基于高斯时间配点控制参数化的无动力航空飞行器控制信号发生装置及方法制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种基于高斯时间配点控制参数化的无动力航空飞行器控制信号发生装置及方法，该装置由航空飞行器微控制单元、航空飞行器攻角控制器、航空飞行器高度传感器、航空飞行器速度传感器、航空飞行器航迹倾角传感器、航空飞行器水平飞行距离传感器构成。飞行器进入滑翔飞行空域，海拔高度传感器、速度传感器、航迹倾角传感器和水平飞行距离传感器实时测量航空飞行器海拔高度、速度、航迹倾角与水平飞行距离状态信息，内部集成了高斯时间配点控制参数化算法的航空飞行器MCU根据当前时刻的飞行状态信息，自动执行内部集成算法，得到使航空飞行器水平飞行距离最长的控制策略并将得到的控制策略转换为控制信号传输至航空飞行器攻角控制器单元。

Control signal generator and method of unpowered aircraft based on Gaussian time collocation control parameterization

【技术实现步骤摘要】
基于高斯时间配点控制参数化的无动力航空飞行器控制信号发生装置及方法
本专利技术涉及航空飞行器无动力飞行控制
，特别是一种基于高斯时间配点控制参数化的无动力航空飞行器控制信号发生装置及方法。
技术介绍
随着现代飞行器发展技术的飞速发展，一种能够实现全球快速到达的航空飞行器成为了当前研究的热点之一。这类航空飞行器在进入大气层后主要依靠滑翔飞行，研究和发展无动力飞行控制技术有助于滑翔飞行的控制操纵品质提升，同时进一步提升航空飞行器的飞行距离具有重要意义。因此，研究高效的控制算法来提升航空飞行器滑翔飞行的水平飞行距离对于航空飞行器技术的发展具有重要的理论与应用价值。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术的目的在于提供一种基于高斯时间配点控制参数化的无动力航空飞行器控制信号发生装置。当航空飞行器进入滑翔飞行空域，本装置能够根据航空飞行器的不同初始状态信息获取自动攻角控制策略，使航空飞行器在无动力情况下水平飞行距离最大。为达到上述目的，本专利技术提供如下技术方案：本专利技术提供了一种基于高斯时间配点控制参数化的无动力航空飞行器控制信号发生装置，包括航空飞行器动力学模型与性能参数设定模块、无动力航空飞行器MCU、航空飞行器海拔高度传感器、航空飞行器飞行速度传感器、航空飞行器航迹倾角传感器、航空飞行器水平飞行距离传感器、航空飞行器飞行参数设定模块和航空飞行器攻角控制器；所述航空飞行器动力学模型与性能参数设定模块和航空飞行器飞行参数设定模块分别与无动力航空飞行器MCU连接，用于设定航空飞行器的初始参数；所述航空飞行器海拔高度传感器、航空飞行器飞行速度传感器、航空飞行器航迹倾角传感器和航空飞行器水平飞行距离传感器分别与无动力航空飞行器MCU连接，用于将获取的航空飞行器的海拔高度、速度、航迹倾角和水平飞行距离输入到无动力航空飞行器MCU；所述无动力航空飞行器MCU与航空飞行器攻角控制器连接，所述无动力航空飞行器MCU采用高斯时间配点控制参数化算法得到使航空飞行器水平飞行距离最长的攻角控制策略，并将获得的攻角控制策略输出给攻角控制器。进一步，所述无动力航空飞行器MCU包括信息采集模块、初始化模块、高斯时间配点控制参数化模块、常微分方程组求解模块、非线性规划问题求解模块和控制信号输出模块；所述信号采集模块用于采集航空飞行器海拔高度、速度、飞行器航迹倾角和水平飞行距离，航空飞行器飞行终端状态参数，并将采集到的信息输入到初始化模块中；所述初始化模块用于设置航空飞行器滑翔飞行过程时间高斯配点数G和攻角控制量的初始控制参数u(0)(t)，并设定优化精度tol，将迭代次数k置零；所述高斯时间配点控制参数化模块用于将滑翔飞行时间[t0,tf]转化为具有高斯分布的离散点列，对时间分段上对应的变量进行离散近似；所述常微分方程组求解模块用于获取第k次迭代的状态信息x(k)(t)和目标函数值J(k)，通过计算出第k次迭代后的目标函数梯度信息dJ(k)；所述非线性规划问题求解模块用于通过计算得到满足收敛性要求的攻角控制量u(k)(t)并输出到控制信号输出模块；所述控制信号输出模块将攻角控制量u(k)(t)传输到航空飞行器攻角控制器。进一步，所述高斯时间配点控制参数化模块，采用如下步骤实现：步骤C1：引入新的时间变量τ进行时间尺度变换，将时间区间从[t0,tf]转化为[-1,1]，时间变换公式为其中，t表示时间，tf表示飞行器的终端飞行时刻，t0表示飞行器的初始飞行时刻；步骤C2：运用Legendre多项式的零点来得到[-1,1]区间的时间配点，其中，N次Legendre多项式的表达式为：其中，Pn+1(z)表示N次Legendre多项式，Pn(z)表示N-1次Legendre多项式，Pn-1(z)表示N-2次Legendre多项式，P0(z)表示-1次Legendre多项式，P-1(z)表示-2次Legendre多项式，z表示多项式参数变量，αn表示N-1次Legendre多项式Pn(z)的特征参数，βn表示N-2次Legendre多项式Pn-1(z)的特征参数，n表示配点个数参数；N为时间段[-1,1]的离散时间子区间数；步骤C3：设置参数αn和βn的取值，分别为αn＝0，步骤C4：运用得到的高斯时间配点将时间区间划分为N段，其中，第k段子区间为[tk-1,tk],k＝0,…,N；tk-1表示第k段子区间的初始时间点；tk表示第k段子区间的终值时间点；步骤C5：设定指示函数，将被选定的指示函数定义为：其中，χ(t)表示指示函数；步骤C6：离散每个时间子区间上的飞行器攻角控制变量，即在每个子区间上将控制变量离散，进而得到参数化后的控制变量为：其中，u表示离散化后的控制向量，σk为u(t)在时间区间t∈[tk-1,tk]上的离散化控制参数值；u(t)表示飞行器的控制变量；G表示高斯配点个数；k表示时间区间数；进一步，所述常微分方程组求解模块采用四级五阶RungeKutta法，其求解公式为：K1＝F[u(k),x(k)(ti),ti]K2＝F[u(k),x(k)(ti)+K1h/2,ti+h/2]K3＝F[u(k),x(k)(ti)+K2h/2,ti+h/2]K4＝F[u(k),x(k)(ti)+K3h,ti+h]其中，K1、K2、K3、K4各自表示RungeKutta法积分过程中的4个节点的函数值；F(·)是描述航空飞行器的空气动力学模型方程；x(k)(ti)表示航空飞行器在第k次迭代中第ti节点的各状态信息；对于每一个时间子区间[tk-1,tk],(k＝1,2,…,N)，h为RungeKutta法积分步长；ti表示RungeKutta法选择的积分节点。进一步，所述常微分方程组求解模块中获取第k次迭代的状态信息x(k)(t)和目标函数值J(k)是通过梯度求解模块来计算出第k次迭代后的目标函数梯度信息dJ(k)；所述梯度求解模块的求解步骤如下：步骤D1：采用灵敏度轨迹梯度方程法，定义灵敏度轨迹梯度方程Γ(k)(t)为Γ(k)(t)的求解公式为：其中，t为航空飞行器在滑翔飞行段的飞行时间，为在第k次迭代对t的导数，F(u(k),x(k)(t),t)是描述航空飞行器的空气动力学模型方程函数；Γ(k)(t0)为第k次迭代时的灵敏度轨迹方程的初始节点状态值，x0为对应节点的初始状态值；步骤D2：采用四级五阶RungeKutta法求解灵敏度轨迹方程Γ(k)(t)在各积分时刻点的值，求解公式为：Q1＝S[u(k),x(k)(ti),ti]Q2＝S[u(k),x(k)(ti)+Q1h/2,ti+h/2]Q3＝S[u(k),x(k)(ti)+Q2h/2,ti+h/2]Q4＝S[u(k),x(k)(ti)+Q本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.基于高斯时间配点控制参数化的无动力航空飞行器控制信号发生装置，其特征在于：包括航空飞行器动力学模型与性能参数设定模块11、无动力航空飞行器MCU12、航空飞行器海拔高度传感器13、航空飞行器飞行速度传感器14、航空飞行器航迹倾角传感器15、航空飞行器水平飞行距离传感器16、航空飞行器飞行参数设定模块17和航空飞行器攻角控制器18；/n所述航空飞行器动力学模型与性能参数设定模块11和航空飞行器飞行参数设定模块17分别与无动力航空飞行器MCU12连接，用于设定航空飞行器的初始参数；/n所述航空飞行器海拔高度传感器13、航空飞行器飞行速度传感器14、航空飞行器航迹倾角传感器15和航空飞行器水平飞行距离传感器16分别与无动力航空飞行器MCU12连接，用于将获取的航空飞行器的海拔高度、速度、航迹倾角和水平飞行距离输入到无动力航空飞行器MCU12；/n所述无动力航空飞行器MCU12与航空飞行器攻角控制器18连接，所述无动力航空飞行器MCU12采用高斯时间配点控制参数化算法得到使航空飞行器水平飞行距离最长的攻角控制策略，并将获得的攻角控制策略输出给攻角控制器。/n

【技术特征摘要】
1.基于高斯时间配点控制参数化的无动力航空飞行器控制信号发生装置，其特征在于：包括航空飞行器动力学模型与性能参数设定模块11、无动力航空飞行器MCU12、航空飞行器海拔高度传感器13、航空飞行器飞行速度传感器14、航空飞行器航迹倾角传感器15、航空飞行器水平飞行距离传感器16、航空飞行器飞行参数设定模块17和航空飞行器攻角控制器18；
所述航空飞行器动力学模型与性能参数设定模块11和航空飞行器飞行参数设定模块17分别与无动力航空飞行器MCU12连接，用于设定航空飞行器的初始参数；
所述航空飞行器海拔高度传感器13、航空飞行器飞行速度传感器14、航空飞行器航迹倾角传感器15和航空飞行器水平飞行距离传感器16分别与无动力航空飞行器MCU12连接，用于将获取的航空飞行器的海拔高度、速度、航迹倾角和水平飞行距离输入到无动力航空飞行器MCU12；
所述无动力航空飞行器MCU12与航空飞行器攻角控制器18连接，所述无动力航空飞行器MCU12采用高斯时间配点控制参数化算法得到使航空飞行器水平飞行距离最长的攻角控制策略，并将获得的攻角控制策略输出给攻角控制器。


2.如权利要求1所述的装置，其特征在于：所述无动力航空飞行器MCU12包括信息采集模块、初始化模块、高斯时间配点控制参数化模块、常微分方程组求解模块、非线性规划问题求解模块和控制信号输出模块；
所述信号采集模块用于采集航空飞行器海拔高度、速度、飞行器航迹倾角和水平飞行距离，航空飞行器飞行终端状态参数，并将采集到的信息输入到初始化模块中；
所述初始化模块用于设置航空飞行器滑翔飞行过程时间高斯配点数G和攻角控制量的初始控制参数u(0)(t)，并设定优化精度tol，将迭代次数k置零；
所述高斯时间配点控制参数化模块用于将滑翔飞行时间[t0,tf]转化为具有高斯分布的离散点列，对时间分段上对应的变量进行离散近似；
所述常微分方程组求解模块用于获取第k次迭代的状态信息x(k)(t)和目标函数值J(k)，通过计算出第k次迭代后的目标函数梯度信息dJ(k)；
所述非线性规划问题求解模块用于通过计算得到满足收敛性要求的攻角控制量u(k)(t)并输出到控制信号输出模块；
所述控制信号输出模块将攻角控制量u(k)(t)传输到航空飞行器攻角控制器18。


3.如权利要求2所述的装置，其特征在于：所述高斯时间配点控制参数化模块，采用如下步骤实现：
步骤C1：引入新的时间变量τ进行时间尺度变换，将时间区间从[t0,tf]转化为[-1,1]，时间变换公式为



其中，t表示时间，tf表示飞行器的终端飞行时刻，t0表示飞行器的初始飞行时刻；
步骤C2：运用Legendre多项式的零点来得到[-1,1]区间的时间配点，其中，N次Legendre多项式的表达式为：



其中，Pn+1(z)表示N次Legendre多项式，Pn(z)表示N-1次Legendre多项式，Pn-1(z)表示N-2次Legendre多项式，P0(z)表示-1次Legendre多项式，P-1(z)表示-2次Legendre多项式，z表示多项式参数变量，αn表示N-1次Legendre多项式Pn(z)的特征参数，βn表示N-2次Legendre多项式Pn-1(z)的特征参数，n表示配点个数参数；
N为时间段[-1,1]的离散时间子区间数；
步骤C3：设置参数αn和βn的取值，分别为αn＝0，
步骤C4：运用得到的高斯时间配点将时间区间划分为N段，其中，第k段子区间为[tk-1,tk],k＝0,…,N；tk-1表示第k段子区间的初始时间点；tk表示第k段子区间的终值时间点；
步骤C5：设定指示函数，将被选定的指示函数定义为：



其中，χ(t)表示指示函数；
步骤C6：离散每个时间子区间上的飞行器攻角控制变量，即在每个子区间上将控制变量离散为常量，进而得到参数化后的控制变量为：



其中，u表示离散化后的控制向量，σk为u(t)在时间区间t∈[tk-1,tk]上的离散化控制参数值；u(t)表示飞行器的控制变量；G表示高斯配点个数；k表示时间区间数；


4.如权利要求2所述的装置，其特征在于：所述常微分方程组求解模块采用四级五阶RungeKutta法，其求解公式为：
K1＝F[u(k),x(k)(ti),ti]
K2＝F[u(k),x(k)(ti)+K1h/2,ti+h/2]
K3＝F[u(k),x(k)(ti)+K2h/2,ti+h/2]
K4＝F[u(k),x(k)(ti)+K3h,ti+h]



其中，K1、K2、K3、K4各自表示RungeKutta法积分过程中的4个节点的函数值；
F(·)是描述航空飞行器的空气动力学模型方程；
x(k)(ti)表示航空飞行器在第k次迭代中第ti节点的各状态信息；
对于每一个时间子区间[tk-1,tk],(k＝1,2,…,N)，
h为RungeKutta法积分步长；
ti表示RungeKutta法选择的积分节点。


5.如权利要求2所述的装置，其特征在于：所述常微分方程组求解模块中获取第k次迭代的状态信息x(k)(t)和目标函数值J(k)是通过梯度求解模块来计算出第k次迭代后的目标函数梯度信息dJ(k)；所述梯度求解模块的求解步骤如下：
步骤D1：采用灵敏度轨迹梯度方程法，定义灵敏度轨迹梯度方程Γ(k)(t)为



Γ(k)(t)的求解公式为：






其中，t为航空飞行器在滑翔飞行段的飞行时间，

为在第k次迭代对t的导数，
F(u(k),x(k)(t),t)是描述航空飞行器的空气动力学模型方程函数，
Γ(k)(t0)为第k次迭代时的灵敏度轨迹方程的初始节点状态值，
x0为对应节点的初始状态值；
步骤D2：采用四级五阶RungeKutta法求解灵敏度轨迹方程Γ(k)(t)在各积分时刻点的值，求解公式为：
Q1＝S[u(k),x(k)(ti),ti]
Q2＝S[u(k),x(k)(ti)+Q1h/2,ti+h/2]
Q3＝S[u(k),x(k)(ti)+Q2h/2,ti+h/2]
Q4＝S[u(k),x(k)(ti)+Q3h,ti+h]



其中，S(·)为灵敏度方程的函数，
Q1、Q2、Q3、Q4分别表示RungeKutta法积分过程中的4个节点的函数值，
Γ(k)(ti+h)表示灵敏度轨迹方程Γ(k)(t)在(ti+h)时间节点的值；
h为RungeKutta法积分步长；
ti表示RungeKutta法选择的积分节点；
步骤D3：目标函数的梯度信息dJ(k)：



其中，J为目标函数；
Γ(k)(tf)表示灵敏度轨迹方程Γ(k)(t)在终值时间节点tf处的值。


6.如权利要求2所述的装置，其特征在于：所述非线性规划问题求解模块的计算具体步骤如下：
步骤E1：记点P1为向量空间中的某个点，对应于航空飞行器攻角u(k-1)(t)和目标函数值J(k)；
步骤E2：选定NLP求解算法，从点P1开始迭代计算，得到P1点的寻优方向d(k-1)和步长α(k-1)；
步骤E3：记点P2为当前向量空间中的某个点，由上一次迭代点P1和公式u(k)(t)＝u(k-1)(t)+α(k-1)d(k-1)求解得到；点P2对应航空飞行器攻角u(k)(t)和目标函数值J(k)；
步骤E4：对u...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘平，周磊，樊力，胡清泉，刘航，伍习波，刘兴高，
申请(专利权)人：浙江大学，重庆邮电大学，
类型：发明
国别省市：浙江;33