[發明專利]一種推力矢量飛行器控制的雙次優化快速分配方法

有效

• 申請號: 201810673820.5
• 申請日: 2018-06-27
• 公開（公告）號: CN108919827B
• 公開（公告）日: 2020-06-23
• 發明（設計）人: 薛文超;陳森;黃一
• 申請（專利權）人: 中國科學院數學與系統科學研究院
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10
• 代理公司: 北京慧泉知識產權代理有限公司 11232
• 代理人: 王順榮;唐愛華

1.一種推力矢量飛行器控制的雙次優化快速分配方法，其特征在于，包括如下三個步驟：

步驟(一)：建立第k個采樣時刻的實際力矩與期望力矩的差距函數，并求解第k個采樣時刻的控制輸入物理約束集合：

步驟(二)：發動機能耗第一次快速優化；在推力矢量參數不改變與推力大小最小化的兩種情況下，計算使得力矩差距函數J_k最小化的舵面控制輸入；再通過對比力矩差距函數的大小，設計優化的控制輸入，實現發動機能耗快速優化；

步驟(三)：發動機能耗第二次快速優化；

步驟一中還包括：

1.1建立第k個采樣時刻的實際力矩與期望力矩的差距函數

其中，δ_e,k∈R、δ_a,k∈R和δ_r,k∈R分別為第k個采樣時刻的推力矢量飛行器的升降舵、副翼和方向舵偏轉角度，F_T,k∈R為第k個采樣時刻的發動機推力大小，δ_z,k∈R與δ_y,k∈R分別為第k個采樣時刻推力矢量的縱向與橫向偏轉角度，U_c,k∈R³為第k個采樣時刻的推力矢量飛行器的期望力矩，B_1,k∈R³、B_2,k∈R³、B_3,k∈R³、B_4,k∈R³和B_5,k∈R³為第k個采樣時刻的已知的控制輸入增益，J_k∈R為第k個采樣時刻的實際力矩與期望力矩的差距函數,R表示實數域；

1.2求解第k個采樣時刻的控制輸入物理約束集合：

1.2.1推力矢量飛行器實際物理約束的數學描述為：

其中，δ_e(t)∈R、δ_a(t)∈R和δ_r(t)∈R分別為推力矢量飛行器在t時刻的升降舵、副翼和方向舵偏轉角度，F_T(t)∈R為推力矢量飛行器在t時刻的發動機推力大小，δ_z(t)∈R與δ_y(t)∈R分別為t時刻的推力矢量縱向與橫向偏轉角度，δ_e,m1∈R和δ_e,m2∈R分別為推力矢量飛行器升降舵偏轉角度限幅與偏轉角度變化率限幅，δ_a,m1∈R和δ_a,m2∈R分別為推力矢量飛行器副翼偏轉角度限幅與偏轉角度變化率限幅，δ_r,m1∈R和δ_r,m2∈R分別為推力矢量飛行器方向舵偏轉角度限幅與偏轉角度變化率限幅，F_T,m1∈R和F_T,m2∈R分別為推力矢量飛行器推力最大值限幅與推力大小變化率限幅，δ_z,m1∈R和δ_z,m2∈R分別為推力矢量飛行器推力矢量縱向偏轉角度限幅與縱向偏轉角度變化率限幅，δ_y,m1∈R和δ_y,m2∈R分別為推力矢量飛行器推力矢量橫向偏轉角度限幅與橫向偏轉角度變化率限幅；

1.2.2依據t時刻的物理約束(2)計算第k個采樣時刻舵面與推力矢量控制輸入[δ_e,kδ_a,k δ_r,k F_T,k δ_z,k δ_y,k]^T的物理約束范圍：

其中，δ_e,k-1∈R、δ_a,k-1∈R和δ_r,k-1∈R分別為第k-1個采樣時刻的推力矢量飛行器的升降舵、副翼和方向舵偏轉角度，F_T,k-1∈R為第k-1個采樣時刻的發動機推力大小，δ_z,k-1∈R與δ_y,k-1∈R為第k-1個采樣時刻推力矢量的縱向與橫向偏轉角度，h_s∈R為控制采樣間隔，δ_e,k∈R和分別為第k個采樣時刻的推力矢量飛行器的升降舵偏轉角度的物理約束下界和上界，δ_a,k∈R和分別為第k個采樣時刻的推力矢量飛行器的副翼偏轉角度的物理約束下界和上界，δ_r,k∈R和分別為第k個采樣時刻的推力矢量飛行器的方向舵偏轉角度的物理約束下界和上界，F_T,k∈R和分別為第k個采樣時刻的推力矢量飛行器的推力大小的物理約束下界和上界，δ_z,k∈R和分別為第k個采樣時刻的推力矢量的縱向偏轉角度的物理約束下界和上界，δ_y,k∈R和分別為第k個采樣時刻的推力矢量的橫向偏轉角度的物理約束下界和上界；h_s：推力矢量飛行器控制采樣間隔，h_s∈R；

1.2.3得到第k個采樣時刻的控制輸入物理約束集合：

步驟二中還包括：

2.1考慮推力矢量參數不改變：

[F_T,k δ_z,k δ_y,k]^T＝[F_T,k-1 δ_z,k-1 δ_y,k-1]^T, (5)

在物理約束(4)下求解最優舵面控制輸入以及對應的優化指標

2.1.1計算常數C_1,k：

C_1,k＝U_c,k-(B_4,kF_T,k-1sinδ_z,k-1+B_5,kF_T,k-1cosδ_z,k-1sinδ_y,k-1), (6)

計算可行的舵面控制輸入值[δ_e,k,0 δ_a,k,0 δ_r,k,0]^T：

[δ_e,k,0 δ_a,k,0 δ_r,k,0]^T＝([B_1,k B_2,k B_3,k]^T[B_1,k B_2,k B_3,k])^-1[B_1,k B_2,k B_3,k]^TC_1,k (7)

判斷[δ_e,k,0 δ_a,k,0 δ_r,k,0]^T是否滿足物理約束(4)；若滿足，則設計最優舵面控制輸入并且計算對應的優化指標

若不滿足，進入2.1.2；

2.1.2初始化指標集合，令V₁＝{1,2,...,26}；在物理約束(4)的邊界條件下，計算最小化差距函數的舵面控制輸入：設可行的舵面控制輸入分量為

計算每個可行情況下的最優舵面控制輸入分量：

依次判斷[δ_e,k,iδ_a,k,iδ_r,k,i]^T是否滿足物理約束：

若不滿足，則將指標i從指標集合V₁中剔除；

依次計算J_k(δ_e,k,i,δ_a,k,i,δ_r,k,i,F_T,k-1,δ_z,k-1,δ_y,k-1),i∈V₁；通過互相比較大小，

得到最小化差距函數的舵面控制輸入與其對應的差距函數：

2.2快速優化發動機能耗，即不改變推力矢量的縱向與橫向偏轉角度，將推力大小最小化：

[F_T,k δ_z,k δ_y,k]^T＝[F_T,k δ_z,k-1 δ_y,k-1]^T (13)

然后，在物理約束條件(4)下求解最優舵面控制輸入以及對應的差距函數具體步驟與2.1類似，只需將(6),(8)和(12)式中的F_T,k-1換為F_T,k；

2.3對比差距函數與若則推力矢量飛行器控制輸入量設計為

若則進行發動機能耗第二次快速優化，計算最優推力矢量控制輸入

步驟三中還包括：

在步驟(二)中，若推力矢量參數不改變情況對應的差距函數較小，則在舵面控制輸入最優的條件下，即進一步優化發動機能耗，得到第k個采樣時刻的最優推力矢量控制輸入具體步驟如下：

首先，固定舵面控制輸入最小化差距函數J_k，獲得第k個采樣時刻的推力矢量控制輸入的可行解集：

其中，為第k個采樣時刻的推力矢量控制輸入的可行解集；然后，在推力矢量控制輸入的可行解集中，再次優化發動機能耗大小，得到最優的推力矢量控制輸入：

最后，設計第k個采樣時刻的推力矢量控制為