[发明专利]基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种无尾飞行器协调转弯控制方法，具体讲是一种基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法，属于飞行器自动控制技术领域。

背景技术

协调转弯是指飞行器在水平面内转弯时，滚转运动与偏航运动两者耦合影响最小，即侧滑角为零，并保持飞行高度的机动动作。无尾飞行器(Tailless Plane)，由于其取消了尾翼使飞机的目标特征尺寸、机构重量大为减小，从而极大地提高了其隐身性能。但取消垂尾之后，飞行器将变为航向静不稳定，且横滚静稳定性也将减小。这导致了无尾飞行器在转弯时侧滑角逐渐增大，侧滑角的变化产生的附加滚转力矩反过来会影响滚转控制；同时由于偏航静不稳定性，侧滑角将持续增大呈发散趋势，这将严重影响飞行器的飞行品质和飞行安全。现有的无尾飞行器协调转弯控制仅通过引入侧滑角反馈来改善航向静不稳定性，而没有通过精确的前馈补偿使飞行器机体的偏航角速率准确地跟随速度矢量的偏转速率变化。此外，在实际转弯机动中，由于外部环境造成的扰动以及非定常气动力和偏航与滚转通道之间非线性运动耦合的影响将对整个飞行器的稳定性造成不可忽略的影响，导致飞行器存在飞行隐患。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术缺陷，提供一种基于多控制器融合能稳定、准确、快速地实现无尾飞行器协调转弯控制方法。

为了解决上述技术问题，本发明提供的基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法,所述多控制器分为对滚转角速率p与偏航角速率r的内环控制、对航迹滚转角φ_w和侧滑角β的外环控制；所述内环控制以鲁棒自适应非线性逆控制为主控制器，并采用H_∞次最优控制为补偿器，外环控制器采用非线性逆控制；其控制过程包括：

1)、外环控制器根据制导环节的期望指令与飞行器当前的航迹滚转角φ_w与侧滑角β状态反馈，通过求逆运算得到滚转角速率p、偏航角速率r的期望值并输出到鲁棒模型参考控制器；

2)、鲁棒模型参考控制器接收到来自外环控制器的期望指令,并依据参考模型动态与飞行器实际输出的动态误差e来自适应调节鲁棒模型参考控制器的参数，得出鲁棒模型参考自适应控制量；

3)、H_∞补偿器依据动态误差e对鲁棒模型参考控制器进行补偿并和步骤2)所得到的鲁棒模型参考自适应控制量综合得到鲁棒自适应虚拟滚转控制力矩与偏航控制力矩N_a输出到内环逆控制器；

4)、内环逆控制器根据鲁棒自适应虚拟滚转控制力矩与偏航控制力矩N_a以及飞行器当前的状态反馈，通过逆控制抵消飞行器的非线性耦合项，得到飞行器当前所需要的真实滚转控制力矩与偏航控制力矩N并输出到控制分配环节；

5)、控制分配环节将所需的控制力矩量δ分配到飞行器的各个执行舵机，实现协调转弯控制。

本发明中，所述主控制器采用滚转角速率p与偏航角速率r作为反馈控制信号，构造鲁棒自适应非线性逆控制，其构建步骤为：

1)、建立无尾飞行器滚转角速率p与偏航角速率r内环非线性动力学模型：

其中，c₁-c₆为内环模型系数；I_x、I_y、I_z与I_xz表示无尾飞行器的转动惯量和惯性积；q为俯仰角速率；与N为飞行器当前所需要的真实滚转与偏航力矩控制量；

2)、构建内环逆控制器：

其中，为任意选取的控制参数，[u_p,u_r]^T为待设计的鲁棒模型参考控制器；

3)、构建鲁棒模型参考控制器，将步骤2)内环逆控制器代入内环非线性动力学方程有：

其中，X_Lat＝[p,r]^T为横侧向状态向量，Y_Lat为横侧向输出向量，U_Lat＝[u_p,u_r]^T为待设计的鲁棒模型参考控制器，为解耦后的状态矩阵，为解耦后的控制输入阵，C＝[57.3,57.3]为输出矩阵；

4)、选取参考模型：