[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

本發明提出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，涉及飛機機翼搖滾控制的技術領域，解決了現有針對大迎角引發機翼搖滾的控制方法中控制器設計復雜，且控制器的參數求解困難、控制精度有限的問題，首先建立機翼搖滾運動模型，然后將機翼搖滾運動模型轉換為非線性系統模型，建立直接自適應模糊邏輯系統，本發明采用直接自適應模糊邏輯控制，僅存在一個自適應律，減少了控制器設計的計算量與復雜度，而且利用直接自適應模糊邏輯系統以機翼搖滾運動模型為分析基礎構建，能夠進行嚴格的收斂性證明與穩定性分析，極大提高了閉環控制系統可靠性。

技術領域

本發明涉及飛機機翼搖滾控制的技術領域，更具體地，涉及一種抑制大迎角引發機翼振動的直接自適應模糊邏輯控制系統。

背景技術

戰斗機是用于在空中消滅敵機的軍用飛機，是軍事空中作戰的主要機種，在對地與對空戰斗中都占有不可代替的地位。高性能戰斗機的任務要求是在高迎角下正常運行，而在高迎角下的不穩定空氣動力效應會產生機翼搖滾現象，該現象表現為滾轉中的極限周期振蕩。當戰斗機進入大迎角區域時，氣動和飛行特性發生了很大變化，如空氣動力的非線性、不對稱、交叉耦合等，使飛機的穩定性和操縱性發生急劇變化，并出現許多特殊的飛行現象，如機翼搖晃、上仰、機頭側偏、過失速旋轉、深失速、尾旋等，飛行狀態往往危險且不可控，如不能盡快地脫離，將會對飛行員和戰斗機造成意想不到的嚴重后果。

傳統的飛行控制方法例如基于自循環小波神經網絡識別器的自適應PID控制器大多基于線性模型設計，采用了局部線性或全局線性擬合的方法，控制器的設計復雜，且控制器的參數求解困難，或者如2020年9月1日，中國專利(公布號：CN111610794A)中公開了一種基于滑膜干擾觀測器的戰斗機大迎角動態逆控制方法，針對大迎角飛行狀態，采用“時標分離”方法，把飛機狀態變量分解為兩組基于不同時間標尺的子系統，分別利用動態逆法求解控制律，再結合超螺旋滑模干擾觀測器對動態逆設計方法的不確定性進行補償，設計戰斗機受擾姿態系統穩定控制器。通過合理選擇控制器參數，誤差可以穩定有界，保證了戰斗機大迎角下飛行控制系統良好的跟蹤性和穩定性，確保及時改出深失速、尾旋等危險狀態，對工程實際應用有良好參考意義，但基于干擾觀測器的控制方法控制精度有限，導致閉環控制系統的收斂性與穩定性無法得到確切理論保障。

發明內容

為解決現有針對大迎角引發機翼搖滾的控制方法中控制器設計復雜，且控制器的參數求解困難、控制精度有限的問題，本發明提出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，降低控制器設計的復雜度與計算量，提高控制系統的可靠性，保證在任意給定的誤差內機翼的穩定性。

為了達到上述技術效果，本發明的技術方案如下：

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，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；

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。

優選地，步驟S1所述的機翼搖滾運動模型的表達式為：