專利名稱：近空間高超聲速飛行器非線性自適應(yīng)控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種航空航天技術(shù)領(lǐng)域的飛行控制方法，具體地說(shuō)，是非線性自適應(yīng) 控制方法，尤其適用于存在模型高度不確定和快變干擾的近空間高超聲速飛行器的姿態(tài)控 制方法。
背景技術(shù)：
近空間高超聲速飛行器(Near-space Hypersonic Vehicles, NHV)由于飛行包絡(luò) 大、飛行環(huán)境復(fù)雜、高機(jī)動(dòng)、多任務(wù)模式等特點(diǎn)，不可避免存在著內(nèi)部結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)參數(shù)引起 的不確定以及外界環(huán)境導(dǎo)致的干擾，而且近空間區(qū)域飛行時(shí)，各狀態(tài)變量高度耦合，呈現(xiàn)出 強(qiáng)烈的非線性動(dòng)態(tài)特性。這些因素會(huì)增加姿態(tài)控制算法設(shè)計(jì)的難度，如采用經(jīng)典的線性控 制方法則會(huì)造成控制精度下降甚至系統(tǒng)失穩(wěn)。因此，非線性自適應(yīng)控制方法的研究成為了 NHV飛行控制的一個(gè)研究熱點(diǎn)?？梢圆捎孟冗M(jìn)的非線性控制方法(例如反饋線性化、動(dòng)態(tài)逆、滑模控制、回饋遞 推控制、非線性預(yù)測(cè)控制等)來(lái)解決飛行控制中的非線性問(wèn)題，以實(shí)現(xiàn)較大飛行包絡(luò)內(nèi)的 高準(zhǔn)確度控制。美國(guó)佐治亞理工學(xué)院的E.N.Johnson (E.N.Johnson，Limited authority adaptive flight control.Ph. D. thesis, Atlanta :Georgia Institute of Technology, 2000)為X33設(shè)計(jì)出自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆控制系統(tǒng)，作為了 NASA先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)的備選方法之 一；英國(guó)拉夫堡大學(xué)的 W. H. Chen 等(W. H. Chen, D. J. Balance and P. J. Gawthrop, Optimal control of nonlinear systems -.a predictive control approach, Automatica, vol. 39, no. 6,pp. 633-641,2003)提出了一種基于泰勒逼近理論的多變量非線性連續(xù)系統(tǒng)廣義預(yù)測(cè) 控制方法，并在導(dǎo)彈的自動(dòng)控制律設(shè)計(jì)上得到驗(yàn)證。對(duì)于飛行中存在的難以準(zhǔn)確測(cè)量的不 確定與干擾，通常應(yīng)用非線性控制方法結(jié)合經(jīng)典魯棒與自適應(yīng)控制方法來(lái)處理。美國(guó)洛克 馬丁航空公司的 H. P. Lee 等(H. P. Lee, S. E. Reiman, C. H. Dillon and H. Μ. Youssef，Robust nonlinear dynamic inversion control for a hypersonic cruise vehicle, Proc. of AIAAGuidance,Navigation and Control Conference and Exhibit,South Carolina,USA AIAA 2007-6685，pp. 1-9，2008)提出了動(dòng)態(tài)逆控制律結(jié)合μ分析的控制方法來(lái)改善存在 氣動(dòng)參數(shù)不確定的高超聲速飛行控制問(wèn)題。然而，這類方法只能補(bǔ)償不確定界為已知的參 數(shù)不確定以及慢變的外界干擾，控制器設(shè)計(jì)的保守性較大。NHV在近空間區(qū)域飛行時(shí)，未建模動(dòng)態(tài)以及模型參數(shù)不確定呈現(xiàn)動(dòng)態(tài)變化特征， 且變化界限未知，另外飛行中受到各種干擾力矩和風(fēng)紊流、風(fēng)切變等的快時(shí)變干擾影響，有 必要設(shè)計(jì)一種無(wú)需不確定界信息的能夠補(bǔ)償快變擾動(dòng)的控制算法。模糊和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)直接 自適應(yīng)控制方法與非線性控制結(jié)合可以有效抑制飛行器的參數(shù)不確定與外界干擾，并能補(bǔ) 償非線性因素的影響。新加坡國(guó)立大學(xué)的Tee K P等(K. P. Tee，S. S. Ge and F. Ε. H. Tay, Adaptive neural network control for helicopters in vertical flight,IEEE Trans. Control Syst. Technol. ,vol. 16，no. 4, pp. 753-762，2008.)為直升機(jī)設(shè)計(jì)了多層前饋神經(jīng) 網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)控制器來(lái)抵消飛行參數(shù)的不確定。此方法無(wú)需不確定信息，但它屬于靜態(tài)映射方法，對(duì)于快速動(dòng)態(tài)變化干擾的逼近效果不佳。遞歸神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)是一種動(dòng)態(tài)映射網(wǎng)絡(luò)，它適合 逼近高階非線性動(dòng)態(tài)函數(shù)，但普通遞歸網(wǎng)絡(luò)需要學(xué)習(xí)的權(quán)值參數(shù)較多，應(yīng)用于姿態(tài)控制中 會(huì)導(dǎo)致計(jì)算耗時(shí)過(guò)大。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種新的非線性神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)控制方法，并將其用于近空 間高超聲速飛行器(NHV)的姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)當(dāng)中。本發(fā)明著力針對(duì)NHV的強(qiáng)烈非線性動(dòng)態(tài)， 設(shè)計(jì)能夠?qū)崿F(xiàn)大范圍高精度非線性控制，而且能夠補(bǔ)償模型參數(shù)不確定以及快時(shí)變干擾的 姿態(tài)控制算法?？刂扑惴ㄖ饕ǚ蔷€性廣義預(yù)測(cè)控制與神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)直接自適應(yīng)控制方法， 對(duì)于存在動(dòng)態(tài)氣動(dòng)參數(shù)不確定、推力偏心干擾力矩以及風(fēng)紊流干擾的高超聲速飛行器，本 發(fā)明能夠有效地抑制不確定與干擾的影響，實(shí)現(xiàn)姿態(tài)的精確非線性控制。本發(fā)明的技術(shù)方案如下NHV非線性自適應(yīng)控制方法，包括以下步驟(1)針對(duì)仿射非線性方程描述的一般被控對(duì)象，得到存在動(dòng)態(tài)不確定和干擾的非 線性廣義預(yù)測(cè)控制律(NGPC)形式u (t)，所述控制律中包含標(biāo)稱NGPC和動(dòng)態(tài)不確定項(xiàng)；(2)針對(duì)NHV姿態(tài)快回路和慢回路的兩組仿射非線性方程，按照步驟(1)所述的控 制律形式分別設(shè)計(jì)快回路NGPC和慢回路NGPC，快回路NGPC包含快回路標(biāo)稱NGPC和快回路 動(dòng)態(tài)不確定項(xiàng)，慢回路NGPC包含慢回路標(biāo)稱NGPC和慢回路動(dòng)態(tài)不確定項(xiàng)；(3)設(shè)計(jì)快回路B樣條遞歸泛函連接網(wǎng)絡(luò)(BRFLN)權(quán)值自適應(yīng)律和快回路魯棒增 益自適應(yīng)律，將計(jì)算得到的快回路BRFLN的控制輸出和魯棒項(xiàng)控制輸出之和代替步驟(2) 得到的快回路動(dòng)態(tài)不確定項(xiàng)，并與快回路標(biāo)稱NGPC相加得到快回路總控制律；(4)設(shè)計(jì)慢回路B樣條遞歸泛函連接網(wǎng)絡(luò)(BRFLN)權(quán)值自適應(yīng)律和慢回路魯棒增 益自適應(yīng)律，將計(jì)算得到的慢回路BRFLN的控制輸出和魯棒項(xiàng)控制輸出之和代替步驟(2) 得到的慢回路動(dòng)態(tài)不確定項(xiàng)，并與慢回路標(biāo)稱NGPC相加得到慢回路總控制律；(5)將步驟(4)得到的慢回路總控制律代入到步驟(3)得到的快回路總控制律中， 能夠得到用于控制NHV的舵面控制力矩；(6)經(jīng)過(guò)控制分配計(jì)算，最終得到用于控制NHV姿態(tài)的氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)量。步驟(1)針對(duì)的一般被控對(duì)象仿射非線性方程描述如下= f(x(0) + gi (x(OMO + g2 (λ(Ο)Δ
Jy(t) = h(x(t))其中，χ e R\ U e Rm和y e Rm分別是系統(tǒng)的狀態(tài)向量、控制向量和輸出向量， g2A e RMf表總的動(dòng)態(tài)不確定項(xiàng)；f (X) e R\ gl (χ) e RnxIn e RnXm是狀態(tài)χ的平 滑函數(shù)。通過(guò)推導(dǎo)得出含有不確定的NGPC表達(dá)式為u(t) = -(G1 (X)Y1 CF(JC) + KMp -y[f](t) + H(x)A) = u-(Gl(χ))'1 H(x)A，其中， 是標(biāo)稱NGPC，即不包含不確定的系統(tǒng)控制律，-(G1 (χ)F1H(X) Δ是相對(duì)于動(dòng) 態(tài)不確定的控制律^UhF(X)和H(X)都是有關(guān)系統(tǒng)參數(shù)的已知矩陣；ΜΡ是有關(guān)系統(tǒng)輸出 誤差的矩陣，它是需要實(shí)時(shí)從系統(tǒng)中檢測(cè)的；K是需要設(shè)計(jì)的矩陣。步驟(3)和(4)中BRFLN的輸入經(jīng)過(guò)B樣條基函數(shù)來(lái)擴(kuò)展輸入變量的模態(tài)；所述網(wǎng)絡(luò)不含隱含層；所述網(wǎng)絡(luò)輸出延時(shí)反饋到聯(lián)系節(jié)點(diǎn)單元，聯(lián)系節(jié)點(diǎn)單元經(jīng)過(guò)延時(shí)自反饋。根據(jù)所述NHV的快、慢回路姿態(tài)非線性方程
權(quán)利要求
一種近空間高超聲速飛行器非線性自適應(yīng)控制方法，其特征在于，包括以下步驟(1)針對(duì)仿射非線性方程描述的被控對(duì)象，得到存在動(dòng)態(tài)不確定和干擾的非線性廣義預(yù)測(cè)控制律(NGPC)形式u(t)，所述控制律中包含標(biāo)稱NGPC和動(dòng)態(tài)不確定項(xiàng)；(2)針對(duì)近空間高超聲速飛行器(NHV)姿態(tài)快回路和慢回路的兩組仿射非線性方程，按照步驟(1)所述的控制律形式分別設(shè)計(jì)快回路NGPC和慢回路NGPC，快回路NGPC包含快回路標(biāo)稱NGPC和快回路動(dòng)態(tài)不確定項(xiàng)，慢回路NGPC包含慢回路標(biāo)稱NGPC和慢回路動(dòng)態(tài)不確定項(xiàng)；(3)設(shè)計(jì)快回路B樣條遞歸泛函連接網(wǎng)絡(luò)(BRFLN)權(quán)值自適應(yīng)律和快回路魯棒增益自適應(yīng)律，將計(jì)算得到的快回路BRFLN的控制輸出和魯棒項(xiàng)控制輸出之和代替步驟(2)得到的快回路動(dòng)態(tài)不確定項(xiàng)，并與快回路標(biāo)稱NGPC相加得到快回路總控制律；(4)設(shè)計(jì)慢回路B樣條遞歸泛函連接網(wǎng)絡(luò)(BRFLN)權(quán)值自適應(yīng)律和慢回路魯棒增益自適應(yīng)律，將計(jì)算得到的慢回路BRFLN的控制輸出和魯棒項(xiàng)控制輸出之和代替步驟(2)得到的慢回路動(dòng)態(tài)不確定項(xiàng)，并與慢回路標(biāo)稱NGPC相加得到慢回路總控制律；(5)將步驟(4)得到的慢回路總控制律代入到步驟(3)得到的快回路總控制律中，能夠得到用于控制NHV的舵面控制力矩；(6)經(jīng)過(guò)控制分配計(jì)算，最終得到用于控制NHV姿態(tài)的氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)量。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的近空間高超聲速飛行器非線性自適應(yīng)控制方法，其特征在 于所述步驟(1)針對(duì)一般被控對(duì)象的仿射非線性方程描述如下x(t) = /(χ(0) + g (χ(ΟΜΟ+g2 (^(Ο)Δ9y(t) =h(x(t))其中，χ e Rn、u e Rm和y e Rm分別是系統(tǒng)的狀態(tài)向量、控制向量和輸出向量，& Δ e Rn 代表總的動(dòng)態(tài)不確定項(xiàng)；f (χ) e R\gl(x) e Rnxn 和g2(x) e Rnxm是狀態(tài)χ的平滑函數(shù)；通 過(guò)推導(dǎo)得出含有不確定的NGPC表達(dá)式為u(t) = -(G1 (X)T1 (F(x) + KMp -y[rp](t) + H(x)A) = u-(Gr(χ))"1 開(kāi)(λ:)Δ，其中，S是標(biāo)稱NGPC，即不包含不確定的系統(tǒng)控制律，-(G1 (χ)F1H(X) Δ是相對(duì)于動(dòng)態(tài)不 確定的控制律^UhF(X)和H(X)都是有關(guān)系統(tǒng)參數(shù)的已知矩陣；ΜΡ是有關(guān)系統(tǒng)輸出誤差 的矩陣，它是需要實(shí)時(shí)檢測(cè)的；K是需要設(shè)計(jì)的矩陣。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的近空間高超聲速飛行器非線性自適應(yīng)控制方法，其特征在 于所述步驟(3)和(4)中BRFLN的輸入經(jīng)過(guò)B樣條基函數(shù)來(lái)擴(kuò)展輸入變量的模態(tài)；所述網(wǎng) 絡(luò)不含隱含層；所述網(wǎng)絡(luò)輸出延時(shí)反饋到聯(lián)系節(jié)點(diǎn)單元，聯(lián)系節(jié)點(diǎn)單元經(jīng)過(guò)延時(shí)自反饋。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的近空間高超聲速飛行器非線性自適應(yīng)控制方法，其特征在 于根據(jù)所述NHV的快、慢回路姿態(tài)非線性方程為
T* Ω = [α，β，μ ]Τ為快回路角速率向量和慢回路姿態(tài)角向量，Mc = gf, δ δ c是舵面控制力矩，gf, δ是控制分配矩陣，δ e = [ δ e，δ a，δ Jt是氣動(dòng)舵面 偏轉(zhuǎn)角，它是姿態(tài)的最終控制變量；Af和分別是快回路和慢回路動(dòng)態(tài)不確定項(xiàng)。ff、gf、 仁和&是有關(guān)ω、Ω和飛行器氣動(dòng)參數(shù)等物理量的函數(shù)。Sfg；^/}+!^,-電)是快 回路標(biāo)稱NGPC律，=^1Marf和 =^1M,分別是快回路BRFLN自適應(yīng)控制項(xiàng)和魯棒控制 項(xiàng)；同理&、Usad和Us,分別是慢回路標(biāo)稱NGPC律、慢回路BRFLN自適應(yīng)控制項(xiàng)和魯棒控制 項(xiàng)；ef和es為快回路和慢回路輸出誤差，Ω。是姿態(tài)角給定值。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的近空間高超聲速飛行器非線性自適應(yīng)控制方法，其特征在 于步驟(3)中，應(yīng)用李亞普諾夫穩(wěn)定性理論推導(dǎo)快回路BRFLN權(quán)值自適應(yīng)律和魯棒增益自 適應(yīng)律如下Mad = p(Wj0) Mr = ψ -af/ δ)，rf = Pfef ⑴，σ;=(14+ιμιχ + Φ ν μι+ι，Wf = rw {Φ ρ ·- KwWf) yf 二 (σ>/Τ tanhK7/ ‘約-ic^f) ’其中，1>和0·；·是中間變量，表達(dá)式^和一,分別是快回路權(quán)值自適應(yīng)律和快回路 魯棒增益自適應(yīng)律，ef = ω-ω。是BRFLN的輸入向量，也是魯棒控制項(xiàng)的輸入向量; P ‘ □ P ‘ (wTo)，δ、Κ 、是正的設(shè)計(jì)常數(shù)，Pf* rw是正定設(shè)計(jì)矩陣。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的近空間高超聲速飛行器非線性自適應(yīng)控制方法，其特征在 于步驟⑷中，應(yīng)用李亞普諾夫穩(wěn)定性理論推導(dǎo)慢回路BRFLN權(quán)值自適應(yīng)律和魯棒增益自 適應(yīng)律如下<aad = PiWjO) Mr = ψ$.σ: tanh(a>s /Ss),rs = PsEs (t), σ； = (||ι·, I1 + ' WjOr] || + \\φνρ ·||) / |ι·41| +1,Ws = FwXOrJpx-KivsWs) ,Ws = \s (σ>/ tanh(CT>s’其中，rs和σ:是中間變量，表達(dá)式和穴分別是慢回路權(quán)值自適應(yīng)律和慢回路魯棒增 益自適應(yīng)律；Ss、KWs、λ vs和Kvs是正的設(shè)計(jì)常數(shù)，Ps和rWs是正定設(shè)計(jì)矩陣。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的近空間高超聲速飛行器非線性自適應(yīng)控制方法，其特征在 于慢回路BRFLN的輸入與慢回路魯棒控制項(xiàng)的輸入是向量Es，慢回路的輸出誤差為es = Ω-Ω。，此誤差經(jīng)過(guò)比例微分(PD)校正后的量即為盡=、。+、之。
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種近空間高超聲速飛行器(NHV)非線性自適應(yīng)控制方法，屬于航空航天技術(shù)領(lǐng)域的飛行控制方法。該控制方法主要由三個(gè)控制律部分組成，包括標(biāo)稱非線性廣義預(yù)測(cè)控制律(NGPC)，B樣條遞歸泛函連接網(wǎng)絡(luò)(BRFLN)自適應(yīng)控制律，增益自適應(yīng)調(diào)整的魯棒控制律。本發(fā)明兼顧了NGPC方法的簡(jiǎn)便性與BRFLN學(xué)習(xí)動(dòng)態(tài)不確定的有效性，針對(duì)NHV飛行過(guò)程中姿態(tài)系統(tǒng)存在的不可測(cè)量的動(dòng)態(tài)不確定和快變干擾，學(xué)習(xí)效果良好，實(shí)現(xiàn)了對(duì)姿態(tài)角的非線性精確控制。
文檔編號(hào)G05D1/08GK101937233SQ20101025014
公開(kāi)日2011年1月5日 申請(qǐng)日期2010年8月10日 優(yōu)先權(quán)日2010年8月10日
發(fā)明者吳慶憲, 姜長(zhǎng)生, 王宇飛, 王玉惠, 都延麗, 陳謀 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)