[發(fā)明專利]一種非最小相位飛行器復合學習滑模控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201810949782.1
• 申請日: 2018-08-20
• 公開（公告）號: CN109062234B
• 公開（公告）日: 2019-11-05
• 發(fā)明（設計）人: 許斌;王霞;楊林;肖勇;張君;蔡華
• 申請（專利權）人: 西北工業(yè)大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 西北工業(yè)大學專利中心 61204
• 代理人: 劉新瓊

1.一種非最小相位飛行器復合學習滑模控制方法，其特征在于步驟如下：

步驟1：考慮具有非最小相位特性的飛行器縱向通道動力學模型：

所述動力學模型由五個狀態(tài)量X＝[V,h,γ,α,q]^T和兩個控制輸入U＝[δ_e,Φ]^T組成；其中，V表示速度，h表示高度，γ表示航跡傾角，α表示攻角，q表示俯仰角速度，δ_e表示舵偏角，Φ表示節(jié)流閥開度；T、D、L和M_yy分別表示推力、阻力、升力和俯仰轉動力矩；m、I_yy和g分別表示質(zhì)量、俯仰軸的轉動慣量和重力引起的加速度；

相關的力、力矩及參數(shù)定義如下：其中表示動壓，ρ表示空氣密度，均表示氣動參數(shù)，表示平均氣動弦長，z_T表示推力矩臂長，S表示氣動參考面積；

步驟2：針對速度子系統(tǒng)(1)，定義速度跟蹤誤差為：

式中，V_d表示速度指令；設計節(jié)流閥開度Φ為：

式中，k_pV>0，k_iV>0和k_dV>0為設計參數(shù)；

步驟3：針對高度子系統(tǒng)(2)-(5)，定義高度跟蹤誤差設計航跡角指令γ_d為：

其中，h_d表示高度參考指令，表示高度參考指令的一階微分，k_h>0和k_i>0為設計參數(shù)；

根據(jù)時標分離，將速度看作慢動態(tài)，設計航跡角指令的一階微分為：

其中，表示高度參考指令的二階微分；

將姿態(tài)子系統(tǒng)(3)-(5)的輸出由航跡傾角γ重定義為俯仰角θ，其中θ＝α+γ；定義航跡角誤差為姿態(tài)子系統(tǒng)(3)-(5)進一步寫為內(nèi)動態(tài)子系統(tǒng)：

和輸入輸出子系統(tǒng)：

其中，f₁和f₃是根據(jù)飛行器模型得到的未知平滑非線性函數(shù)，g₁₂、g₂₂、g₁₃和g₂₃是根據(jù)飛行器模型得到的已知項；

步驟4：定義坐標變換設計η₂為：

其中，

定義航跡角誤差的積分η₁，由下式得到：

設計俯仰角指令為：

θ_cmd＝-k_θη₁+γ_d (14)

式中，k_θ∈(0,1]為設計參數(shù)；

定義俯仰角跟蹤誤差為：

設計俯仰角速度虛擬控制量為：

俯仰角速度誤差動力學如下：

式中，表示未知非線性函數(shù)，表示已知項；

用神經(jīng)網(wǎng)絡逼近未知非線性函數(shù)

其中，表示的估計值，表示神經(jīng)網(wǎng)絡最優(yōu)權重向量的估計值，表示神經(jīng)網(wǎng)絡基函數(shù)向量，ε₁表示神經(jīng)網(wǎng)絡逼近誤差；

定義滑模面為：

式中，c>0為設計參數(shù)；

設計舵偏角如下：

式中，k_s>0和為設計參數(shù)，為魯棒項用于消除逼近誤差帶來的影響；

定義建模誤差為：

其中由下式得到：

式中，β₁>0為設計參數(shù)；

設計自適應律為：

式中，γ₁>0，γ_z1>0和ξ₁>0為設計參數(shù)；

設計更新律為：

式中，ρ₁>0和δ₁>0為設計參數(shù)；

步驟5：根據(jù)得到的舵偏角δ_e和節(jié)流閥開度Φ，返回到飛行器動力學模型(1)-(5)，對高度和速度進行跟蹤控制。