[發(fā)明專利]大長徑比掠海飛行器復雜海況下的定高路徑跟蹤方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202010089348.8
• 申請日: 2020-02-12
• 公開（公告）號: CN111258333B
• 公開（公告）日: 2021-03-23
• 發(fā)明（設計）人: 張丹;劉宇;李孝偉;陳希;彭艷;毛科鋒;蒲華燕;羅均;謝少榮
• 申請（專利權）人: 上海大學
• 主分類號: G05D1/12
• 分類號: G05D1/12;G05B13/04
• 代理公司: 上海新隆知識產(chǎn)權代理事務所(普通合伙) 31366
• 代理人: 金利琴

1.一種大長徑比掠海飛行器復雜海況下的定高路徑跟蹤方法，其特征在于，其是一種結合固定時間控制器、任意階滑模微分觀測器與超螺旋干擾觀測器的控制方法，具體包括以下步驟：

1)根據(jù)大長徑比飛行器的物理特性建立其動力學方程，同時進行系統(tǒng)重構以簡化模型；

2)應用固定時間控制器并調(diào)整參數(shù)；

3)通過超螺旋滑模觀測器估計干擾；

4)假定跟蹤誤差可直接獲取，且導數(shù)未知，利用任意階滑模微分觀測器來獲取跟蹤誤差的導數(shù)信息；

5)線性化大長徑比飛行器動力系統(tǒng)并設定飛行器低空飛行的指定高度路徑；

6)導出步驟5)中的跟蹤誤差數(shù)據(jù)及圖像并與PID控制系統(tǒng)跟蹤結果對比，得出結論；

所述步驟1)包括：

首先，假設飛行器的質(zhì)量為常數(shù)，針對大長徑比飛行器垂直面上的運動特性建立其縱向動力學方程

其中，x為飛行器飛行的前向距離，h為飛行器飛行的高度，v為飛行器飛行的前向速度，θ為飛行器的俯仰角，為速度矢量v與水平面間的夾角，q為飛行器俯仰角速度，α為飛行器飛行的攻角，P為驅(qū)動器所提供的推力，X為飛行器飛行時所受的氣動阻力，Y為飛行器飛行時所受的氣動升力，m為飛行器質(zhì)量，g為重力加速度，M為飛行器關于z軸的俯仰力矩，J_z為飛行器關于z軸轉動慣量，相關的控制量，包括驅(qū)動器的驅(qū)動力燃料比沖φ及控制飛行器俯仰活動的翼面舵角δ，均囊括在阻力X(α，δ)、升力Y(α，δ)、俯仰力矩M(P，α，δ)及推力P(φ，α)的表達式中；

然后通過對大長徑比飛行器動力系統(tǒng)多次求導并整合非線性未知項來完成系統(tǒng)重構，以避免復雜氣動力及推力項的構建與求解，將飛行高度h、俯仰角θ作為系統(tǒng)輸出，對系統(tǒng)求導直至控制輸入項燃料比沖φ及翼面舵角δ獨立出現(xiàn)，此時對系統(tǒng)輸出進行了三次求導，控制輸入的導數(shù)獨立出現(xiàn)在式中，其中ψ_unknown為未知的外界干擾

此時將控制輸入燃料比沖φ及翼面舵角δ的導數(shù)作為大長徑比飛行器控制器的控制輸入，控制輸入的線性項均已知，故將線性項和控制輸入項合并后作為新的系統(tǒng)輸入與非線性項則與系統(tǒng)干擾等項目一同合并為干擾定義系統(tǒng)輸出誤差(e_h與e_θ)為期望路徑x_d(h_d與θ_d)與實際值間的差值，結合上述實際值導數(shù)即可得到輸出誤差的三階導數(shù)，以下公式中均以下標h和θ區(qū)分高度及俯仰角的相關參數(shù)，以下標d代表相關參數(shù)的期望值，以跟蹤誤差上方點數(shù)或上標數(shù)值(eⁿ)表示其多階導數(shù)，

e_h＝h_d-h

e_θ＝θ_d-θ

2.根據(jù)權利要求1所述的大長徑比掠海飛行器復雜海況下的定高路徑跟蹤方法，其特征在于，所述步驟2)為：

其中控制輸入?yún)?shù)需分別滿足赫爾維茨多項式s³+i₃s²+i₂s+i₁、s³+I₃s²+I₂s+I₁、s³+j₃s²+j₂s+j₁、s³+J₃s²+J₂s+J₁以使上述線性系統(tǒng)穩(wěn)定，誤差微分指數(shù)需分別滿足以下條件：

i_n∈(0，1)，I_n∈(0，1)，j_n∈(1，1+ε)，J_n∈(1，1+ε)，

其中ε為大于0的極小鄰域，上述參數(shù)及M、N、m、n系列參數(shù)需根據(jù)大長徑比飛行器模型適應狀況調(diào)節(jié)。