[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

本發(fā)明公開了基于攻角冪函數(shù)的高超飛行器神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制方法，通過測量高超聲速飛行器的攻角、俯仰角速度信號，并與期望攻角信號組成變結(jié)構(gòu)控制的滑模面，設(shè)計變結(jié)構(gòu)控制器，利用變結(jié)構(gòu)控制器的良好快速性與魯棒性來處理高超聲速飛行器快時變特點；針對高超聲速飛行器氣動參數(shù)的強不確定性，采用了一類以冪函數(shù)為基函數(shù)的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)，設(shè)計神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)權(quán)值的自適應(yīng)調(diào)節(jié)規(guī)律，最終組成高超聲速飛行器神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)與變結(jié)構(gòu)的復(fù)合控制器，實現(xiàn)對期望攻角信號的跟蹤。由于變結(jié)構(gòu)控制與神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)策略的采用，本發(fā)明提供方法得到的攻角響應(yīng)具有較好的快速性特點，同時具有很強的魯棒性，具有較大的理論價值和工程價值。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于高超聲速飛行器控制技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種基于攻角冪函數(shù)的高超飛行器神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制方法。

背景技術(shù)

作為新一代的天地往返航空航天飛行系統(tǒng)，高超聲速飛行器是未來進入空間、控制空間，確保空間優(yōu)勢核心能力的關(guān)鍵支柱，也是進行大規(guī)模空間開發(fā)的前提，因此越來越受到世界各國的高度重視。

目前除了傳統(tǒng)的控制方法應(yīng)用高超聲速控制外，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)等智能控制方法由于具有良好的不確定性處理能力而被應(yīng)用于高超聲速飛行器。攻角穩(wěn)定跟蹤控制是高超聲速控制中最基本的任務(wù)之一，它的重要性在于攻角的穩(wěn)定有利于發(fā)動機與速度的控制，避免發(fā)動機推力與攻角之間的自激振蕩。對傳統(tǒng)的低速飛行器來說，攻角的穩(wěn)定控制是比較容易的。由于高超聲速飛行器攻角具有靜不穩(wěn)定的特點，攻角跟蹤與穩(wěn)定對高超聲速飛行器來說，并不是一件容易的事情。

高超聲速飛行器模型具有快時變特點，而且高超聲速飛行器氣動參數(shù)具有強不確定性，因此本發(fā)明提出了一類變結(jié)構(gòu)控制與神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)相結(jié)合的復(fù)合控制方法，主要是因為變結(jié)構(gòu)控制具有較好的快速性與魯棒性。同時神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)控制能有效補償模型不確定性與未建模因素帶來的干擾。因此本發(fā)明方法不僅具有很好的理論創(chuàng)新性，而且具有一定的工程應(yīng)用價值。

發(fā)明內(nèi)容

為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種基于攻角冪函數(shù)的高超飛行器神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制方法，得到的攻角響應(yīng)具有較好的快速性特點，同時也具有很強的魯棒性。

本發(fā)明所采用的技術(shù)方案是，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，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。

進一步的，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。

進一步的，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：