專(zhuān)利名稱(chēng)：基于預(yù)測(cè)模型的高超聲速飛行器滑?？刂品椒?br> 技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種高超聲飛行器控制方法，特別是涉及一種基于預(yù)測(cè)模型的高超聲速飛行器滑模控制方法，屬于飛行器控制領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
高超聲速飛行器由于其突出的飛行能力，使得全球?qū)崟r(shí)打擊成為可能，因此受到國(guó)內(nèi)外的廣泛關(guān)注；NASA X-43A試飛成功證實(shí)了這項(xiàng)技術(shù)的可行性；受自身復(fù)雜動(dòng)力學(xué)特性的影響以及機(jī)體發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)，高超聲速飛行器彈性機(jī)體、推進(jìn)系統(tǒng)以及結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)之間的耦合更強(qiáng)，模型的非線性度也更高；此外，受飛行高度、馬赫數(shù)和飛行條件影響，飛行器對(duì)外界條件非常敏感。
針對(duì)高超聲速飛行器的控制大都集中在連續(xù)域內(nèi)；隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，未來(lái)高超聲速飛行器的控制系統(tǒng)需要使用計(jì)算機(jī)完成，因此研究高超聲速飛行器的離散自適應(yīng)控制具有重要的意義；離散控制器的設(shè)計(jì)通常可采用兩種方法1)根據(jù)連續(xù)控制對(duì)象設(shè)計(jì)控制器，然后將連續(xù)的控制器離散化；2)直接根據(jù)離散化的控制對(duì)象設(shè)計(jì)離散控制器；第I種方法需要較快的采樣速率，對(duì)系統(tǒng)的硬件提出了很高的要求?！禔daptive Discrete-time Controller Design with Neural Network forHypersonic Flight Vehicle via Back_stepping〉〉(Xu Bin,Sun Fuchun,Yang Chenguang,Gao Daoxiang, Ren Jianxin,〈〈International Journal of Control〉〉，2011 年第 84 卷第9期)一文采用第二種方法將高度子系統(tǒng)轉(zhuǎn)化為一個(gè)四階模型，通過(guò)設(shè)計(jì)虛擬控制量(航跡角、俯仰角以及俯仰角速度)分別實(shí)現(xiàn)對(duì)高度、航跡角和俯仰角的控制，最后利用舵偏角控制俯仰角速度；該方法對(duì)所需未來(lái)時(shí)刻的虛擬控制量采用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行預(yù)估，并且需要四步實(shí)現(xiàn)高度控制，設(shè)計(jì)過(guò)程復(fù)雜，不利于工程實(shí)現(xiàn)。

發(fā)明內(nèi)容
為克服現(xiàn)有技術(shù)在高超聲速飛行器離散自適應(yīng)控制難以工程實(shí)現(xiàn)的不足，本發(fā)明提出了一種基于預(yù)測(cè)模型的高超聲速飛行器滑?？刂品椒?，該方法通過(guò)對(duì)已有的高超聲速飛行器離散歐拉模型進(jìn)行變換，得到預(yù)測(cè)模型，僅包含一個(gè)等式；控制器采用標(biāo)稱(chēng)方法，同時(shí)考慮系統(tǒng)的集總不確定性，通過(guò)預(yù)測(cè)模型計(jì)算歷史不確定部分的數(shù)值用于反饋設(shè)計(jì)，滑模控制可有效的提高系統(tǒng)的魯棒性，整個(gè)控制器無(wú)需進(jìn)行自適應(yīng)參數(shù)估計(jì)，設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單便于工程實(shí)現(xiàn)。本發(fā)明解決其技術(shù)問(wèn)題采用的技術(shù)方案是一種基于預(yù)測(cè)模型的高超聲速飛行器滑?？刂品椒?，通過(guò)以下步驟實(shí)現(xiàn)(a)高超聲速飛行器縱向通道動(dòng)力學(xué)模型為
T> Tcos a-1) /ysin γ,....
V=---~(I)
mr*h = Vsiny(2)
I. + 7'sin a u-V^rcosy,，、
Y =----~-o
mVVrv ,
a = q-f(4)
M
(5)該模型由五個(gè)狀態(tài)變量Xs=[V，h，α , Y，q]τ和兩個(gè)控制輸入U(xiǎn)。= [δε，β]τ組成;其中，V表示速度，Y表示航跡傾角，h表示高度，α表示攻角，q表示俯仰角速度，是舵偏角，β為節(jié)流閥開(kāi)度；T、D、L和Myy分別代表推力、阻力、升力和俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)力矩；m、Iyy、μ和r代表質(zhì)量、俯仰軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、引力系數(shù)以及距地心的距離；(b)定義 X=Iix1, x2, x3, χ4]τ,其中 X1=Ii, X2= Y , X3= Θ，x4=q，Θ = a + y ;因?yàn)?y 非常小，取sinY ^ Y ;考慮到Tsina遠(yuǎn)小于L,在控制器設(shè)計(jì)過(guò)程中近似忽略；高度子系統(tǒng)(2)-(5)寫(xiě)成以下嚴(yán)格反饋形式X1 = V sin x2 ~ Vx2 = + g{ (X1)X2X2 = f2 (X1 ,X2) + g2 (X1，.V2 )；c3X3 = /3(X1 ,X2, X3) + &(χι，^2，χ3)χ4X4 = .Z4O1, X2, Χ3，X4) + g4(Xp X2, X3, X4)lijUa= δ e速度子系統(tǒng)(I)寫(xiě)為如下形式V = fv+griirUv= β其中fi，gi，i = 1，2，3，4，V是根據(jù)(1)-(5)得到的未知項(xiàng)，分為標(biāo)稱(chēng)值fiN，giN與不確定性Λ ft,A gi ；(c)考慮采樣時(shí)間Ts非常小，通過(guò)歐拉近似法得到高度子系統(tǒng)離散模型Xi (k+1) = Xi (k) +Ts Lfi (k) +gi (k) xi+1 (k) ](6)x4 (k+1) = X4 (k) +Ts [f4 (k) +g4 (k) uA (k)]其中i = l，2，3;通過(guò)歐拉近似法得到速度子系統(tǒng)的離散模型V (k+1) =V (k) +Ts [fv (k) +gv (k) Uv (k)]進(jìn)一步建立系統(tǒng)(6)的預(yù)測(cè)模型(7)X1 (k+4) =fA (k) +gA (k) uA (k)(7)其中fA (k) = X, (* + 3) + TJ1 (k + 3) + T^1 (k + 3)x2 (k + 2)+ T:g' (k + 3)/2 (k + 2) + T^gl (k + >)g2{k + 2)x3 (k +1)+ T^gl {k + 3)g2 (k + 2)/, (^ + 1) + Γ/gj (I + 3)g2 (k + 2)g3 (k + })x4 (k)+ Tfgl (k + 3)g2 (k + 2)g3 (k + l)f4 (k)
^ ,(/v) = y；4^,(A- + 3)&(/c + 2)g,{k + i)^f4(/v)相應(yīng)的標(biāo)稱(chēng)值記為fAN(k)和gAN(k)；(d)考慮動(dòng)力學(xué)參數(shù)未知，采用標(biāo)稱(chēng)值進(jìn)行設(shè)計(jì)，利用滑?？刂茖?shí)現(xiàn)指令跟蹤；定義滑模面zA (k) =X1 (k)-xld (k);設(shè)計(jì)虛擬控制量
,,、_ xId (灸 + 4) — f iN (灸)+ (I — TsCa ) zA (k) - TsE4 sgn (Zj ⑷)一φΑ (kA)
(k)=這里xld(k+4)為高度參考指令在k+4時(shí)刻的值，CA>0為趨近速度指數(shù)，滿足 1_TSCA>0，ε Α>0為到達(dá)速度，sgn( ·)為取符號(hào)函數(shù);kA=k_4 ；當(dāng)pA[kA) = Xl[k)- f±、人kJ - g AN [kA)uA[kA);否則取為零；針對(duì)速度子系統(tǒng)，定義滑模面zv(k)=V(k)_Vd(k)，/^(孓#)) = ^:) + 7夂㈨，Gf- (Xs (k)) = T'gr(k) ’相應(yīng)的標(biāo)稱(chēng)值記為戍(Xs㈧)和C (Xs⑷);設(shè)計(jì)控制器
m Vd (k+ 1) + (1-TsCr)% (^)-TsEr sgn(zr (k))-F^(Xs (i)) 、
備---φΛν)其中Cv>0為趨近速度指數(shù)，滿足1-TSCV>0，ε ν>0為到達(dá)速度；kv=k_l ；
,、V{k)-F^(Xs {kv))-G^(Xi {kv))uv(kr)當(dāng)k>l肩,(紅)=1 二 ;^;否則取為零;
^7VN \\^))(e)根據(jù)得到的舵偏角uA(k)和節(jié)流閥開(kāi)度uv(k)，返回到高超聲速飛行器的動(dòng)力學(xué)模型(1)-(5)，對(duì)高度和速度進(jìn)行跟蹤控制。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比有益效果為(I)本發(fā)明將利用高超聲速飛行器高度子系統(tǒng)的分層遞階特點(diǎn)，將原有模型進(jìn)行轉(zhuǎn)換得到預(yù)測(cè)模型，解決了非因果問(wèn)題，所采取的離散化設(shè)計(jì)方法便于計(jì)算機(jī)實(shí)現(xiàn)；(2)預(yù)測(cè)模型形式簡(jiǎn)單，僅包含一個(gè)等式，但包含系統(tǒng)所有的結(jié)構(gòu)信息；通過(guò)分析系統(tǒng)的集總不確定性計(jì)算其歷史信息，用于反饋設(shè)計(jì)，易于工程實(shí)現(xiàn)；(3)高度子系統(tǒng)控制器設(shè)計(jì)可根據(jù)預(yù)測(cè)模型直接設(shè)計(jì)，無(wú)需設(shè)計(jì)虛擬控制量，控制器設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單直接；(4)基于預(yù)測(cè)模型的滑模控制器對(duì)參數(shù)攝動(dòng)具有魯棒性，不需引入神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對(duì)未知非線性項(xiàng)進(jìn)行學(xué)習(xí)，所需參數(shù)少，實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)單。下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作詳細(xì)說(shuō)明。


圖I是本發(fā)明基于預(yù)測(cè)模型的高超聲速飛行器滑?？刂品椒ǖ牧鞒虉D。
具體實(shí)施例方式參照?qǐng)D1，本發(fā)明基于預(yù)測(cè)模型的高超聲速飛行器滑?？刂品椒ㄍㄟ^(guò)以下步驟實(shí)現(xiàn)
(a)考慮公式組(1)-(5)的高超聲速飛行器縱向通道動(dòng)力學(xué)模型
權(quán)利要求
1.一種基于預(yù)測(cè)模型的高超聲速飛行器滑模控制方法，通過(guò)以下步驟實(shí)現(xiàn) (a)高超聲速飛行器縱向通道動(dòng)力學(xué)模型為
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種基于預(yù)測(cè)模型的高超聲速飛行器滑?？刂品椒ǎ糜诮鉀Q現(xiàn)有的高超聲速飛行器離散自適應(yīng)控制難以工程實(shí)現(xiàn)的技術(shù)問(wèn)題。該方法首先通過(guò)合理假設(shè)得到高度子系統(tǒng)的嚴(yán)格反饋形式，進(jìn)一步通過(guò)歐拉法建立原有系統(tǒng)的離散形式；通過(guò)不斷的向前預(yù)測(cè)，建立原系統(tǒng)的四步預(yù)測(cè)模型，該模型只包含一個(gè)等式；預(yù)測(cè)模型給出了未來(lái)時(shí)刻高度輸出與當(dāng)前系統(tǒng)狀態(tài)和控制輸入的關(guān)系，可用于計(jì)算系統(tǒng)的集中不確定項(xiàng)在歷史時(shí)刻的數(shù)值，用于控制器的反饋設(shè)計(jì)；進(jìn)一步結(jié)合集總標(biāo)稱(chēng)信息，利用離散趨近律設(shè)計(jì)滑模控制器提高系統(tǒng)的魯棒性；本發(fā)明建立離散預(yù)測(cè)模型獲取系統(tǒng)標(biāo)稱(chēng)以及不確定信息，無(wú)需設(shè)計(jì)虛擬控制量，控制器設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單實(shí)用，適于工程應(yīng)用。
文檔編號(hào)G05B13/04GK102880053SQ201210371909
公開(kāi)日2013年1月16日 申請(qǐng)日期2012年9月29日 優(yōu)先權(quán)日2012年9月29日
發(fā)明者許斌, 史忠科 申請(qǐng)人:西北工業(yè)大學(xué)