考慮攻角約束的高超音速飛行器的自適應控制方法，涉及航空航天控制領域。本發明是為了解決現有的高超音速飛行器的執行器常常處于故障情況且高超音速飛行器的攻角受限情況下，高超音速飛行器瞬態性能差、超燃沖壓發動機燃燒不充分的問題。步驟一、根據高超音速飛行器的飛行狀態量，建立高超音速飛行器的動力學方程；步驟二、根據高超音速飛行器的動態方程中的狀態量和設定的參考值，建立高超音速飛行器跟蹤誤差系統；步驟三、根據高超音速飛行器跟蹤誤差系統、設計的燃料當量比控制律、設計的鴨翼偏轉角控制律和設計的升降舵偏轉角控制律對高超音速飛行器的動態方程中的速度和高度進行控制，從而實現對高超音速飛行器的控制。它用于控制飛行器。

技術領域

本發明涉及高超音速飛行器的控制方法。屬于航空航天控制領域。

背景技術

由于存在復雜的動力學、強大的耦合以及嚴重的不確定性，高超音速飛行器(HFV)的控制面臨著巨大的挑戰。因此，HFV的分析和控制技術主要集中在縱向飛行上，并取得了卓有成效的成果，例如面向控制的建模、線性時變參數建模、奇異攝動結構分析、基于反饋線性化的控制、基于反步法的觀測器設計、滑模控制、切換控制、模糊方法和中性網絡控制。

由于在處理系統非線性和參數不確定性方面的優越性，自適應反步法對工程師來說是一個很好的選擇。因此，針對HFV的開創性自適應反步設計已經出現，其重點是不確定的空氣動力學參數，這些參數是通過采用降低復雜性的模型進行控制而自然引入的。相關研究解決了一系列問題：如基于變換動力學和小增益定理，解決了HFV的不確定參數和非最小相位問題；將容錯模塊納入魯棒的自適應控制方案，進一步實現了超燃沖壓發動機的起步恢復；結合動態表面控制和自適應設計，以有效處理HFVs輸入的幅度限制。盡管這些結果主要討論了HFV的漸近跟蹤，但是自適應反步還通過正確初始化軌跡和調整控制器參數，提供了一種在L₂/L_∞范數意義上改善瞬態性能的有效方法。

由于HFV的極端運行環境，執行器(如空氣動力學控制面)可能會出現故障，例如部分或全部失效(PLOE)。在存在執行器故障的情況下，無法成功進行中瞬態性能的標準分析。規定性能控制(PPC)它可以保證某些更具體的瞬態特性，例如最小收斂速度和最大超調，而不是通過L₂/L_∞范數評估的瞬態特性。

在實踐中，超燃沖壓發動機推進系統的運行條件對于高超音速飛行至關重要，它與超音速飛行器HFVs的攻角(AOA)有著非常密切的關系。平移整流罩利用AOA來實現所謂的“唇上沖擊”條件，這是保證超燃沖壓發動機穩定和高效燃燒所必需的。從這一點出發，在整個高超音速飛行過程中，AOA都應保持在一定范圍內，這反過來給控制系統的設計帶來了很大的挑戰。

發明內容

本發明是為了解決現有的高超音速飛行器的執行器常常處于故障情況且高超音速飛行器的攻角受限情況下，高超音速飛行器瞬態性能差、超燃沖壓發動機燃燒不充分的問題。現提供考慮攻角約束的高超音速飛行器的自適應控制方法。

考慮攻角約束的高超音速飛行器的自適應控制方法，所述方法包括以下步驟：

步驟一、根據高超音速飛行器的飛行狀態量，建立高超音速飛行器的動力學方程；

步驟二、根據高超音速飛行器的動態方程中的狀態量和設定的參考值，建立高超音速飛行器跟蹤誤差系統；

步驟三、根據高超音速飛行器跟蹤誤差系統、設計的燃料當量比控制律、設計的鴨翼偏轉角控制律和設計的升降舵偏轉角控制律對高超音速飛行器的動態方程中的速度和高度進行控制，從而實現對高超音速飛行器的控制。

優選的，步驟一中，高超音速飛行器的動力學方程包括速度V動力學方程、高度h動力學方程、飛行航跡角γ動力學方程、高超音速飛行器的攻角α動力學方程和俯仰率Q動力學方程；

速度V動力學方程表示為：