考虑输入受限的高超声速飞行器预设性能控制_李海燕.pdf

第 45 卷 第 2 期国防科技大学学报Vol 45 No 22023 年 4 月JOUNAL OF NATIONAL UNIVESITY OF DEFENSE TECHNOLOGYApr 2023doi:10 11887/j cn 202302003http:/journal nudt edu cn考虑输入受限的高超声速飞行器预设性能控制*李海燕1，韦俊宝2，方登建1，李静1(1 海军工程大学 兵器工程学院，湖北 武汉430033;2 海军工程大学 研究生院，湖北 武汉430033)摘要:针对考虑输入幅值与速率受限的高超声速飞行器跟踪性能问题，提出基于受限指令滤波器的预设性能控制方案。为了提高系统瞬态和稳态性能，设计预设性能反演控制器，并通过设计新的性能函数使得跟踪误差超调量更小。引入指令滤波器来处理反演控制器设计中难以求导的问题。针对输入受限问题，构造一种受限指令滤波器来约束系统控制律，保证控制输入满足幅值和速率的限制要求，并进行相应的理论证明。另外，考虑系统参数不确定性与外界干扰，采用线性扩张状态观测器进行观测并补偿。基于 Lyapunov 稳定理论证明系统的所有跟踪误差最终一致有界。通过仿真验证该方法的有效性。关键词:高超声速飞行器;预设性能;反演控制;受限指令滤波器;线性扩张状态观测器中图分类号:V249 1文献标志码:A文章编号:1001 2486(2023)02 027 10Prescribed performance control for hypersonic vehicleconsidering input constraintLI Haiyan1，WEI Junbao2，FANG Dengjian1，LI Jing1(1 College of Weaponry Engineering，Naval University of Engineering，Wuhan 430033，China;2 Graduate College，Naval University of Engineering，Wuhan 430033，China)Abstract:For the tracking performance problem of hypersonic vehicle with actuator constraints of amplitude and rate，a prescribedperformance control scheme based on constrained command filter was proposed In order to improve the transient and steady state performance of thesystem，a prescribed performance backstepping controller was designed And a new performance function was designed to reduce the tracking errorovershot A command filter was introduced to solve the problem of difficult derivation in the design of backstepping controller For the problem oflimited input，a constrained command filter was constructed to constrain the control law of the system，which guaranteed that the control input meetthe limit requirements of amplitude and rate，and the corresponding theoretical proof was carried out In addition，the linear extended state observerwas used to observe and compensate the system parameter uncertainties and external disturbances Based on Lyapunov stability theory，it wasproved that all tracking errors of the system are ultimately uniformly bounded The effectiveness of the proposed method was verified by simulationKeywords:hypersonic vehicle;prescribed performance;backstepping control;constrained command filter;linear extended state observer高超声速飞行器是一种在临近空间飞行马赫数大于 5 的新型飞行器，其具有巨大的应用潜力。目前，关于高超声速飞行器控制技术的研究已经取得了一定的成果。考虑到高超声速飞行器在高速飞行时对控制系统的动态性能要求很高，而预设性能1 方法具有能够兼顾系统瞬态和稳态性能的独特优势，在高超声速飞行器控制研究中得到了广泛的应用2。文献 3 提出一种基于预设性能的自适应动态面控制方案，使得系统在考虑执行机构故障的情形下改善系统的动态和稳态性能。文献 4提出一种预设性能减损控制器，在实现减损控制目标的基础上，使系统保持良好的动态性能。文献 5 则在执行器带宽有限的情形下设计基于预设性能的量化学习控制器。在实际的控制系统中，执行机构提供的控制力是有限的。飞行器的高空飞行以及外界环境的影响，容易造成执行机构输出饱和问题6。而系统一旦出现饱和，理想控制律无法得到有效执行，会导致指令跟踪出现较大偏差，甚至严重影响系统的稳定性7。因此在实际应用中，输入饱和问题不可忽略。文献 8针对输入饱和问题，利用神经网络来逼近并补偿系统饱和特性，然而该方法的参数选取较为复杂，实际应用难度较高。为了保证饱和时系统的稳定性，文献 9 13通过设计辅助系统来补偿系统，取得良好的控制效果。在此基础上，文献 10 构造光滑饱和函数来逼近*收稿日期:2021 05 12基金项目:航空科学基金资助项目(20140184001);博士后科学基金资助项目(2015M572693)作者简介:李海燕(1979)，女，吉林长春人，副教授，博士，硕士生导师，E-mail:haiyanli1818163 com国 防 科 技 大 学 学 报第 45 卷实际饱和函数，保证控制输入的有界性。文献 11 12 分别针对高度、速度子系统设计一种自适应抗饱和控制器，综合解决飞行器输入饱和与状态受限问题。进一步，文献 13 则提出一种自适应反演控制方案，在考虑执行器故障与饱和、状态受限的情形下，保证飞行器对指令的稳定跟踪。上述文献仅考虑控制输入的幅值饱和问题，文献 14 则进一步同时考虑执行器的幅值和速率的受限问题，采用指令滤波器来约束控制输入，但该方法未必能保证实现对控制输入的有效约束。文献 15提出一种执行机构幅值和速率多约束的自适应控制方案，该方案虽然能够有效地约束控制输入的幅值和速率，但控制器设计过于复杂，不利于实际应用。基于上述分析，首先考虑传统预设性能方法容易造成跟踪误差超调零过大，从而影响高超声速飞行器的指令跟踪效果，这可能导致其控制系统难以满足动态性能的要求。其次，高超声速飞行器的执行机构的幅值和速率值均有一定的限制，仅考虑输入幅值受限问题并不能满足现实要求。本文以跟踪误差的低超调为目标，提出新型预设性能控制方法，以实现控制系统更好的动态性能。在此基础上，将该方法推广到输入受限的情形中。相比文献 9 13，本文同时考虑控制输入幅值和速率受限问题，通过构造一种受限指令滤波器使得控制输入满足约束条件，并且在理论上完成了证明。通过提出一种基于受限指令滤波器的预设性能控制方案，在解决高超声速飞行器输入受限问题的同时，提高其控制系统的动态和稳态性能。1系统描述与预备知识1 1系统描述高超声速飞行器纵向运动刚体模型16 为:V=Tcos Dm gsin(1)h=Vsin(2)=L+TsinmVgcosV(3)=q(4)?q=M/Iyy(5)其中:速度 V、高度 h、航迹倾角、俯仰角 以及俯仰角速度 q 为刚体状态变量;为攻角，且有=;m 为质量;g 为重力加速度;Iyy为转动惯量;T、D、L、M 分别为推力、阻力、升力以及俯仰力矩，如式(6)所示17。T=T()+T0()DQS(C2D2+CD+C0D)L=L0+LM=MT+M0()+Mee(6)其中:Q=0.5V2为飞行器动压，其中 为空气密度;S 为飞行器参考面积;为燃油当量比;e为升降舵偏角;C2D、CD、C0D，L0、L、T()，T0()分别为阻力、升力以及推力的相关气动参数;MT、M0()、Me均为俯仰力矩的相关参数。假设 1:式(3)中的 Tsin 项数值远小于升力L 值，因此该项可以忽略。注 1:通过利用文献 6 所提供的数据可以计算验证该假设是合理的。另外文献 3 也对该假设的合理性进行了解释说明。系统模型的输出为速度 V、高度 h;控制输入为燃 油 当 量 比、升 降 舵 偏 角 e。结 合 模型(1)(5)与假设 1 可知，速度 V 的变化主要受燃油当量比 控制;升降舵偏角 e通过直接控制俯仰角速度 q 变化，进而控制俯仰角、航迹倾角 的变化，使得飞行器高度 h 变化主要受 e控制。基于上述分析，为了便于控制律的设计，将模型(1)(5)分解为速度子系统和高度子系统。V=fV+gV+d1(7)h=Vsin=f+g+d2=q?q=fq+gqe+d3(8)其 中:fV=T0()cos Dm gsin，gV=T()cosm;f=L0 L mgcosmV，g=LmV;fq=MT+M0()Iyy，gq=MeIyy;di(i=1，2，3)为干扰项，包含外界干扰以及参数摄动，与文献 18类似，做出假设 2。假设 2:干扰项 di(i=1，2，3)连续且一阶导数有界。1 2输入受限问题描述为了避免高超声速飞行器实际飞行中出现的热阻现象，需要 处在一定范围内，使得超燃冲压发动机始终保持合理的工作状态19。而由于 可以具有较快的变化速率，不容易出现速率饱82第 2 期李海燕，等:考虑输入受限的高超声速飞行器预设性能控制和的现象，因此只考虑 的幅值受限情况。其次，由于实际物理机构具有偏转极限，升降舵偏角e的输出和输出速率是有限的，在现实中可能会出现幅值和速率饱和问题。综上，燃油当量比 和升降舵偏角 e的受限情况可分别描述为:=H(d)=max，dmaxd，min d maxmin，dmin(9)e=H(ed)=max，edmaxed，min ed maxmin，edmin(10)e=H(ed)=max，edmaxed，minedmaxmin，edmin(11)其中:d、ed均为理想控制输入;常数 max、min分别为 幅值的上下限;常数 max、min分别为 e幅值的上下限;e=e为升降舵偏角的导数;ed=ed;常数 max、min分别为 e速率的上下限。1 3预设性能预设性能控制方法6 通过将跟踪误差限制在预先设定的收敛区域，使得系统满足预设的瞬态和稳态性能要求。预设性能对误差的约束不等式为:(t)e(t)(t)，e(t)0(t)e(t)(t)，e(t)0(12)其中:为常数且 0 1;(t)为性能函数，表达式为:(t)=(0)exp(t)+(13)式中:0，均为常数且 0 0，0，为稳态值，limt(t)=。显然，性能函数具有连续有界、单调递减的性质。常规预设性能的不等式约束如图 1 所示。可以看出，虽然性能函数的约束可以