[發明專利]基于數據分析的飛行器通道耦合協調控制方法

有效

• 申請號: 202011273970.0
• 申請日: 2020-11-14
• 公開（公告）號: CN112327626B
• 公開（公告）日: 2022-06-21
• 發明（設計）人: 許斌;壽瑩鑫;馬波
• 申請（專利權）人: 西北工業大學;中國航空工業集團公司成都飛機設計研究所
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 西安凱多思知識產權代理事務所(普通合伙) 61290
• 代理人: 劉新瓊

本發明涉及一種基于數據分析的飛行器通道耦合協調控制方法，該方法基于飛行器再入段的動力學模型，分析模型特點定義三層滑模面，利用Filippov等效理論設計等效控制律，利用滑模控制原理設計切換控制律；利用神經網絡估計系統的未知動力學，基于在線數據構造預測誤差用以評估不確定學習性能，結合跟蹤誤差調節神經網絡權重自適應更新律；結合等效控制和切換控制并前饋神經網絡估計信息，設計通道耦合協調控制律，并應用于高超聲速飛行器再入段模型。本發明充分利用飛行器耦合特性設計協調控制律，并利用在線數據進行神經網絡學習，彌補了偏航通道不足而帶來的大側滑角問題，實現飛行器高效耦合利用并獲得姿態的高精度控制，為飛行器控制提供了新的技術途徑。

技術領域

本發明涉及一種飛行器控制方法，特別是涉及一種基于數據分析的飛行器通道耦合協調控制方法，屬于飛行控制領域。

背景技術

飛行器的結構外形和和配置確保了其優異性能，同時也導致了嚴重的操縱耦合，常見的飛行器耦合姿態控制研究主要考慮耦合的補償或解耦，而缺乏事先考慮如何利用耦合的相關研究。然而即使耦合帶來了極大的控制難點，但是合理地利用耦合也能實現對控制能力的增強和對控制效果的改善。飛行器再入過程中的偏航通道控制能力相比較于滾轉通道和俯仰通道較弱，而當偏航控制能力不足時，將會產生較大的側滑角，進而會引起氣動力參數的急劇變化，從而導致系統變成一個快時變系統，難以實現良好的控制效果。為了防止大側滑角帶來的控制問題，利用模型中偏航通道的耦合來合理分配各個通道的控制能力，從而嚴格控制側滑角的幅值設計三通道耦合協調控制策略。

《欠驅動航天器姿態穩定的分層滑模控制器設計》(王冬霞，賈英宏，金磊，周付根，徐世杰，宇航學報，2013年，第34卷第1期)一文針對航行器的姿態控制系統設計了三軸穩定控制器。論文分析了航天器的姿態動力學和運動學模型的特點，采用分層滑模控制技術協調航天器的三軸穩定，實現了欠驅動下的姿態穩定控制。但是，該設計過程中并未考慮飛行器系統存在的未知非線性。現在常采用智能控制技術處理飛行器的非線性，但是大多數已有的控制研究基于跟蹤誤差設計權重更新，僅保證閉環系統的穩定性，而無法實現對未知系統動力學的有效逼近，從而難以大幅度提升控制性能。

發明內容

要解決的技術問題

為解決飛行器再入過程中通道耦合的高效利用和系統未知動態的問題，本發明提出了一種基于數據分析的飛行器通道耦合協調控制方法。

技術方案

一種基于數據分析的飛行器通道耦合協調控制方法，通過以下步驟實現：

(a)采用飛行器再入段動力學模型：

ω＝-J^-1ΩJω+J^-1M_c (2)

該動力學模型包含兩個狀態變量X＝[γ,ω]^T和一個控制輸入M_c；其中，γ＝[σ,β,α]^T表示姿態角向量，σ表示傾斜角，β表示側滑角，α表示攻角，ω＝[ω_x,ω_y,ω_z]^T表示飛行器的姿態角速率向量，ω_x表示滾轉角速率，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表示系統的控制力矩，M_x表示滾轉力矩，M_y表示偏航力矩，M_z表示俯仰力矩；表示慣量矩陣，

(b)定義姿態角跟蹤誤差信號為e_γ＝γ-γ_r和姿態角速率跟蹤誤差為e_ω＝ω-ω_r。設計參考模型為：