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基于微分幾何反饋線(xiàn)性化的高超聲速飛行器控制系統實(shí)現
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中國科學(xué)院成都計算機應用研究所

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本文由四川省重大科技專(zhuān)項2020YFG0462資助


Realization of Hypersonic Vehicle Control System Based on Differential Geometric Feedback Linearization
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    摘要:

    為實(shí)現對高超聲速飛行器橫滾角度數值、縱滾角度數值的同步控制,使飛行器元件呈現出相對平穩的運動(dòng)狀態(tài),設計基于微分幾何反饋線(xiàn)性化的高超聲速飛行器控制系統。利用電源管理模塊電路,更改電機驅動(dòng)器元件的連接形式,根據螺旋槳轉動(dòng)速率,調試IMU慣性傳感器、GPS定位、PID控制器三類(lèi)下級硬件設備的實(shí)時(shí)運行狀態(tài),完成高超聲速飛行器控制系統的主體應用結構設計。按照飛行器運動(dòng)軌跡的微分處理結果,計算控制向量反饋指標的具體數值水平,再通過(guò)解析幾何信號的處理方式,確定線(xiàn)性化姿態(tài)解算表達式,實(shí)現基于微分幾何反饋線(xiàn)性化的飛行器控制程序設計,結合相關(guān)硬件應用設備,完成對高超聲速飛行器控制系統的研究。實(shí)驗結果顯示,微分幾何反饋線(xiàn)性化原則能夠有效控制橫滾角度數值、縱滾角度數值與理想角度數值之間的差值水平,在促進(jìn)高超聲速飛行器平穩運動(dòng)方面具有較強的可行性?xún)r(jià)值。

    Abstract:

    In order to realize the synchronous control of the roll angle value and the roll angle value of the hypersonic aircraft, so that the aircraft components show a relatively stable motion state, a hypersonic aircraft control system based on differential geometric feedback linearization is designed. Using the power management module circuit, change the connection form of the motor driver components, and debug the real-time operating status of the three subordinate hardware devices of the IMU inertial sensor, GPS positioning, and PID controller according to the rotation rate of the propeller, and complete the main application structure of the hypersonic aircraft control system. design. According to the differential processing result of the aircraft motion trajectory, the specific numerical level of the control vector feedback index is calculated, and then the linearized attitude solution expression is determined by the processing method of the analytical geometric signal, and the aircraft control program design based on the differential geometric feedback linearization is realized. Combined with relevant hardware application equipment, the research on the control system of hypersonic aircraft is completed. The experimental results show that the differential geometric feedback linearization principle can effectively control the roll angle value, the difference level between the pitch roll angle value and the ideal angle value, and has strong feasibility value in promoting the smooth motion of hypersonic aircraft.

    參考文獻
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引用本文

楊凡,黃穎,陳云松,曾皓.基于微分幾何反饋線(xiàn)性化的高超聲速飛行器控制系統實(shí)現計算機測量與控制[J].,2022,30(12):125-130.

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  • 收稿日期:2022-04-14
  • 最后修改日期:2022-05-20
  • 錄用日期:2022-05-23
  • 在線(xiàn)發(fā)布日期: 2022-12-22
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