本发明专利技术公开了一种基于预测模型的高超声速飞行器滑模控制方法，用于解决现有的高超声速飞行器离散自适应控制难以工程实现的技术问题。该方法首先通过合理假设得到高度子系统的严格反馈形式，进一步通过欧拉法建立原有系统的离散形式；通过不断的向前预测，建立原系统的四步预测模型，该模型只包含一个等式；预测模型给出了未来时刻高度输出与当前系统状态和控制输入的关系，可用于计算系统的集中不确定项在历史时刻的数值，用于控制器的反馈设计；进一步结合集总标称信息，利用离散趋近律设计滑模控制器提高系统的鲁棒性；本发明专利技术建立离散预测模型获取系统标称以及不确定信息，无需设计虚拟控制量，控制器设计简单实用，适于工程应用。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种高超声飞行器控制方法，特别是涉及一种，属于飞行器控制领域。
技术介绍
高超声速飞行器由于其突出的飞行能力，使得全球实时打击成为可能，因此受到国内外的广泛关注；NASA X-43A试飞成功证实了这项技术的可行性；受自身复杂动力学特性的影响以及机体发动机一体化设计，高超声速飞行器弹性机体、推进系统以及结构动态之间的耦合更强，模型的非线性度也更高；此外，受飞行高度、马赫数和飞行条件影响，飞行器对外界条件非常敏感。 针对高超声速飞行器的控制大都集中在连续域内；随着计算机技术的发展，未来高超声速飞行器的控制系统需要使用计算机完成，因此研究高超声速飞行器的离散自适应控制具有重要的意义；离散控制器的设计通常可采用两种方法1)根据连续控制对象设计控制器，然后将连续的控制器离散化；2)直接根据离散化的控制对象设计离散控制器；第I种方法需要较快的采样速率，对系统的硬件提出了很高的要求。《Adaptive 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)一文采用第二种方法将高度子系统转化为一个四阶模型，通过设计虚拟控制量(航迹角、俯仰角以及俯仰角速度)分别实现对高度、航迹角和俯仰角的控制，最后利用舵偏角控制俯仰角速度；该方法对所需未来时刻的虚拟控制量采用神经网络进行预估，并且需要四步实现高度控制，设计过程复杂，不利于工程实现。
技术实现思路
为克服现有技术在高超声速飞行器离散自适应控制难以工程实现的不足，本专利技术提出了一种，该方法通过对已有的高超声速飞行器离散欧拉模型进行变换，得到预测模型，仅包含一个等式；控制器采用标称方法，同时考虑系统的集总不确定性，通过预测模型计算历史不确定部分的数值用于反馈设计，滑模控制可有效的提高系统的鲁棒性，整个控制器无需进行自适应参数估计，设计简单便于工程实现。本专利技术解决其技术问题采用的技术方案是一种，通过以下步骤实现(a)高超声速飞行器纵向通道动力学模型为T> Tcos a-1) /ysin γ,....V=---~(I) mr*h = Vsiny(2)I. + 7'sin a u-V^rcosy,，、Y =----~-omVVrv ,a = q-f(4) M (5)该模型由五个状态变量Xs=τ和两个控制输入U。= τ组成;其中，V表示速度，Y表示航迹倾角，h表示高度，α表示攻角，q表示俯仰角速度，是舵偏角，β为节流阀开度；T、D、L和Myy分别代表推力、阻力、升力和俯仰转动力矩；m、Iyy、μ和r代表质量、俯仰轴的转动惯量、引力系数以及距地心的距离；(b)定义 X=Iix1, x2, x3, χ4]τ,其中 X1=Ii, X2= Y , X3= Θ，x4=q，Θ = a + y ;因为 y 非常小，取sinY ^ Y ;考虑到Tsina远小于L,在控制器设计过程中近似忽略；高度子系统(2)-(5)写成以下严格反馈形式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速度子系统(I)写为如下形式V = fv+griirUv= β其中fi，gi，i = 1，2，3，4，V是根据(1)-(5)得到的未知项，分为标称值fiN，giN与不确定性Λ ft,A gi ；(c)考虑采样时间Ts非常小，通过欧拉近似法得到高度子系统离散模型Xi (k+1) = Xi (k) +Ts Lfi (k) +gi (k) xi+1 (k) ](6)x4 (k+1) = X4 (k) +Ts 其中i = l，2，3;通过欧拉近似法得到速度子系统的离散模型V (k+1) =V (k) +Ts 进一步建立系统(6)的预测模型(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)相应的标称值记为fAN(k)和gAN(k)；(d)考虑动力学参数未知，采用标称值进行设计，利用滑模控制实现指令跟踪；定义滑模面zA (k) =X1 (k)-xld (k);设计虚拟控制量,,、_ xId (灸 + 4) — f iN (灸)+ (I — TsCa ) zA (k) - TsE4 sgn (Zj ⑷)一φΑ (kA) (k)=这里xld(k+4)为高度参考指令在k+4时刻的值，CA>0为趋近速度指数，满足 1_TSCA>0，ε Α>0为到达速度，sgn( ·)为取符号函数;kA=k_4 ；当pA[kA) = Xl[k)- f±、人kJ - g AN [kA)uA[kA);否则取为零；针对速度子系统，定义滑模面zv(k)=V(k)_Vd(k)，/^(孓#)) = ^:) + 7夂㈨，Gf- (Xs (k)) = T'gr(k) ’相应的标称值记为戍(Xs㈧)和C (Xs⑷);设计控制器m Vd (k+ 1) + (1-TsCr)% (^)-TsEr sgn(zr (k))-F^(Xs (i)) 、备---φΛν)其中Cv>0为趋近速度指数，满足1-TSCV>0，ε ν>0为到达速度；kv=k_l ；,、V{k)-F^(Xs {kv))-G^(Xi {kv))uv(kr)当k>l肩,(紅)=1 二 ;^;否则取为零;^7VN \\^))(e)根据得到的舵偏角uA(k)和节流阀开度uv(k)，返回到高超声速飞行器的动力学模型(1)-(5)，对高度和速度进行跟踪控制。本专利技术与现有技术相比有益效果为(I)本专利技术将利用高超声速飞行器高度子系统的分层递阶特点，将原有模型进行转换得到预测模型，解决了非因果问题，所采取的离散化设计方法便于计算机实现；(2)预测模型形式简单，仅包含一个等式，但包含系统所有的结构信息；通过分析系统的集总不确定性计算其历史信息，用于反馈设计，易于工程实现；(3)高度子系统控制器设计可根据预测模型直接设计，无需设计虚拟控制量，控制器设计本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种基于预测模型的高超声速飞行器滑模控制方法，通过以下步骤实现：(a)高超声速飞行器纵向通道动力学模型为：V·=Tcosα-Dm-μsinγr2---(1)h·=Vsinγ---(2)γ·=L+TsinαmV-μ-V2rcosγVr2---(3)α·=q-γ·---(4)q·=MyyIyy---(5)该模型由五个状态变量Xs＝[V，h，α，γ，q]T和两个控制输入Uc＝[δe，β]T组成；其中，V表示速度，γ表示航迹倾角，h表示高度，α表示攻角，q表示俯仰角速度，δe是舵偏角，β为节流阀开度；T、D、L和Myy分别代表推力、阻力、升力和俯仰转动力矩；m、Iyy、μ和r代表质量、俯仰轴的转动惯量、引力系数以及距地心的距离；(b)定义X＝[x1，x2，x3，x4]T，其中x1＝h，x2＝γ，x3＝θ，x4＝q，θ＝α+γ；因为γ非常小，取sinγ≈γ；考虑到Tsinα远小于L，在控制器设计过程中近似忽略；高度子系统(2)？(5)写成以下严格反馈形式：x·1=Vsinx2≈Vx2=f1(x1)+g1(x1)x2x·2=f2(x1,x2)+g2(x1,x2)x3x·3=f3(x1,x2,x3)+g3(x1,x2,x3)x4x·4=f4(x1,x2,x3,x4)+g4(x1,x2,x3,x4)uAuA＝δe速度子系统(1)写为如下形式：V·=fV+gVuVuV＝β其中fi，gi，i＝1，2，3，4，V是根据(1)？(5)得到的未知项，分为标称值fiN，giN与不确定性Δfi，Δgi；(c)考虑采样时间Ts非常小，通过欧拉近似法得到高度子系统离散模型：xi(k+1)＝xi(k)+Ts[fi(k)+gi(k)xi+1(k)](6)x4(k+1)＝x4(k)+Ts[f4(k)+g4(k)uA(k)]其中i＝1，2，3；通过欧拉近似法得到速度子系统的离散模型V(k+1)＝V(k)+Ts[fV(k)+gV(k)uV(k)]进一步建立系统(6)的预测模型(7)x1(k+4)＝fA(k)+gA(k)uA(k)(7)其中fA(k)=x1(k+3)+Tsf1(k+3)+Tsg1(k+3)x2(k+2)+Ts2g1(k+3)f2(k+2)+Ts2g1(k+3)g2(k+2)x3(k+1)+Ts3g1(k+3)g2(k+2)f3(k+1)+Ts3g1(k+3)g2(k+2)g3(k+1)x4(k)+Ts4g1(k+3)g2(k+2)g3(k+1)f4(k)gA(k)=Ts4g1(k+3)g2(k+2)g3(k+1)g4(k)相应的标称值记为：fAN(k)和gAN(k)；(d)考虑动力学参数未知，采用标称值进行设计，利用滑模控制实现指令跟踪；定义滑模面zA(k)＝x1(k)？x1d(k)；设计虚拟控制量这里x1d(k+4)为高度参考指令在k+4时刻的值，CA＞0为趋近速度指数，满足1？TsCA＞0，εA＞0为到达速度，sgn(·)为取符号函数；kA＝k？4；当k＞4，否则取为零；针对速度子系统，定义滑模面zV(k)＝V(k)？Vd(k)，相应的标称值记为：和设计控制器其中CV＞0为趋近速度指数，满足1？TsCV＞0，εV＞0为到达速度；kV＝k？1；当k＞1，否则取为零；(e)根据得到的舵偏角uA(k)和节流阀开度uV(k)，返回到高超声速飞行器的动力学模型(1)？(5)，对高度和速度进行跟踪控制。FDA00002216024600026.jpg,FDA00002216024600027.jpg,FDA00002216024600028.jpg,FDA00002216024600029.jpg,FDA000022160246000210.jpg,FDA000022160246000211.jpg,FDA000022160246000212.jpg,FDA000022160246000213.jpg...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：许斌，史忠科，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：
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