[發明專利]基于偏量特征模型的高超聲速飛行器自適應學習控制方法

有效

• 申請號: 201010623823.1
• 申請日: 2010-12-31
• 公開（公告）號: CN102176160A
• 公開（公告）日: 2011-09-07
• 發明（設計）人: 孟斌
• 申請（專利權）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號: G05D1/00
• 分類號: G05D1/00
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 楊虹

1.基于偏量特征模型的高超聲速飛行器自適應學習控制方法，其特征在于通過以下步驟實現：

第一步，根據公式組(1)的高超聲速飛行器動力學方程，建立公式(2)的偏量特征模型，

α·=ωy-ωxcosαtanβ-ωzsinαtanβ]]>

β·=ωxsinα-ωzcosα]]>

φ·=ωx+ωysinφtanθ+ωzcosφtanθ]]>

θ·=ωycosφ-ωzsinφ]]>

ψ·=ωysinφ/cosθ+ωzcosφ/cosθ]]>

ω·x=I1ωyωz+I2ωxωy+kxxωx+kxzωz+kxaδa+kxrδr]]>

ω·y=I3ωxωz+I4(ωx2-ωz2)+kyyωy+kyeδe]]>

ω·z=I5ωxωy+I6ωyωz+kzxωx+kzzωz+kzaδa+kzrδr---(1)]]>

其中I1=IyIz-Iz2-Ixz2IxIz-Ixz2,]]>I2=(Iy-Ix-Iz)IzzIxIz-Ixz2,]]>I3=Iz-IxIy,]]>I4=IxzIy,]]>I5=Ix2+Ixz2-IxIyIxIz-Ixz2,]]>α、β分別為攻角與側滑角，φ、θ和ψ分別為高超聲速飛行器的滾動角，俯仰角與偏航角，ω_x、ω_y和ω_z分別為高超聲速飛行器姿態角速度在高超聲速飛行器本體坐標系三軸上的投影，δ_r、δ_e和δ_a分別為高超聲速飛行器的方向舵偏轉角，升降舵偏轉角與左右升降舵差動角，I_x，I_y，I_z，I_xz分別為高超聲速飛行器本體坐標系的X軸、Y軸和Z軸的三軸轉動慣量及耦合轉動慣量，k_xx，k_yy，k_zz，k_xz，k_zr，k_xa，k_xr，k_ye，k_za，k_za表示各項系數，

Δy_i(k+2)＝a_i1(k)Δy_i(k+1)+a_i2(k)Δy_i(k)+b_i(k)Δu_i(k)，i＝1，2，3???????????????(2)，

其中y₁(k)為第k個采樣周期的攻角α，y₂(k)為第k個采樣周期的側滑角β，y₃(k)為第k個采樣周期的高超聲速飛行器的滾動角φ，k為自然數，Δy_i(k)＝y_i(k+1)-y_i(k)，Δu_i(k)＝u_i(k+1)-u_i(k)，u₁(k)為第k個采樣周期的高超聲速飛行器的升降舵偏轉角δ_e，u₂(k)為第k個采樣周期的高超聲速飛行器的方向舵偏轉角δ_r，u₃(k)為第k個采樣周期的高超聲速飛行器的左右升降舵差動角δ_a，a_i1、a_i2和b_i為偏量特征模型的系數，且a_i1∈[2-h²b，2+h²b]，a_i2∈[-1-h²b，-1+h²b]，b_i∈[-h²b，h²b]，h為采樣周期，b為大于0的常數；

第二步，利用公式(3)的對偶辨識法對第一步中得到的偏量特征模型的系數a_i1、a_i2和b_i進行辨識，

i＝1，2，3????(3)

其中μ_i為系數修正參數且μ_i＞0，q^-1為滯后一步算子，l₁＝0.382，l₂＝0.618，和分別為a_i1、a_i2和b_i的辨識值，為的轉置，θ^i(1)=0;]]>

第三步，根據第二步得到的a_i1、a_i2和b_i辨識值和利用公式(4)得到黃金分割自適應學習控制律Δu_i(k)，

Δui(k)=-b^i(l1a^i1ei(k+1)+l2a^i2ei(k))b^i2+λi,]]>i＝1，2，3????(4)

其中，Δu_i(k)＝u_i(k+1)-u_i(k)，u₁(k)為第k個采樣周期的高超聲速飛行器的升降舵偏轉角δ_e，u₂(k)為第k個采樣周期的高超聲速飛行器的方向舵偏轉角δ_r，u₃(k)為第k個采樣周期的高超聲速飛行器的左右升降舵差動角δ_a，u₁，u₂，u₃分別表示δ_e，δ_r，δ_a，λ_i為控制律修正參數且λ_i＞0，e_i(k)＝Δy_i(k)-Δy_ir(k)，y_ir(k)為跟蹤目標函數，Δy_ir(k)＝y_ir(k+1)-y_ir(k)；

第四步，利用第三步得到黃金分割自適應學習控制律Δu_i(k)返回到公式(1)的高超聲速飛行器動力學方程，控制高超聲速飛行器的方向舵偏轉角δ_r、升降舵偏轉角δ_e和左右升降舵差動角δ_a。