[发明专利]一种非线性飞行器航迹控制方法

说明书

本发明提供了一种非线性飞行器航迹控制方法。本发明中的航迹指令生成器发送航迹指令信号至外环航迹控制器；外环航迹控制器接收航迹指令与传感器测量的飞行器位置、速度、航迹倾角、航迹方位角信号，计算并分别发送发动机油门指令信号至飞行器平台和迎角指令、侧滑角指令与绕速度矢滚转角指令信号至内环姿态控制器；内环姿态控制器接收迎角指令、侧滑角指令、绕速度矢滚转角指令信号与传感器测量的飞行器迎角、侧滑角、绕速度矢滚转角、角速度信号，计算并发送舵面偏转指令至飞行器平台；传感器测量获得飞行器参数信号并反馈至外环航迹控制器和内环姿态控制器；飞行器接收舵偏控制指令完成相应的舵偏动作、接收油门控制指令实现相应推力。

技术领域

本发明属于航空飞行器飞行控制技术领域，具体涉及一种非线性飞行器航迹控制方法。

背景技术

目前航空飞行器控制一般采用线性增益调度控制律，这种以配平状态小扰动线性化和经典控制理论为基础的传统控制律设计复杂，涉及到若干工作状态点的选取与相应线性控制律的设计，控制参数整定工作繁琐，同时由于航空飞行器的本质非线性，线性增益调度控制律的稳定性缺乏充足的理论保障。

基于时标分离的非线性动态逆控制方法是近些年来得到广泛关注的一种非线性飞行控制方法，其基于时标分离原理实现了飞行器模型的全局线性化，可对不同通道进行解耦控制，增益调节简单。但是，为简化模型求逆，动态逆控制律设计中引入了时标分离假设将系统分为快慢回路，即认为快回路的响应速度远快于慢回路的响应速度，从而在设计慢回路控制律时，将快变量的动态特性忽略，在综合快回路时，近似认为慢变量为常数。这种处理简化了问题，但也人为地将系统割裂，慢回路状态的响应依赖于快回路的控制实现，存在控制滞后的问题。此外为满足时标分离条件，快、慢回路的控制增益设置需要满足一定的约束。

航空飞行器航迹控制一般通过外环质心运动控制与内环姿态运动控制复合嵌套实现，这两个控制回路分别称为外环航迹控制回路与内环姿态控制回路，相应的控制律分别称为外环航迹控制律与内环姿态控制律。采用基于时标分离的动态逆控制方法分别对外环航迹控制律与内环姿态控制律进行设计会加剧控制滞后、影响飞行品质，而采用对被控状态逐次求导直至出现控制项的反馈线性化技术可解决时标分离要求带来的问题。

考虑飞行器外环航迹控制回路，飞行器外环航迹控制律设计任务即给定待跟踪的航迹指令，计算由内环姿态控制器实现的迎角指令、侧滑角指令、绕速度矢滚转角指令与控制发动机推力的油门指令。按照反馈线性化控制律设计流程，对飞行器位置微分方程再求导一次可以与迎角、油门等控制量关联起来，在对航迹指令的跟踪控制中，首先指定飞行器位置变量的动态过渡特性，然后求解代数方程计算相应的控制指令。但是飞行器质心运动模型并非仿射形式，因而不能直接得到迎角指令、绕速度矢滚转角指令与油门指令的显式解，这就限制了反馈线性化控制律设计方法的应用。

发明内容

本发明所要解决的问题是飞行器航迹控制器设计中外环回路反馈线性化方法使用受限的问题，提供一种采用反馈线性化技术的非线性飞行器航迹控制方法。

本发明的非线性飞行器航迹控制方法使用的控制装置包括：航迹指令生成器、外环航迹控制器、内环姿态控制器、传感器与飞行器平台；所述的航迹指令生成器发送航迹指令信号至外环航迹控制器；外环航迹控制器接收航迹指令与传感器测量的飞行器位置、速度、航迹倾角、航迹方位角信号，计算并分别发送发动机油门指令信号至飞行器平台和迎角指令、侧滑角指令与绕速度矢滚转角指令信号至内环姿态控制器；内环姿态控制器接收迎角指令、侧滑角指令、绕速度矢滚转角指令信号与传感器测量的飞行器迎角、侧滑角、绕速度矢滚转角、角速度信号，计算并发送舵面偏转指令至飞行器平台；传感器测量获得飞行器速度、航迹倾角、航迹方位角、迎角、侧滑角、绕速度矢滚转角、角速度等信号并反馈至外环航迹控制器和内环姿态控制器；飞行器接收舵偏控制指令完成相应的舵偏动作、接收油门控制指令实现相应推力。

本发明的非线性飞行器航迹控制方法，包括以下步骤：