[發(fā)明專利]基于攻角冪函數(shù)的高超飛行器神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201710199103.9
• 申請日: 2017-03-29
• 公開（公告）號: CN107065544B
• 公開（公告）日: 2019-12-06
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 張杰;尚展壘;沈高峰;劉海燕;程靜
• 申請（專利權(quán)）人: 鄭州輕工業(yè)學(xué)院
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 61237 西安知誠思邁知識產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙)
• 代理人: 麥春明<國際申請>=<國際公布>=<進入

1.基于攻角冪函數(shù)的高超飛行器神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制方法，其特征在于，按照以下步驟進行：

步驟一，構(gòu)造攻角測量、俯仰角速率的測量與滑模面信號；

步驟二，構(gòu)造高超聲速飛行器滑模控制律；

步驟三，構(gòu)造自適應(yīng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制律；

步驟四，構(gòu)造復(fù)合控制律經(jīng)過控制分配，分別輸入給高超聲速飛行器的鴨翼與升降翼，以控制高超聲速飛行器實現(xiàn)俯仰通道的攻角跟蹤控制；

所述步驟一，具體按照以下步驟進行：

首先采用攻角傳感器，測量高超聲速飛行器的攻角，記為α；采用速率陀螺測量高超聲速飛行器的俯仰角速率，記為q；

其次，假定期望的攻角信號為α^d，在飛行器控制計算機中生成攻角誤差信號，記為e_α，其滿足e_α＝α-α^d；

再次，采用飛行器控制計算機生成攻角誤差積分信號，記作S_e，其滿足S_e＝∫(α-α^d)dt；

最后，采用上述攻角誤差信號與攻角誤差積分信號組合生成滑模面信號，記作S_α，表達式為：S_α＝e_α+c₁S_e；其中c₁為正的控制參數(shù)，選取為c₁＝0.1；

所述步驟二，具體按照以下步驟進行：

構(gòu)造高超聲速飛行器滑模控制律u₁：

u₁＝-a₁-c₁e_α-k₁S_α-k₂∫S_αdt-f_s(S_α)，

其中，a₁用于抵消飛行器的角速度與重力加速度項影響，按照下式計算：q為高超聲速飛行器的俯仰角速率，g為重力加速度，γ為飛行器的航跡角，V為飛行器的速度；k₁、k₂為待設(shè)計的正參數(shù)，選取為k₁＝5、k₂＝0.2，

f_s(S_α)為滑模控制項，定義如下：

其中k₃、k₄與k₅為待設(shè)計的正參數(shù)，選取為k₃＝0.5、k₄＝0.3、k₅＝0.02；

ε的含義是柔化因子，選取ε＝0.5；

τ的含義是柔化時間因子，選取τ＝0.5；

所述步驟三，具體按照以下步驟進行：

根據(jù)測量的攻角信息，設(shè)計神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)控制律u₂：

其中，φ為高超聲速飛行器發(fā)動機的供油因子；為神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的權(quán)值因子，是通過自適應(yīng)規(guī)律自動調(diào)節(jié)變化的；

其中為神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的權(quán)值，為神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的權(quán)值，R^1×n的表示是一個n維向量空間；B₁(α)與B₂(α)為基函數(shù)，B₁(α)＝[1 α¹ α² … α^n-1]^T，B₂(α)＝[1 α¹ α² … α^n-1]^T，T的含義是矩陣的轉(zhuǎn)置，表示是列向量；

神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的權(quán)值調(diào)節(jié)規(guī)律如下：

其中τ₁、τ₂為待調(diào)節(jié)的正參數(shù)，選取為τ₁＝0.1，τ₂＝0.2，的含義是的導(dǎo)數(shù)，也就是兩者的自適應(yīng)調(diào)節(jié)規(guī)律的依據(jù)；

所述步驟四，具體按照以下步驟進行：

根據(jù)上述高超聲速飛行器滑模控制律u₁與神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)控制規(guī)律u₂組成如下復(fù)合控制律u：u＝u₁+u₂，然后按照均勻分配法進行控制律的分配，即定義：

從而有

其中m為飛行器的質(zhì)量，S為飛行器的前向推力特征面積，為動壓頭數(shù)據(jù)，ρ為大氣密度；δ_e為高超聲速飛行器俯仰舵的舵偏值，δ_c為高超聲速飛行器鴨翼舵的舵偏值。