【技術(shù)實(shí)現(xiàn)步驟摘要】
本專利技術(shù)屬于飛行器姿態(tài)智能控制領(lǐng)域，具體來說，涉及一種基于增量雙啟發(fā)式動(dòng)態(tài)規(guī)劃的飛行器脈沖姿態(tài)控制方法。
技術(shù)介紹
1、目前，隨著航空航天科技的不斷發(fā)展，飛行器控制技術(shù)的重要性正日益凸顯。姿態(tài)控制技術(shù)對(duì)飛行器的平穩(wěn)運(yùn)行有著至關(guān)重要的保障作用。對(duì)于大氣層內(nèi)飛行器而言，飛行器姿態(tài)影響其受到的氣動(dòng)力和空氣阻力，且這些力隨著速度的增大而增大，保持特定的飛行姿態(tài)尤為重要。對(duì)于大氣層外飛行器而言，氣動(dòng)操縱不再有效，替而代之的脈沖式姿態(tài)控制技術(shù)具有重要意義。具體而言，大氣層外通常采用姿軌推力控制，而推力矢量方向與飛行器姿態(tài)相關(guān)，因此軌控性能將受到姿態(tài)不穩(wěn)定的影響。同時(shí)，飛行器通常具備自主探測(cè)能力，導(dǎo)引頭視線與相對(duì)信息的計(jì)算也需要飛行器姿態(tài)信息，姿態(tài)不穩(wěn)定也將影響探測(cè)精度。因此，飛行器脈沖姿態(tài)控制技術(shù)具有重要的研究?jī)r(jià)值與工程意義。
2、飛行器傳統(tǒng)姿態(tài)控制方法中最典型，應(yīng)用也最廣泛的方法之一是比例積分微分控制方法。該類方法具有適應(yīng)性廣，方法簡(jiǎn)單易于工程實(shí)現(xiàn)的特點(diǎn)，但在面對(duì)模型更為復(fù)雜，具有參數(shù)不確定性等特點(diǎn)的工況和物理特性時(shí)，控制性能和控制精度有所下降；基于現(xiàn)代控制理論，如非線性智能預(yù)測(cè)控制、最優(yōu)學(xué)習(xí)控制等智能最優(yōu)控制方法在一定程度上能夠克服以上問題，已在一些飛行器上得到了應(yīng)用。然而，已有方法仍然存在計(jì)算量大、耗時(shí)長等問題，難以滿足飛控系統(tǒng)實(shí)時(shí)性要求的問題。特別地，如何針對(duì)脈沖式姿控飛行器設(shè)計(jì)智能在線姿態(tài)控制方法，具有較強(qiáng)的工程應(yīng)用和理論研究意義。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
1、本專利技術(shù)的目的在
2、為實(shí)現(xiàn)上述技術(shù)目的，本專利技術(shù)的技術(shù)方案如下：
3、一種基于增量雙啟發(fā)式動(dòng)態(tài)規(guī)劃的飛行器脈沖姿態(tài)控制方法，包括以下步驟：
4、s1：考慮飛行器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)特性及姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)特點(diǎn)，設(shè)計(jì)狀態(tài)量及動(dòng)作對(duì)飛行器進(jìn)行狀態(tài)表征和控制，基于執(zhí)行機(jī)構(gòu)所需輸入量設(shè)計(jì)動(dòng)作，根據(jù)飛行器姿態(tài)控制目標(biāo)設(shè)計(jì)價(jià)值函數(shù)；
5、s2：基于步驟s1所設(shè)計(jì)狀態(tài)量及動(dòng)作，構(gòu)建基于執(zhí)行器-評(píng)價(jià)器網(wǎng)絡(luò)的自適應(yīng)動(dòng)態(tài)規(guī)劃網(wǎng)絡(luò)，利用增量式模型對(duì)飛行器動(dòng)態(tài)參數(shù)進(jìn)行辨識(shí)，并根據(jù)辨識(shí)得到的動(dòng)態(tài)參數(shù)對(duì)網(wǎng)絡(luò)參數(shù)進(jìn)行更新；
6、s3：執(zhí)行器-評(píng)價(jià)器網(wǎng)絡(luò)參數(shù)通過在線辨識(shí)參數(shù)結(jié)合前向傳播算法更新，增量式模型利用最小二乘法進(jìn)行更新；
7、s4：設(shè)計(jì)脈沖轉(zhuǎn)化函數(shù)，通過脈沖寬度調(diào)制技術(shù)將對(duì)動(dòng)作進(jìn)行變換，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器的脈沖姿態(tài)控制；
8、本專利技術(shù)的有益效果為：
9、（1）本專利技術(shù)的飛行器脈沖姿態(tài)控制方法，可適用于各類利用脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行姿態(tài)控制的飛行器，能夠?qū)Σ煌娘w行器系統(tǒng)進(jìn)行在線快速自適應(yīng)，實(shí)現(xiàn)期望的姿態(tài)控制。
10、（2）本專利技術(shù)采用基于增量雙啟發(fā)式動(dòng)態(tài)規(guī)劃方法，不需要對(duì)完整的飛行器模型進(jìn)行建模，也不需要依賴于預(yù)訓(xùn)練網(wǎng)絡(luò)參數(shù)模型，具有可在線自適應(yīng)，魯棒性較好等特點(diǎn)。
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1.一種基于增量雙啟發(fā)式動(dòng)態(tài)規(guī)劃的飛行器脈沖姿態(tài)控制方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.如權(quán)利要求1所述的控制方法，其特征在于，步驟S1中，所述飛行器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程如下：
3.如權(quán)利要求2所述的控制方法，其特征在于，步驟S1中，所述狀態(tài)量設(shè)計(jì)如下：
4.如權(quán)利要求3所述的控制方法，其特征在于，步驟S1中，所述動(dòng)作設(shè)計(jì)如下：
5.如權(quán)利要求4所述的控制方法，其特征在于，步驟S1中，所述價(jià)值函數(shù)基于姿態(tài)的期望控制目標(biāo)進(jìn)行設(shè)計(jì)，該目標(biāo)為使飛行器俯仰角跟隨視線高低角，偏航角跟隨視線方位角，保持滾轉(zhuǎn)角為0；所設(shè)計(jì)價(jià)值函數(shù)如下：
6.如權(quán)利要求5所述的控制方法，其特征在于，步驟S2中，所述執(zhí)行器輸入為狀態(tài)量，經(jīng)過網(wǎng)絡(luò)計(jì)算輸出動(dòng)作。
7.如權(quán)利要求6所述的控制方法，其特征在于，步驟S2中，所述評(píng)價(jià)器輸入為狀態(tài)量，經(jīng)過網(wǎng)絡(luò)計(jì)算輸出對(duì)價(jià)值函數(shù)關(guān)于狀態(tài)的偏導(dǎo)數(shù)的估計(jì)值。
8.如權(quán)利要求7所述的控制方法，其特征在于，步驟S2中，所述增量式模型為原模型方程的增量式描述，原模型動(dòng)態(tài)方程如下：
9.如權(quán)利要求8
10.如權(quán)利要求9所述的控制方法，其特征在于，步驟S3中，所述更新算法中，執(zhí)行器參數(shù)通過最小化價(jià)值函數(shù)進(jìn)行更新：
11.如權(quán)利要求10所述的控制方法，其特征在于，步驟S3中，所述更新算法中，增量式模型通過遞歸最小二乘法更新如下的估計(jì)的協(xié)方差矩陣：
12.如權(quán)利要求11所述的控制方法，其特征在于，步驟S4中，所述脈沖轉(zhuǎn)化函數(shù)如下：
...【技術(shù)特征摘要】
1.一種基于增量雙啟發(fā)式動(dòng)態(tài)規(guī)劃的飛行器脈沖姿態(tài)控制方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.如權(quán)利要求1所述的控制方法，其特征在于，步驟s1中，所述飛行器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程如下：
3.如權(quán)利要求2所述的控制方法，其特征在于，步驟s1中，所述狀態(tài)量設(shè)計(jì)如下：
4.如權(quán)利要求3所述的控制方法，其特征在于，步驟s1中，所述動(dòng)作設(shè)計(jì)如下：
5.如權(quán)利要求4所述的控制方法，其特征在于，步驟s1中，所述價(jià)值函數(shù)基于姿態(tài)的期望控制目標(biāo)進(jìn)行設(shè)計(jì)，該目標(biāo)為使飛行器俯仰角跟隨視線高低角，偏航角跟隨視線方位角，保持滾轉(zhuǎn)角為0；所設(shè)計(jì)價(jià)值函數(shù)如下：
6.如權(quán)利要求5所述的控制方法，其特征在于，步驟s2中，所述執(zhí)行器輸入為狀態(tài)量，經(jīng)過網(wǎng)絡(luò)計(jì)算輸出動(dòng)作。
7.如權(quán)利要求6所述的控制方法...
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：胡慶雷，韓拓，胡金濤，
申請(qǐng)(專利權(quán))人：天目山實(shí)驗(yàn)室，
類型：發(fā)明
國別省市：
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