[發明專利]小型無人直升機的強化學習自適應控制方法

有效

• 申請號: 201910098125.5
• 申請日: 2019-01-31
• 公開（公告）號: CN109696830B
• 公開（公告）日: 2021-12-03
• 發明（設計）人: 鮮斌;張浩楠;張旭
• 申請（專利權）人: 天津大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 天津市北洋有限責任專利代理事務所 12201
• 代理人: 劉國威

1.一種小型無人直升機的強化學習自適應控制方法，其特征是，以強化學習自適應控制算法為基礎，結合評價網執行網體系結構，用于小型無直升人機的姿態系統控制中，包括以下步驟：

步驟1)確定小型無人直升機的坐標系定義；

小型無人直升機坐標系定義主要涉及兩個坐標系，慣性坐標系{I}＝{O_I,x_I,y_I,z_I}和機體坐標系{B}＝{O_B,x_B,y_B,z_B}，其中O_i(i＝I,B)表示坐標系原點，x_i,y_i,z_i(i＝I,B)分別對應坐標系三個主軸方向的單位矢量，各坐標系的定義均遵循右手定則，同時定義直升機姿態角在坐標系{I}下表示為η＝[φ,θ,ψ]^T,φ,θ,ψ分別對應滾轉角、俯仰角和偏航角，目標軌跡姿態角在坐標系{I}下表示為η_d＝[φ_d,θ_d,ψ_d]^T,φ_d,θ_d,ψ_d分別對應目標旋轉角、目標俯仰角和目標偏航角；

步驟2)確定小型無人直升機姿態動力學模型；

通過分析小型無人直升機作用原理，用拉格朗日方程來描述其姿態動力學模型為：

其中M(η)代表慣性矩陣，代表科氏力矩陣，G(η)為重力力矩向量，d代表未知擾動向量，S代表角速度變換矩陣，A,B代表旋翼動力學相關矩陣，D代表旋翼揮舞角動力學相關矩陣，δ(t)＝[δ_lat(t) δ_lon(t) δ_ped(t)]^T代表控制輸入，δ_lat(t)代表橫向周期變距，δ_lon(t)代表縱向周期變距，δ_ped(t)代表尾槳總距，角速度變換矩陣S表示為：

步驟3)定義姿態角跟蹤誤差并整理動力學誤差模型；

定義系統姿態跟蹤誤差e₁及其濾波誤差e₂為：

e₁＝η-η_d

其中λ＝[λ₁,λ₂,λ₃]^T為正常數陣，引入輔助矩陣Ω＝S^-TAD，輸入轉矩量τ^I＝Ωδ(t)，定義性能指標函數為：

其中，Q,R為正定矩陣，需要保證系統的性能指標函數最優，定義哈密爾頓函數為如下形式：

引入評價網來近似性能指標函數J(e₁)：

其中，為權重向量，為徑向基函數，設計權重更新律為：

其中，a₁為評價網絡的自適應增益，為輔助變量；

對e₂求一階時間導數，并將式(1)代入整理，得到濾波誤差的開環動態方程為：

其中，輔助函數定義為：

步驟4)控制律設計；

引入執行網絡來逼近系統輔助函數N(x)，表示為：

其中，為權重向量，為徑向基函數，設計權重更新律為：

其中，a₂為執行網絡的自適應增益；

根據以上分析，設計設計控制輸入δ(t)為：

其中k_r,Γ,k_v,β均為正常數陣，sgn(·)為標準符號函數；

以上述控制律進行小型無人直升機的姿態控制。