[發明專利]抑制大迎角引發機翼搖滾的直接自適應模糊邏輯控制方法

有效

• 申請號: 202011481888.7
• 申請日: 2020-12-16
• 公開（公告）號: CN112527007B
• 公開（公告）日: 2023-05-12
• 發明（設計）人: 黃凱;賴冠宇
• 申請（專利權）人: 廣東工業大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 廣州粵高專利商標代理有限公司 44102
• 代理人: 張金福

1.一種抑制大迎角引發機翼搖滾的直接自適應模糊邏輯控制方法，其特征在于，至少包括：

S1.建立機翼搖滾運動模型；

S2.定義非線性系統模型的標準形式，并根據非線性系統模型的標準形式，將機翼搖滾運動模型轉換為非線性系統模型；

S3.建立直接自適應模糊邏輯系統，并明確抑制大迎角引發機翼搖滾的直接自適應模糊邏輯控制目標；

步驟S3所述的直接自適應模糊邏輯系統為：

P(χ(t))＝λ^*Tψ(χ(t))

其中，χ(t)＝[χ₁(t),χ₂(t),...,χ_M(t)]^T∈R^M表示模糊輸入向量；表示未知參數的模糊權重向量，ψ(χ(t))＝[ψ₁(χ(t)),ψ₂(χ(t)),...,ψ_N(χ(t))]^T∈R^N表示已知的基函數向量，其表達式為：

其中，為模糊隸屬度函數，取高斯函數，即：

均表示常數；

步驟S3中所述的控制目標為：

其中，定義y(t)＝φ(t)，而φ(t)表示飛機的滾轉角，y_m(t)表示規劃的滾轉角；δ₁表示誤差；

S4.構建直接自適應模糊邏輯系統的各階誤差變量及自適應過程中產生未知參數的權重誤差；

S5.利用直接自適應模糊邏輯系統的各階誤差變量及自適應過程中產生的未知參數的權重誤差構建李雅普諾夫函數，并使李雅普諾夫函數半正定；

S6.通過使李雅普諾夫函數的時間導數半負定，建立在線更新自適應過程中自適應參數的自適應律，并設計機翼搖滾運動模型的控制信號和虛擬控制器，保證系統的穩定。

2.根據權利要求1所述的抑制大迎角引發機翼搖滾的直接自適應模糊邏輯控制方法，其特征在于，步驟S1所述的機翼搖滾運動模型的表達式為：

其中，φ(t)表示滾轉角，u(t)表示控制信號，α表示穩定狀態的飛機迎角，表示不確定的空氣動力擾動，K_i,i＝0,1,...,4表示已知常數，滿足：

其中，q表示自由流動壓，S表示機翼面積，b表示機翼跨度，I_xx表示滾轉慣性力矩，V表示飛行速度大小，表示力矩系數，為無量綱系數，i＝0,1,...,4。

3.根據權利要求2所述的抑制大迎角引發機翼搖滾的直接自適應模糊邏輯控制方法，其特征在于，步驟S2中定義非線性系統模型的標準形式為：

y(t)＝x₁(t)

其中，是一組非線性系統的可測得狀態變量；f_i:Rⁱ→R,i＝1,2,...,n和g_n:Rⁿ→R分別表示未知的系統內動態及未知的控制增益，y(t)∈R表示非線性系統模型的輸出；u(t)表示控制信號。

4.根據權利要求3所述的抑制大迎角引發機翼搖滾的直接自適應模糊邏輯控制方法，其特征在于，將機翼搖滾運動模型轉換為非線性系統模型的過程滿足：

令x₁＝φ,此時省略統一變量t的表示，將機翼搖滾運動的數學模型轉化成非線性系統模型，表達式為：

其中，K_i,i＝0,1,...,4表示已知常數；α表示穩定狀態的飛機迎角；u(t)表示控制信號。