模型,即慢回路模型,基于动态逆控制方法求解姿态角速率回路控制律,结合超螺旋滑模干扰观测器对动态逆设计方法的不确定性进行补偿,得到稳定角速率回路控制器。

  进一步的,所述超螺旋滑模干扰观测器,存在以下假设和引理:

  假设3.1:战斗机模型复合干扰D关于时间t的偏导数是连续且有界的,且存在已知的有界的常数Z>0使下式成立:

  

  假设3.2:系统状态可观,输出及参考信号关于时间连续可微且有界;

  引理3.1:给定如下受扰非线性微分方程:

  

  其中,ξ(t)为未知有界干扰,且为ξ(t)的导数,C为干扰导数的上界,x(t)为t时刻的状态,为x(t)的导数,τ为时间常数,x(τ)为待积分的状态,w1和w2为常系数,若w2≥1.1C,则x(t)及其导数在有限时间内收敛到零点,其收敛时间tr≤(7.6x(0))/(w2-C),x(0)为初始状态;

  对于战斗机多输入多输出仿射非线性不确定系统,设计超螺旋滑模干扰观测器如下:

  

  其中,s为辅助滑模向量,z为干扰观测状态量,为干扰观察状态量的导数,u为控制量,为滑模控制量,同时也是复合干扰观测值,f和g为状态x的函数。

  进一步的,所述步骤S2的具体过程为:

  气流角回路模型为:

  

  其中,分别为迎角、侧滑角和绕速度轴滚转角导数指令,分别为滚转角速率导数指令、俯仰角速率导数指令和偏航角速率导数指令,δe、δa、δr分别为升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角,fs表示作用在飞机上的合外力中与操纵舵面和角速率无关的量,是作用在飞机上的合外力中与角速率有关的量,为作用在飞机上的合外力中与操纵舵面有关的量,由于合外力主要与角速率有关,所以此项可忽略不计;

  基于滑模干扰观测器的动态逆控制方法得到慢回路控制律,由给定的气流角导数指令上标T表示转置,逆推出飞机的角速率导数指令控制律表达式为:

  

  其中,s1、z1分别为慢回路辅助滑模向量和气流角干扰观测量,x1=[a β μ]T为气流角状态,x2=[p q r]T为角速率状态,a、β、μ分别为迎角、侧滑角和绕速度轴滚转角,p、q、r分别为滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率,是x1c的导数,是z1的导数,x2nor为角速度动态逆分量,x2o为角速度滑模干扰补偿分量,为慢回路滑模控制量。

  进一步的,所述作用在飞机上的合外力中与操纵舵面和角速率无关的量fs的表达式为:

  fs=[fa fβ fμ]T

  其中,fa为除去操纵舵面和角速率外影响迎角的合外力,fβ为除去操纵舵面和角速率外影响侧滑角的合外力,fμ为除去操纵舵面和角速率外影响航迹滚转角的合外力。

  进一步的,所述作用在飞机上的合外力中与角速率有关的量的表达式为:

  

  其中,gap为滚转角速率对迎角产生影响的合外力,gaq为俯仰角速率对迎角产生影响的合外力,gar为偏航角速率对迎角产生影响的合外力,gβp为滚转角速率对侧滑角产生影响的合外力,gβq为俯仰角速率对侧滑角产生影响的合外力,gβr为偏航角速率对侧滑角产生影响的合外力,gμp为俯仰角速率对偏航角产生影响的合外力,gμr为偏航角速率对偏航产生影响的合外力,gμq为俯仰角速率对偏航角产生影响的合外力。

  进一步的,所述步骤S3的具体过程为:

  姿态角速率回路模型为:

  

  其中,ff为除去舵面操纵的姿态角速率部分,gf为舵面操纵导数部分;

  基于滑模干扰观测器的动态逆控制方法得到快回路控制律,由给定的角速度指令x2c,逆推出飞机的三个舵偏量uc=[δe δa δr]T,快回路控制律表达式为:

  

  其中,s2、z2分别为快回路辅助滑模向量和姿态角速度干扰观测量,是x2c的导数,z2为干扰观测气流角状态量,是z2的导数,unor为动态逆控制,uo为滑模干扰补偿控制,为快回路滑模控制量。

  进一步的,所述除去舵面操纵的姿态角速率部分ff的表达式为:

  

  其中,hE为发动机角动量,Ix、Iy、Iz分别为绕三个机体轴的转动惯量,Ixz为惯性积,m0、n0、l0、分别为除去舵面操纵的俯仰、偏航和滚转力矩。

  进一步的,所述舵面操纵导数部分gf的表达式为:

  

  其中,gpδe为升降舵引起的滚转角速率导数;gpδa为副翼引起的滚转角速率导数;gpδr为方向舵引起的滚转角速率导数;gqδe为升降舵引起的俯仰角速率导数;grδe为升降舵引起的偏航角速率导数;grδa为副翼引起的偏航角速率导数;grδr为方向舵引起的偏航角速率导数。

  与现有技术相比,本发明具有以下有益效果:

  本发明利用基于滑模干扰观测器的战斗机大迎角动态逆控制方法,不依赖某范围的平衡点设计控制律,而用系统的非线性逆对消被控系统的非线性,实现了大迎角过失速机动飞行范围内的全局反馈线性化,成功实现解耦控制。并且引入干扰观测器来补偿逆误差,可以降低动态逆对于模型精确性的依赖,提高系统的鲁棒性能,保证了战斗机在大迎角下的操纵性和稳定性。

  附图说明

  图1是本发明的结构原理示意图;

  图2是本发明实施例1中迎角时域响应图;

  图3是本发明实施例1中侧滑角时域响应图;

  图4是本发明实施例1中航迹滚转角时域响应图。

  具体实施方式

  下面结合实施例对本发明作更进一步的说明。

  本发明提供了基于滑模干扰观测器的战斗机大迎角动态逆控制方法,其结构示意如图1所示,包括快回路动态逆控制器、慢回路动态逆控制器、快回路滑模干扰观测器和慢回路滑膜干扰观测器,图中是加法器。整个战斗机控制系统输入值包括迎角指令、侧滑角指令和绕速度轴滚转角指令,输出值包括飞行速度、气流角、姿态角速率、飞行高度及位置信息。

  以某型(F16)战斗机为例,当战斗机处于大迎角飞行状态时,根据时标分离的原理,以气流角控制和姿态角速率控制为要求将战斗机非线性状态变量分解为两组基于不同时间标尺的变量,即气流角变量和角速率变量。根据气流角变量建立气流角回路模型,基于动态逆控制方法求解气流角回路控制律,结合超螺旋滑模干扰观测器对动态逆设计方法的不确定性进行补偿,得到稳定气流角回路控制器。根据角速率变量建立姿态角速率回路模型,基于动态逆控制方法求解姿态角速率回路控制律,结合超螺旋滑模干扰观测器对动态逆设计方法的不确定性进行补偿,得到稳定角速率回路控制器。

  一种基于滑模干扰观测器的战斗机大迎角动态逆控制方法,包括以下步骤:

  S1,当战斗机处于大迎角飞行状态时,根据时标分离的原理,以气流角控制和姿态角速率控制为要求将战斗机非线性状态变量分解为两组基于不同时间标尺的变量,即气流角变量和角速率变量;

  S2,根据气流角变量建立气流角回路模型,即快回路模型,基于动态逆控制方法求解气流角回路控制律,结合超螺旋滑模干扰观测器对动态逆设计方法的不确定性进行补偿,得到稳定气流角回路控制器;

  S3,根据角速率变量建立姿态角速率回路模型,即慢回路模型,基于动态逆控制方法求解姿态角速率回路控制律,结合超螺旋滑模干扰观测器对动态逆设计方法的不确定性进行补偿,得到稳定角速率回路控制器。

  所述超螺旋滑模干扰观测器,存在以下假设和引理:

  假设3.1:战斗机模型复合干扰D关于时间t的偏导数是连续且有界的,且存在已知的有界的常数Z>0使下式成立:

  

  假设3.2:系统状态可观,输出及参考信号关于时间连续可微且有界;

  引理3.1:给定如下受扰非线性微分方程:

  

  其中,ξ(t)为未知有界干扰,且为ξ(t)的导数,C为干扰导数的上界,x(t)为t时刻的状态,为x(t)的导数,τ为时间常数,x(τ)为待积分的状态,w1和w2为常系数,若w2≥1.1C,则x(t)及其导数在有限时间内收敛到零点,其收敛时间tr≤(7.6x(0))/(w2-C),x(0)为初始状态;

  对于战斗机多输入多输出仿射非线性不确定系统,设计超螺旋滑模干扰观测器如下:

  

  其中,s为辅助滑模向量,z为干扰观测状态量,为干扰观察状态量的导数,u为控制量,为滑模控制量,同时也是复合干扰观测值,f和g为状态x的函数。

  由给定的气流角导数指令上标T表示转置,基于滑模干扰观测器的动态逆控制方法得到慢回路控制律,逆推出飞机的角速度导数指令

  气流角回路模型为:

  

  其中,分别为迎角、侧滑角和绕速度轴滚转角导数指令,分别为滚转角速率导数指令、俯仰角速率导数指令和偏航角速率导数指令,δe、δa、δr分别为升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角,fs表示作用在飞机上的合外力中与操纵舵面和角速率无关的量,是作用在飞机上的合外力中与角速率有关的量,为作用在飞机上的合外力中与操纵舵面有关的量,由于合外力主要与角速率有关,所以此项可忽略不计;

  所述作用在飞机上的合外力中与操纵舵面和角速率无关的量fs的表达式为:

  fs=[fα fβ fμ]T

  其中,fα为除去操纵舵面和角速率外影响迎角的合外力,fβ为除去操纵舵面和角速率外影响侧滑角的合外力,fμ为除去操纵舵面和角速率外影响航迹滚转角的合外力。

  所述作用在飞机上的合外力中与角速率有关的量的表达式为:

  

  其中,gαp为滚转角速率对迎角产生影响的合外力,gαq为俯仰角速率对迎角产生影响的合外力,gαr为偏航角速率对迎角产生影响的合外力,gβp为滚转角速率对侧滑角产生影响的合外力,gβq为俯仰角速率对侧滑角产生影响的合外力,gβr为偏航角速率对侧滑角产生影响的合外力,gμp为俯仰角速率对偏航角产生影响的合外力,gμr为偏航角速率对偏航产生影响的合外力,gμq为俯仰角速率对偏航角产生影响的合外力。

  最终基于滑模干扰观测器的动态逆控制方法得到慢回路控制律,由给定的气流角导数指令上标T表示转置,逆推出飞机的角速率导数指令慢回路控制律表达式为:

  

  其中,s1、z1分别为慢回路辅助滑模向量和气流角干扰观测量,x1=[α β μ]T为气流角状态,x2=[p q r]T为角速率状态,α、β、μ分别为迎角、侧滑角和绕速度轴滚转角,p、q、r分别为滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率,是x1c的导数,是z1的导数,x2nor为角速度动态逆分量,x2o为角速度滑模干扰补偿分量,为慢回路滑模控制量。

  由给定的角速度指令,基于滑模干扰观测器的动态逆控制方法得到慢回路控制律,逆推出飞机的三个舵偏量uc=[δe δa δr]T;

  姿态角速率回路模型为:

  

  其中,ff为除去舵面操纵的姿态角速率部分,gf为舵面操纵导数部分;

  除去舵面操纵的姿态角速率部分ff的表达式为:

  

  其中,hE为发动机角动量,Ix、Iy、Iz分别为绕三个机体轴的转动惯量,Ixz为惯性积,m0、n0、l0、分别为除去舵面操纵的俯仰、偏航和滚转力矩。

  舵面操纵导数部分gf的表达式为:

  

  其中,gpδe为升降舵引起的滚转角速率导数;gpδa为副翼引起的滚转角速率导数;gpδr为方向舵引起的滚转角速率导数;gqδe为升降舵引起的俯仰角速率导数;grδe为升降舵引起的偏航角速率导数;grδa为副翼引起的偏航角速率导数;grδr为方向舵引起的偏航角速率导数。

  最终基于滑模干扰观测器的动态逆控制方法得到快回路控制律,由给定的角速度指令x2c,逆推出飞机的三个舵偏量uc=[δe δa δr]T,快回路控制律表达式为:

  

  其中,s2、z2分别为快回路辅助滑模向量和姿态角速度干扰观测量,是x2c的导数,z2为干扰观测气流角状态量,是z2的导数,unor为动态逆控制,uo为滑模干扰补偿控制,为快回路滑模控制量。

  选取眼镜蛇机动动作作为实施例1。在过失速后飞机的横侧向稳定性降低,飞机极易出现偏离现象。绕速度轴滚转角指令μc和侧滑角指令βc都为零,迎角指令ac也比较简单。迎角时域仿真结果如图2所示,侧滑角时域仿真结果如图3所示,航迹滚转角时域仿真结果如图4所示。

  从上述仿真结果看出,采用基于滑模干扰观测器的战斗机大迎角动态逆控制方法,战斗机能够精确地跟踪迎角指令ac、侧滑角指令βc、绕速度轴滚转角指令μc,说明该动态逆控制系统拥有较好的跟踪性,稳定性。

  本发明的基于滑模干扰观测器的战斗机大迎角动态逆控制方法不依赖于非线性系统的求解或稳定性分析,而只需讨论系统的反馈变换,因而它具有一定的普遍性。动态逆控制设计较为简便,可以应用在线性和非线性系统中,适用性较为广泛,而且滑模干扰观测器保证了闭环系统的全局稳定性,具有较好的跟踪性能。

  本发明针对大迎角飞行状态,采用“时标分离”方法,把飞机状态变量分解为两组基于不同时间标尺的子系统,分别利用动态逆法求解控制律。再结合超螺旋滑模干扰观测器对动态逆设计方法的不确定性进行补偿,设计战斗机受扰姿态系统稳定控制器,并通过Lyapunov方法证明。通过合理选择控制器参数,误差可以稳定有界。本发明保证了战斗机大迎角下飞行控制系统良好的跟踪性和稳定性,确保及时改出深失速、尾旋等危险状态,对工程实际应用有良好参考意义。

  以上所述仅是本发明的优选实施方式,应当指出:对于本技术领域的普通技术人员来说,在不脱离本发明原理的前提下,还可以做出若干改进和润饰,这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

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