[发明专利]基于协调因子的高超声速飞行器姿态运动协调控制方法

权利要求书

1.一种基于协调因子的高超声速飞行器姿态运动协调控制方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤1)针对高超声速飞行器姿态模型进行耦合分析，将姿态运动间的强耦合问题分解成角运动耦合、惯性耦合、舵面操纵耦合三种形式；基于耦合三种形式，将对应的状态变量反馈到对应的舵面回路设计协调因子；具体过程如下：

步骤1-1)，建立高超声速飞行器姿态系统数学模型；

其中表示Ω的导数，Ω表示系统慢回路状态变量，Ω＝[α,β,μ]^T，α,β,μ分别是攻角、侧滑角、滚转角；表示ω的导数，ω表示系统快回路状态变量，ω＝[p,q,r]^T，p,q,r分别为滚转角速率、俯仰角速率、偏航角速率；M_c表示控制力矩，M_c＝g_fδu，其中g_fδ∈R^3×3是姿态系统快回路舵面分配矩阵，u＝[δ_e,δ_a,δ_r]^T，其中δ_e,δ_a,δ_r分别为左升降舵副翼舵、右升降舵副翼舵、方向舵；f_s＝[f_α,f_β,f_μ]^T，f_f＝[f_p,f_q,f_r]^T，

其中，M,V分别为飞行器的质量和速度；为动压；S,c,b分别为参考面积、参考长度、和参考宽度；γ为航迹角；C_L,α为由攻角α引起的升力系数，C_Y,β为侧滑角β引起的侧立系数，g为地球引力系数，C_l,β，C_l,p，C_l.r为由β，p，r引起的升力系数，C_m,α，C_m,q为基本俯仰力矩系数和由q引起的俯仰力矩系数，C_D,α为由攻角α引起的阻力系数，C_n,β,C_n,p,C_n,r为由β，p，r引起的偏航力矩系数，X_cg为质心至参考力矩中心得距离，为快回路分配矩阵系数；I_xx为绕x轴惯性积，I_yy为绕y轴惯性积，I_zz为绕z轴惯性积，为I_xx的导数，为I_yy的导数，为I_zz的导数，f_s，f_f，g_s，g_f为姿态系统状态矩阵，l_aero，m_aero，n_aero表示三通道力矩；

步骤1-2)对所建立的姿态系统模型进行耦合分析，将姿态的耦合分解成姿态角运动耦合、惯性耦合、舵面操纵耦合，

1)姿态角耦合模型：

在步骤1-1)中所建立的姿态系统模型，姿态角的耦合关系描述为：

其中分别表示为慢回路状态变量攻角、侧滑角与滚转角的姿态角耦合；

2)惯性耦合

在步骤1-1)所在建立的姿态系统模型中，惯性耦合描述为：

其中f_cp，f_cq，f_cr表示快回路系统中由p，q，r引起的惯性耦合；

3)舵面操纵耦合

在步骤1-1)所建立的姿态系统模型中，舵面操纵耦合描述为：

其中g_l为滚转通道操纵耦合，g_m为俯仰通道操纵耦合，g_n为偏航通道耦合，分别为右升舵副翼舵和方向舵引起的滚转力矩系数，为右升降副翼舵引起的俯仰力矩系数，为方向舵引起的俯仰力矩系数，为右升降副翼舵引起的偏航力矩系数，为方向舵引起的偏航力矩系数；

G_f,δ为舵面分配矩阵，分别为左升降舵引起的侧立系数、右升降舵副翼引起的侧力系数与方向舵引起的侧力系数，为左升降舵引起的偏航力矩系数、俯仰力矩系数、滚转力矩系数与阻力系数，为右升降舵副翼引起的阻力系数，为方向舵引起的阻力系数，为左升降舵引起升力系数，为方向舵引起的升力系数，为右升降舵副翼引起的偏航力矩系数，为方向舵引起的偏航力矩系数，为俯仰通道舵面分配矩阵参数，g_q,δe，g_q,δa，g_q,δr为偏航通道舵面分配矩阵参数，为滚转通道舵面分配矩阵参数；

步骤1-3)协调因子的设计；

对于步骤1-2)中的1)姿态角耦合，置为0，表示为psina-rcosα＝0，得出r＝ptanα，将r＝ptanα反馈到方向舵回路，因此协调因子设计为其中k₁＞0为设计参数，为方向舵协调因子第一个分量；

在步骤1-2)中1)攻角与滚转角耦合关系描述为p-σr＜p≤pcosα+rsinα＜p+ρr，其中σ，ρ为约束参数；将β反馈到方向舵回路的调因子设计为：

其中|sina|≠Δ_α，k₂，k₃设计大于零的参数，为方向舵协调因子第二个分量；

对于步骤1-2)中的2)惯性耦合，将β,r反馈到副翼回路，将β,q反馈到方向舵回路，将α,p反馈到升降舵回路来增加阻尼力矩和稳定性力矩；协调因子设计为：

其中λ_e，λ_a，分别为对应状态变量反馈到左升降舵、右升降副翼舵与方向舵的协调因子，k₄，k₅，k₆，k₇,k₈，k₉为大于零的设计参数；

对于步骤1-2)中的3)舵面操纵耦合，定义副翼舵与方向舵操纵耦合度为：

其中，

其中，为方向舵偏转引起的三通道力矩系数变化增量系数，为右升降副翼舵偏转引起的三通道力矩系数变化增量系数，S_cwr,S_cw表示为方向舵面积与垂尾面积；S,L为参考面积和参考长度；y_cwr方向舵面心到纵轴的距离；χ为后掠角；ξ为修正因子；满足S_cwr≤S,S_cw≤S,y_cwr≤L,0＜ξ≤1,0＜cosχ≤1；n是副翼的相对执行效率；η_k,分别为外露翼的跟梢比和茎展比；f为外露翼与根稍比；舵面协调策略设计为δ_a＝Eδ_r,0＜E≤1，E为方向舵与右升降副翼舵的耦合度；

步骤2)基于时标分离原则，将姿态系统分解成慢回路和快回路；基于滑模方法和投影映射方法分别设计慢回路鲁棒控制器和快回路鲁棒控制器；

步骤3)将协调因子与鲁棒控制器结合起来推导协调力矩，利用舵面分配矩阵，将协调力矩分配成舵面指令，利用舵面的协调偏转实现姿态运动的协调。