申请/专利权人：西北工业大学;中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所

申请日：2021-04-14

公开（公告）日：2021-07-16

公开（公告）号：CN113126494A

主分类号：G05B13/04(20060101)

分类号：G05B13/04(20060101)

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2022.08.09#授权;2021.08.03#实质审查的生效;2021.07.16#公开

摘要：本发明涉及一种参考轨迹动态修正的低空飞行气动辨识控制方法，属于飞行器控制领域。该方法首先设计了自回归模型对海浪高度进行预测，给出了引入海浪高度动态预测信息的飞行高度参考指令。然后将飞行器纵向动力学模型转换为速度子系统和高度子系统，针对速度子系统设计动态逆控制；针对高度子系统设计反步法控制，其中考虑海浪引起的气动特性未知问题，将气动函数转换为已知状态向量和未知气动参数向量相乘的线性参数化形式，设计自适应估计律对未知气动参数进行估计。该发明通过考虑海浪影响设计参考轨迹动态修正的气动辨识控制方法，实现了高度精细控制，对超低空掠海突防具有重要意义。

主权项：1.一种参考轨迹动态修正的低空飞行气动辨识控制方法，其特征在于步骤如下：步骤1：考虑飞行器纵向通道动力学模型： 所述的运动学模型由五个状态量X＝[V,h,γ,α,q]T和两个控制输入U＝[δe,T]T组成；V表示速度，h表示高度，γ表示航迹角，α表示攻角，q表示俯仰角速度，δe表示舵偏角，T表示推力；m、Iyy和g分别表示质量、俯仰轴的转动惯量和重力引起的加速度；力、力矩以及各系数的表达式为： 其中，Q＝12ρV2表示动压，Sω表示气动参考面积，cA表示平均气动弦长，CL0、CLα、CD0、CDα、Cm0、Cmα和均表示气动参数；步骤2：自回归模型的最小二乘形式为ζk＝ψTkθw7ψk＝[-ζk-1,...,-ζk-nw]T8θw＝[d1,...,dw]T9其中，ζk表示第k个时刻的海浪高度，θw表示未知参数，nw表示辨识阶次，由设计者给出；采用带遗忘因子的递推最小二乘法对θw进行估计 其中，μ表示遗忘因子，由设计者给出；步骤3：设计高度参考指令hd为 其中，xg表示飞行器重心沿地面坐标系x轴的投影，满足Z2表示飞行器直线下滑时的初始高度，由设计者给出；Z1表示飞行器末端拉平时的初始高度，由设计者给出；Z0表示低空掠海段的初始高度，由设计者给出；步骤4：将飞行器动力学模型解耦得到速度子系统1和高度子系统2-5；速度子系统1写为 式中，取x1＝h，x2＝γ，x3＝θ，x4＝q，其中θ＝α+γ表示俯仰角，高度子系统2-5写为 式中，步骤5：对于速度子系统，定义速度跟踪误差设计控制输入T为 式中，Vd为速度参考指令，kv＞0为控制参数，设计参数自适应估计律为 式中，γv＞0为控制参数；步骤6：定义高度跟踪误差设计虚拟控制器为 式中，k1＞0为控制参数；引入一阶滤波器 式中，α2＞0为控制参数；定义航迹角跟踪误差设计虚拟控制器为 式中，k2＞0为控制参数，引入一阶滤波器 式中，α3＞0为控制参数；设计参数自适应估计律和为 式中，和为控制参数；定义俯仰角跟踪误差设计虚拟控制器为 式中，k3＞0为控制参数；引入一阶滤波器 式中，α4＞0为控制参数；设计俯仰角速度跟踪误差设计控制输入δe为 式中，k4＞0为控制参数，设计参数自适应估计律和为 式中，和为控制参数；步骤7：根据得到的推力T和舵偏角δe，返回到飞行器动力学模型1-5，对速度和高度进行跟踪控制。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 西北工业大学;中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 参考轨迹动态修正的低空飞行气动辨识控制方法

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