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申请/专利权人：大连理工大学

摘要：本发明属于航空航天飞行器控制领域，涉及一种面向高超声速飞行器集群的预设性能编队合围控制方法。本发明首先建立面向高超声速飞行器集群控制的动力学模型，然后设计神经网络观测器设计，用来估计不可测的飞行状态变量。然后分别设计纵向和前向控制系统，同时设计各自系统的辅助控制器，考虑了在实际高超声速飞行器集群环境中至关重要的关键性能指标，包括稳态精度、收敛时间。在新型弹性预设性能函数的支持下，所提出的方法在高超声速飞行器集群控制下显示出卓越的性能。同时利用辅助系统处理输入饱和以及敏感性脆弱问题。结合所设计的新型神经观测器，以实现同时处理状态不可测和外部干扰影响。

主权项：1.一种面向高超声速飞行器集群的预设性能编队合围控制方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤（1）建立面向高超声速飞行器集群控制动力学模型考虑由1个虚拟领航飞行器和个跟随者构成的高超声速集群系统，第个高超飞行器的动力学模型表示为： 1其中，上标“”表示一阶导数，上标“”表示二阶导数；表示第i个跟随者的纵向位置，表示第i个跟随者的航迹角，表示第i个跟随者的攻角，表示第i个跟随者的俯仰角速度，表示第i个跟随者的俯仰角，表示第i个跟随者的速度，表示第i个跟随者的前向位移，表示第i个跟随者的质量，表示第i个跟随者的重力加速度，表示第i个跟随者的转动惯量，表示第i个跟随者的阻尼系数，表示第i个跟随者的弹性模态频率，表示第i个跟随者的弹性模态，表示飞行器的前两阶弹性模态，其中表示第i个跟随者；分别为升力、阻力、推力、俯仰力矩和广义力，由如下表达式计算： 2其中，分别表示动压、特征面积、推力力矩耦合系数和参考特征长度，表示第i个跟随者的燃油当量比，为表示第i个跟随者的升降舵偏转角度；为第i个跟随者的升力系数，为第i个跟随者的阻力系数，为第i个跟随者的推力系数，为第i个跟随者的推力-燃油当量比耦合系数，为第i个跟随者的推力-弹性耦合系数，为第i个跟随者的力矩系数，为第i个跟随者第j阶模态的广义力-攻角平方项耦合系数，为第i个跟随者第j阶模态的广义力-攻角耦合系数，为第i个跟随者第j阶模态的广义力-升降舵耦合系数，为第i个跟随者第j阶模态的广义力系数，为第i个跟随者第j阶模态的广义力-弹性耦合系数；下面进行模型分解：和是受约束的燃油当量比和升降舵偏转角度，表示为： 3其中为控制量，表示输入的上限，表示输入的下限；对于巡航阶段的飞行状态，将纵向动力学模型化简为如下动态系统： 4其中，分别表示为如下形式： 5其中，为第i个跟随者的升力-升降舵耦合系数，为第i个跟随者的力矩-攻角二次项耦合系数，为第i个跟随者的力矩-攻角耦合系数，为第i个跟随者的升力-攻角耦合系数，为第i个跟随者的力矩-升降舵耦合系数，为第i个跟随者的力矩系数；代表纵向位置、航迹角、俯仰角、俯仰角速度的干扰项，具体表示为 6其中，分别表示模型中纵向位置、航迹角、俯仰角、俯仰角速度的不确定性；表示第i个跟随者的升力-弹性耦合系数，表示第i个跟随者的推力-攻角耦合系数，表示第i个跟随者的力矩-弹性耦合系数；非线性函数由于参数不确定性，是未知的；由此将前向动力学模型表示为： 7其中，表示前向位移的扰动，表示速度的扰动，表示受约束的燃油当量比，分别表示为： 8其中，表示第i个跟随者的推力系数，表示第i个跟随者的推力-燃油当量比耦合系数；扰动中，其中表示速度的模型不确定性，表示为第i个跟随者的推力-弹性耦合系数，表示为第i个跟随者的阻力-弹性耦合系数；步骤（2）神经网络观测器设计设计的神经网络观测器被用来估计测不准的飞行状态变量；纵向和前向动力学的观测器设计为： 9在观测器设计中，表示要设计的正增益参数；分别表示观测器对状态量的估计值；对于和，定义： 10式（10）用和来表述和的观测误差；假设集总扰动由n个神经元的单层神经网络近似为，其中；定义表示标量，表示n维行列式，表示n行n列矩阵；，表示的近似权重矩阵，和表示基函数向量和近似误差，满足以及；和为未知的正常数；下面设计用于神经网络更新的自适应律； 11其中，和表示纵向位置和前向位置的观测误差，表示待设计参数矩阵，表示待设计正参数；步骤（3）纵向控制方案设计设计分布式纵向跟踪控制器如下： 12其中，表示第个跟随者，为第个飞行器的纵向位置基准，表示第个跟随者，表示第个飞行器的纵向位置相对误差，表示第个飞行器的姿态相对误差为状态观测值；对于分布式虚拟控制器，通过一阶指令滤波器得到过渡参考指令，定义为： 13其中，是待设计的正参数，表示的初值，表示的初值；在本发明中，分布式跟踪误差应满足以下性能； 14其中，分别表示纵向跟踪性能的下界和上界，有如下关系： 15并且 16其中，是待设计的正参数，表示纵向位置相对误差的初始值，表示公式（17）所示的辅助系统的输出： 17其中，为待设计的正参数，分别表示辅助系统中和控制输入上限和下限的两个变量，表示气动舵，表示气动舵的幅值上限，表示气动舵的幅值下限；纵向位置子系统的辅助变量定义如下： 18其中，表示第i个跟随者的重定义纵向位置跟踪误差，表示第i个跟随者的重定义航迹角跟踪误差，表示第i个跟随者的重定义俯仰角跟踪误差，表示第i个跟随者的重定义俯仰角速度跟踪误差；辅助系统描述为： 19其中，分别表示待设计的正参数，分别表示航迹角、俯仰角和俯仰角速度的系数；虚拟控制量、、和实际控制器设计为： 20其中，为待设计参数，；步骤（4）前向控制方案设计设计分布式前向跟踪控制器如下： 21其中，表示第i个飞行器的前向位置基准，表示第个飞行器的前向位置相对误差，表示第个飞行器的纵向位置相对误差；为状态观测值；由分布式虚拟控制器通过一阶指令滤波器得到的，定义为： 22其中，是待设计的参数；在本发明的设计中，分布式跟踪误差应满足以下性能要求 23其中，分别表示前向跟踪性能的下界和上界，定义为： 24其中是待设计参数，表示前向控制辅助系统的输出： 25其中，为待设计参数；分别表示辅助系统中和控制输入上限和下限相关的两个变量，表示燃油当量比，表示燃油当量比的幅值上限，表示燃油当量比的幅值下限；前向子系统的辅助变量定义如下 26其中，辅助系统表示如下： 27其中，是待设计参数；前向虚拟控制器和实际控制器设计为： 28其中，、是待设计的正参数，。

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