[發(fā)明專利]基于數(shù)據(jù)分析的飛行器通道耦合協(xié)調(diào)控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202011273970.0
• 申請(qǐng)日: 2020-11-14
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN112327626B
• 公開(kāi)（公告）日: 2022-06-21
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 許斌;壽瑩鑫;馬波
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué);中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
• 主分類號(hào): G05B13/04
• 分類號(hào): G05B13/04
• 代理公司: 西安凱多思知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 61290
• 代理人: 劉新瓊

1.一種基于數(shù)據(jù)分析的飛行器通道耦合協(xié)調(diào)控制方法，其特征在于步驟如下：

步驟1：采用飛行器再入段動(dòng)力學(xué)模型：

ω＝-J^-1ΩJω+J^-1M_c (2)

該動(dòng)力學(xué)模型包含兩個(gè)狀態(tài)變量X＝[γ,ω]^T和一個(gè)控制輸入M_c；其中，γ＝[σ,β,α]^T表示姿態(tài)角向量，σ表示傾斜角，β表示側(cè)滑角，α表示攻角，ω＝[ω_x,ω_y,ω_z]^T表示飛行器的姿態(tài)角速率向量，ω_x表示滾轉(zhuǎn)角速率，ω_y表示偏航角速率，ω_z表示俯仰角速率，M_c＝[M_x,M_y,M_z]^T表示系統(tǒng)的控制力矩，M_x表示滾轉(zhuǎn)力矩，M_y表示偏航力矩，M_z表示俯仰力矩；表示慣量矩陣，

步驟2：定義姿態(tài)角跟蹤誤差信號(hào)為e_γ＝γ-γ_r和姿態(tài)角速率跟蹤誤差為e_ω＝ω-ω_r；設(shè)計(jì)參考模型為：

其中，γ_r＝[σ_r,β_r,α_r]^T表示參考姿態(tài)角，ω_r＝[ω_xr,ω_yr,ω_zr]^T表示參考姿態(tài)角速率，γ_c＝[σ_c,β_c,α_c]^T表示制導(dǎo)系統(tǒng)生成的制導(dǎo)指令，

步驟3：定義第一層滑模面為：

z＝e_ω+Ae_γ (4)

其中，為設(shè)計(jì)的正定矩陣，z＝[z₁,z₂,z₃]^T；

設(shè)計(jì)偏航通道的控制力矩需求為：

其中，表示神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)最優(yōu)權(quán)重的估計(jì)值，θ₂(ω)表示神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)基函數(shù)向量，k_z1＞0和k_z2＞0為設(shè)計(jì)的參數(shù)；

考慮偏航通道內(nèi)控制能力不足，實(shí)際提供的控制力矩為其中，0＜p＜1為控制力矩的效率；

根據(jù)Filippov等效理論，設(shè)計(jì)滾轉(zhuǎn)和俯仰通道的等效力矩為：

其中，和表示神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)最優(yōu)權(quán)重的估計(jì)值，θ₁(ω)和θ₃(ω)表示神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)基函數(shù)向量；

定義第二層滑模面為：

s₁＝z₁+h₁z₃ (8)

其中，h₁＝m₀sign(z₁z₃)，m₀＞0為設(shè)計(jì)的參數(shù)；

定義第三層滑模面為：

s₂＝s₁+h₂z₂ (9)

其中，h₂＝n₀sign(s₁z₂)，n₀＞0為設(shè)計(jì)的參數(shù)；

設(shè)計(jì)切換控制律為：

其中，k_s1＞0和k_s2＞0為設(shè)計(jì)的參數(shù)；

飛行器的控制力矩為：

其中，和

步驟4：設(shè)計(jì)預(yù)測(cè)誤差為：

其中，τ_d＞0表示積分區(qū)間，Δu＝[u_s,u_d,u_s]^T，u_z＝[0,k_z1z₂+k_z2sign(z₂),0]^T；

設(shè)計(jì)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)更新律為：

其中，λ，K_w和δ_ω為設(shè)計(jì)的正定參數(shù)矩陣；

步驟5：根據(jù)得到的M_c，返回到飛行器再入段的動(dòng)力學(xué)模型(1)、(2)，對(duì)姿態(tài)角和姿態(tài)角速率進(jìn)行跟蹤控制。