CN116360255B 一种非线性参数化高超声速飞行器的自适应调节控制方法 （曲阜师范大学）

一种非线性参数化高超声速飞行器的自适本发明公开了一种巡航模式下的高超声速飞行器非线性参数化建模及其自适应调节控制项式函数和三角函数曲线拟合方式下的拟合指数化高超声速飞行器纵向模型分解为两个互联非线性参数化的高超声速飞行器系统的鲁棒控2步骤2、通过比较多项式函数和三角函数这两种不同函数曲线拟合方式下的拟合指标非线性参数化高超声速飞行器模型系统进行性参数化的高超声速飞行器系统，并且研究在风扰动情况下所提自适应控制器的鲁棒性2.根据权利要求1所述的一种非线性参数化的高超声速飞行器的自适应调节控制方表达式(5)_(8)中的非线性参数化的气动模型比现有的线3ci(a)=cf'a+c'(12)cb(a)=cg"u2+cfa+c%(13)gu2+c$u+c8(14)具有发动机动态的高超声速飞行器具有两个基础的操纵动作动态的高超声速飞行器的六个状态量以及两个控制输入[δ,Φc]T通过推4关系数CD分别为0.9999，0.9960和0.9990；根据所确定的三角函数形式绘制阻力系数CD它们对应的误差平方和SSE分别为4.01x10_3，8.74x10_4和2.71x10_3，对3.根据权利要求1所述的一种非线性参数化的高超声速飞行器的自适应调节控制方C,(a)=cfa+c'(24)5机油门开度控制指令Φc通过发动机二阶动态方程(15)来控制发动机油门开度Φ；飞行姿至此，建立了一个完整的带有发动机动态的非线性参数化高ci(a)=cfa+c'(12)4.根据权利要求1所述的一种非线性参数化的高超声速飞行器的自适应调节控制方6x=[yr",a",a',v",w,giI'=[0,a",0,v",o,ol"(29)通过定义如下的坐标变换将非零平衡点转化xz1=v-v"zz=Φ-Φ"z3=$(31)基于此，改进后的高超声速飞行器(1)_(4)和发动机油门开度(15)的动力学模型可以=x3十f(xr,xy,z1)(33)z1)(34)=z3(36)=kz_δ*以及k3为ks=(41)7j的函数上界i三1,以及均为未知参数，其具体表达式如下：$z=⃞+2lenl+1(60):8ηj为飞行器动力学模型控制系统状态变量与虚拟控数9其中，其中，2数其中，以及为速度子系统常量和q对于满足假设条件的非线性参数化飞行器纵向模型(1)一(4)和发动机油门开度动态(t)]T(99)可得vso,所以(f(t),n(t))是一个单调非增定义根局指数收敛到原点；根据(30)和(31)，高超声速飞行器系统的状态变量全局指数收敛到5.根据权利要求1所述的一种非线性参数化的高超声速飞行器的自适应调节控制方u=u(x,z,6)u,(0,0,…,0)=0(104)z,6)uz(0,0,…,0)=0(105)且6,为标称参数o:的估计值：b)(108)和βib)设计虚拟控制信号β1和参数更新律.:针对速度子系统(35)_(37)，选择以下正定函数B1=-b1o(z1,x,x2,6,b2)m(120)数选择具有如下形式的虚拟控制信号β2以及o(z,x,x2,6,b,bs,b)mz(130)且且q2是待设计的参数，且数3的导数为uz=-bso(z,zz,x,x2,6,b6,bs,b1,b6)ms(140)且进而满足了系统的整体Lyapunov函数的负定条件；至此，通过使用6.根据权利要求5所述的一种非线性参数化的高超声速飞行器的自适应调节控制方参数和结构的不确定性。这些因素使得对于飞行器建模和控制研究极具科学性和挑战性，的自适应控制技术，以推动性能更高的新一代高超声速验证机的研发及高超声速技术发[0008]步骤2、通过比较多项式函数和三角函数这两种不同函数曲线拟合方式下的拟合态的非线性参数化高超声速飞行器模型系统进行稳定表明表达式(5)_(8)中的非线性参数化的气动模型比现有的[0017]i=q-v(3)[0028]C,(a)=cfa+c'(12)fu+c(14)为[0058]C,(a)=cfa+c'(24)发动机油门开度控制指令Φc通过发动机二阶动态方程(15)来控制发动机油门开度Φ；飞i=q-v(3)[0075]cr(a)=cf"u3+c⃞iu2+cfa+?(10)[0077]ci(a)=cfa+c'(12)a)(27)[0087]z1=v-v"zz=Φ-Φ"z3=$(31)[0090]=x3十f(xr,xy,z1)(33)z1)(34)[0092]=k1(z1,x[0093]=z3(36)[0094]=kguz十hg(zz,z3)(37)_δ*，uz=-,δ*和以及k3为k;==1,3表示为界[0107]fi(xr,z1)s(lxrl+lz1I)(z1)⃞1(47))≥1以及λ1(z1,x2)≥1均为已知函数，ηj为飞行器动力学模型控制系统状态变量与虚[0130]步骤3_3、标称系统控制设计：针对转换后的飞行器动力学模型控制系统(32)_[0167]以及为速度子系统常量和速度子系统参数的组合到[0189]以及为速度子系[0197]从上面的标称控制设计过程中，所设计的标称控制信号μ1(90)和μ2(95)使得q可得iso,所以是一个单称控制信号(90)和(95)保证了闭环系[0215]u=u(x,z,6)u,(0,0,…,0)=0(104)[0216]uz=uz(x,2z,6)uz(0,0,…,0)=0(105)6-B,…,o"',且为标称参数的估计b⃞)(111)zo(z,x,x2,b,6,b,b)(112)和βib1020均为正定[0235]步骤421、a)设计虚拟控制信号α1和参数更新律对于航迹角子系统(32)[0241]i=a,z(x,z1)⃞(116)b2)m(120)[0253]步骤4_2_2、a)设计虚拟控制信号α2和参数更新律i,:针对航迹角子系统(32)_b,6J)⃞(125)b)mz(130)[0273]q2是待设计且uz=-byo(z1,zz,x1,x2,6,6,b,b1,b6)ms(140)时间尺度分离原理将飞行器纵向动态模型转化为具有状态耦合的速度子系统和航迹角子参数的同时，提出具有非线性参数化自适应技术和参数分离技术相融合的自适应控制策[0334]i=q-v(3)[0345]C,(a)=cfa+c'(12)cn(a)=cg"a2+cfa+c"(13)Ga+C8(14)过比较拟合指标(误差平方和SSE和相关系数CD)以及直观图示验证三角函数拟合的优越[0354]步骤1_3、在进行非线性参数化建模之前介绍数据拟合方法中的两个重要的拟合为L[0374]步骤2、通过比较多项式函数和三角函数这两种不同函数曲线拟合方式下的拟合三角函数拟合方式相比于多项式函数拟合方式能够更好匹配实际函数形式气动力系数和力矩系数的高超声速飞行器气动模型，下面对该模型进行两点说[0380]C,(a)=cfa+c'(24)门开度控制指令Φc通过发动机二阶动态方程(15)来控制发动机油门开度Φ；飞行姿态受=q-v(3)[0397]cr(a)=cf"u3+c⃞iu2+cfa+?(10)[0399]ci(a)=cfa+c'(12)a)(27)动态的非线性参数化高超声速飞行器模型系统进[0417]z1=v-v",zz=Φ-Φ",z3=$(31)[0420]私=x3+fi(,xa,z1)z1)(34)[0422]=k1(z1,x[0423]=z3(36)z3)(37)*以及k3为[0429]k3=(41)=1,3表示为界zI)0⃞2(51)λ1i≥1,以及均为未知参数，其具体表达式如下：ηj为飞行器动力学模型控制系统状态变量与虚[0462]步骤3_3、标称系统控制设计过程。针对转换后的飞行器动力学模型控制系统其中，[0499]以及为速度子系统常量和速度子系统参数的组合到以及为速度子系统常量和[0529]从上面的标称控制设计过程中，所设计的标称控制信号μ1(90)和μ2(95)使得q可得so,所以是一个单k2飞行器纵向模型分解为两个互联的非线性参数化的子系统：速度子系统和航迹角子系统。z,6)u2(0,0,…,0)=0(104)[0550]uz=uz(x,2z,6)uz(0,0,…,0)=0(105)[0565]7z=zz-AB=-mbzo(z1x,x2,6,6)(111)b,⃞)(112)和βia2010以及b20均为正[0569]步骤4_2_1、a)设计虚拟控制信号α1和参数更新律对于航迹角子系统(32)_[0583]Br=-bo(z1,x1,x,b,63)m(120)[0587]步骤4_2_2、a)设计虚拟控制信号α2和参数更新律针对航迹角子系统(32)_o(z1,x,x2,6,b,bs,b)mz(130)[0605]其中，bo(z,x1,x2,b,b,bs,b)=bu(x,x,z1,b,6)+bzz(z1,x1,x,b,b,63)b,