【技術(shù)實(shí)現(xiàn)步驟摘要】
本申請(qǐng)涉及飛行器控制，特別是涉及一種基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法及系統(tǒng)。
技術(shù)介紹
1、高超聲速飛行器是進(jìn)入臨近空間的重要航天技術(shù)。自上世紀(jì)美國進(jìn)行多次高超聲速飛行試驗(yàn)以來，全世界大國都紛紛開展高超聲速飛行器的研制，高超聲速飛行器已成為大國競爭不可或缺的重要航天技術(shù)。近年來變形飛行器由于具備改善氣動(dòng)特性的優(yōu)勢，而吸引了航天航空領(lǐng)域研究機(jī)構(gòu)的廣泛關(guān)注。
2、高超聲速變形飛行器能夠通過不斷地變形來獲取更適合當(dāng)前環(huán)境和任務(wù)的氣動(dòng)，達(dá)到更佳的飛行性能，甚至能夠?qū)崿F(xiàn)多任務(wù)設(shè)計(jì)。變形技術(shù)不僅給高超聲速飛行器帶來了更優(yōu)的氣動(dòng)特性，還帶來了諸多挑戰(zhàn)。劇烈的氣動(dòng)特性變化，要求針對(duì)高超聲速飛行器設(shè)計(jì)魯棒性強(qiáng)、適應(yīng)能力佳且資源開銷較小的控制系統(tǒng)。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
1、基于此，有必要針對(duì)上述技術(shù)問題，提供一種能夠節(jié)省飛行器系統(tǒng)資源，具備高跟蹤性能和低資源消耗特性的基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法及系統(tǒng)。
2、一種基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法，所述方法包括：
3、構(gòu)建高超聲速飛行器面向控制的姿態(tài)系統(tǒng)模型；
4、基于所述姿態(tài)系統(tǒng)模型，設(shè)計(jì)切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略，并在所述切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略中建立收斂特性與滑模變量相匹配的內(nèi)部動(dòng)態(tài)變量；
5、根據(jù)角度跟蹤誤差及趨近律，采用固定時(shí)間控制方法構(gòu)建固定時(shí)間滑?？刂破?；
6、根據(jù)所述切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略與所述固定時(shí)間滑?？刂破?，構(gòu)建事件觸發(fā)固定時(shí)間滑?？刂破鳎?span style='display:none'>
7、實(shí)時(shí)獲取飛行器的誤差信息，將所述誤差信息輸入所述事件觸發(fā)固定時(shí)間滑模控制器進(jìn)行計(jì)算，得到姿態(tài)控制輸入；
8、通過所述姿態(tài)控制輸入，對(duì)所述飛行器的姿態(tài)角度進(jìn)行調(diào)整控制。
9、在其中一個(gè)實(shí)施例中，構(gòu)建高超聲速飛行器面向控制的姿態(tài)系統(tǒng)模型，包括：
10、基于高超聲速飛行器的原始非線性模型，構(gòu)建高超聲速飛行器面向控制的姿態(tài)系統(tǒng)模型。
11、在其中一個(gè)實(shí)施例中，所述高超聲速飛行器的原始非線性模型通過非線性函數(shù)表達(dá)，所述非線性函數(shù)表達(dá)式為：
12、首先定義標(biāo)量σ，表達(dá)式為：
13、
14、構(gòu)建非線性函數(shù)表達(dá)式：
15、
16、
17、式中，σ＝[σ1?σ2?…?σn]τ表示元素為σj,j＝1,...,n的向量；l1，l2分別表示可設(shè)計(jì)的正參數(shù)；和ψ(σ1,σ2；l1,l2)表示預(yù)先設(shè)計(jì)的函數(shù)；||·||表示2-范數(shù)。
18、在其中一個(gè)實(shí)施例中，所述高超聲速飛行器面向控制的姿態(tài)系統(tǒng)模型表示為：
19、
20、其中，
21、
22、
23、
24、
25、式中，x1＝[α?β?γv]表示姿態(tài)角；x2＝[ωz?ωy?ωx]表示姿態(tài)角速度；u＝[δz?δyδx]表示舵偏角；di,i＝1,2表示飛行器建模誤差和外部干擾，同時(shí)姿態(tài)系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)方程中的復(fù)雜項(xiàng)以及由變形引起的附加力矩都合并至di；l,d,n分別表示升力、阻力、側(cè)向力；v,m,g分別表示飛行速度、高超聲速飛行器質(zhì)量、重力加速度；ix,iy,iz表示三軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；θ表示航跡角；q表示動(dòng)壓；分別表示為與俯仰舵偏角有關(guān)的俯仰力矩系數(shù)、與偏航舵偏角有關(guān)的偏航力矩系數(shù)項(xiàng)、與滾轉(zhuǎn)舵偏角有關(guān)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)項(xiàng)；s0為參考面積；α為由攻角組成的向量α＝[1?α?α3]τ，βmx＝β；為與α有關(guān)的俯仰力矩系數(shù)項(xiàng)；為與側(cè)滑角有關(guān)的偏航力矩系數(shù)項(xiàng)；為與滾轉(zhuǎn)角有關(guān)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)項(xiàng)。
26、在其中一個(gè)實(shí)施例中，所述切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略表示為：
27、
28、
29、式中，uj(t)表示控制量u(t)的第j個(gè)分量；υj表示將進(jìn)行設(shè)計(jì)的事件觸發(fā)控制器；和表示事件觸發(fā)機(jī)制下第j個(gè)通道的時(shí)間區(qū)間的起始和終止時(shí)刻；λi,i＝1,2,3、δ均為系數(shù)；ηj表示內(nèi)部動(dòng)態(tài)變量；zu,j表示事件觸發(fā)控制器與理想控制輸入之間的差值；δ表示用于切換觸發(fā)條件的常系數(shù)。
30、在其中一個(gè)實(shí)施例中，所述內(nèi)部動(dòng)態(tài)變量表達(dá)式為：
31、
32、式中，cr,r＝1,2,3,4為系數(shù)；表示自變量為y的非線性函數(shù)；y＝[sτητb]τ表示設(shè)計(jì)過程中所需要的向量；s表示即將設(shè)計(jì)的滑模面；η為內(nèi)部動(dòng)態(tài)變量的向量形式。
33、在其中一個(gè)實(shí)施例中，根據(jù)角度跟蹤誤差及趨近律，采用固定時(shí)間控制方法構(gòu)建固定時(shí)間滑?？刂破?，包括：
34、角度跟蹤誤差表示為：
35、z＝x1-xc＝[z1?z2?z3]τ；
36、根據(jù)角度跟蹤誤差z與誤差變量導(dǎo)函數(shù)設(shè)計(jì)滑模面s＝[s1?s2?s3]τ，表達(dá)式為：
37、
38、通過趨近律使滑模面在固定時(shí)間內(nèi)收斂，趨近律表達(dá)式為：
39、
40、則，所述固定時(shí)間滑模控制器函數(shù)設(shè)計(jì)為:
41、
42、式中，kr,r＝2,3,4和μj,j＝1,2,3,4為系數(shù)。
43、在其中一個(gè)實(shí)施例中，所述事件觸發(fā)固定時(shí)間滑模控制器表示為：
44、
45、式中，υ0(t)表示控制輸入；xc＝[x1c?x2c?x3c]τ表示角度指令；s＝[s1?s2?s3]τ表示滑模面；k、ε為系數(shù)；表示可設(shè)計(jì)的正系數(shù)。
46、在其中一個(gè)實(shí)施例中，所述姿態(tài)控制輸入表示為：
47、
48、式中：ψ(y,s；k3,k4)表示自變量為y和s的函數(shù)；k0和k1為系數(shù)，k1＞l1+d2，k3＝c3，k4＝c4；l1和d2分別表示干擾和干擾倒數(shù)絕對(duì)值的上界。
49、一種基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制系統(tǒng)，所述系統(tǒng)包括：
50、姿態(tài)系統(tǒng)模型構(gòu)建模塊，用于構(gòu)建高超聲速飛行器面向控制的姿態(tài)系統(tǒng)模型；
51、切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略設(shè)計(jì)模塊，用于基于所述姿態(tài)系統(tǒng)模型，設(shè)計(jì)切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略，并在所述切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略中建立收斂特性與滑模變量相匹配的內(nèi)部動(dòng)態(tài)變量；
52、固定時(shí)間滑模控制器構(gòu)建模塊，用于根據(jù)角度跟蹤誤差及趨近律，采用固定時(shí)間控制方法構(gòu)建固定時(shí)間滑?？刂破?；
53、事件觸發(fā)固定時(shí)間滑模控制器構(gòu)建模塊，用于根據(jù)所述切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略與所述固定時(shí)間滑?？刂破鳎瑯?gòu)建事件觸發(fā)固定時(shí)間滑?？刂破?；
54、姿態(tài)控制輸入計(jì)算模塊，用于實(shí)時(shí)獲取飛行器的誤差信息，將所述誤差信息輸入所述事件觸發(fā)固定時(shí)間滑?？刂破鬟M(jìn)行計(jì)算，得到姿態(tài)控制輸入；
55、姿態(tài)調(diào)整控制模塊，用于通過所述姿態(tài)控制輸入，對(duì)所述飛行器的姿態(tài)角度進(jìn)行調(diào)整控制。
56、上述基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法及系統(tǒng)，通過構(gòu)建高超聲速飛行器面向控制的姿態(tài)系統(tǒng)模型；然后基于姿態(tài)系統(tǒng)模型，設(shè)計(jì)切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略，并在切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略中建本文檔來自技高網(wǎng)...
【技術(shù)保護(hù)點(diǎn)】
1.一種基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法，其特征在于，所述方法包括：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法，其特征在于，構(gòu)建高超聲速飛行器面向控制的姿態(tài)系統(tǒng)模型，包括：
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法，其特征在于，所述高超聲速飛行器的原始非線性模型通過非線性函數(shù)表達(dá)，所述非線性函數(shù)表達(dá)式為：
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法，其特征在于，所述高超聲速飛行器面向控制的姿態(tài)系統(tǒng)模型表示為：
5.根據(jù)權(quán)利要求1至4任一項(xiàng)所述的基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法，其特征在于，所述切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略表示為：
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法，其特征在于，所述內(nèi)部動(dòng)態(tài)變量表達(dá)式為：
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法，其特征在于，根據(jù)角度跟蹤誤差及趨近律，采用固定時(shí)間控制方法構(gòu)建固定時(shí)間滑?？刂破鳎ǎ?/p>
8.根...
【技術(shù)特征摘要】
1.一種基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法，其特征在于，所述方法包括：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法，其特征在于，構(gòu)建高超聲速飛行器面向控制的姿態(tài)系統(tǒng)模型，包括：
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法，其特征在于，所述高超聲速飛行器的原始非線性模型通過非線性函數(shù)表達(dá)，所述非線性函數(shù)表達(dá)式為：
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法，其特征在于，所述高超聲速飛行器面向控制的姿態(tài)系統(tǒng)模型表示為：
5.根據(jù)權(quán)利要求1至4任一項(xiàng)所述的基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法，其特征在于，所述切換動(dòng)態(tài)事...
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：王鵬，張豪，湯國建，
申請(qǐng)(專利權(quán))人：中國人民解放軍國防科技大學(xué)，
類型：發(fā)明
國別省市：
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