本發(fā)明屬于飛行器控制技術領域，涉及一種基于模糊變結構的超聲速飛行器過載指令快速跟蹤方法。

背景技術：

高超聲速飛行器的控制問題在世界各軍事強國中引起了廣泛的關注，尤其是隨著超聲速導彈、飛機、高超聲速導彈、運載器的發(fā)展，其軍事應用價值吸引了各軍事強國投入大量的人力物力開展研究。而過載控制則是在很多對機動性要求的空空導彈中早有應用，當然相對來說，姿態(tài)控制體系的發(fā)展更為成熟，應用也更為廣泛。而在飛行器控制算法上，PID控制無疑是應用最為廣泛的算法之一，但隨著飛行器速度與外形越來越復雜，很多時候PID控制設計方法已無法滿足其設計要求，或者算法穩(wěn)定裕度不足，或者算法過于保守使得快速性不好。因此越來越多的學者嘗試采用非線性控制方法甚至智能控制方法來改善高超聲速飛行器的控制系統(tǒng)設計。變結構控制無疑是眾多非線性控制算法中最具有發(fā)展前景的方法之一，而模糊控制作為智能控制方法之一，也由于其良好的物理意義而廣泛應用于工業(yè)控制之中。

超聲速飛行器的過載控制在很多對機動性要求比較高的空空導彈中早有應用，但其控制難點在于非最小相位特性使得傳統(tǒng)的PID控制在某些特征點難以保證系統(tǒng)穩(wěn)定。

技術實現(xiàn)要素：

為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種基于模糊變結構的超聲速飛行器過載指令快速跟蹤方法，實現(xiàn)了對給定過載信號的快速跟蹤，保證超聲速飛行器俯仰通道過載控制的穩(wěn)定性。

本發(fā)明所采用的技術方案是，基于模糊變結構的超聲速飛行器過載指令快速跟蹤方法，按照以下步驟實施：

步驟1，測量飛行器縱向過載誤差、俯仰角速度與俯仰角加速度；

步驟2，采用縱向過載誤差信號，設計過載、角加速度與角速度混合的滑模面信號s；

步驟3，針對滑模面信號s構造非線性滑模控制量δ_z；

步驟4，構造模糊系統(tǒng)，建立控制律增益與參數(shù)的模糊調(diào)整規(guī)則；

步驟5，飛行器俯仰通道過載控制的建模與數(shù)字仿真模擬；

步驟6，將步驟1-4所得到的結果，輸入步驟5建立的超聲速飛行器俯仰通道簡化模型，通過選取合適的滑模面參數(shù)、模糊系統(tǒng)參數(shù)、控制增益參數(shù)，并觀察輸出曲線，從而確定最終的基于模糊變結構的超聲速飛行器過載指令跟蹤控制器參數(shù)，使得整個飛行器俯仰通道過載控制器具有滿意的穩(wěn)定性與響應速度。

進一步的，所述步驟1，按照以下步驟進行：將加速度計、俯仰角速率陀螺儀、角加速度計安裝在飛行器器體上，其中采用加速度計測量飛行器的縱向過載，記為n_y，采用俯仰角速率陀螺儀測量飛行器俯仰角速度，記為ω_z，采用角加速度器測量飛行器俯仰角加速度，記為將縱向過載值n_y與飛行器縱向過載指令進行比較，得到縱向過載誤差，記作e，其滿足

進一步的，所述步驟2，設計的滑模面信號s為：

其中c₀、c₁、c₂、c₃、c₄、c₅與c₆為待設計的正參數(shù)，c₀、c₁、c₂、c₃、c₄、c₅與c₆為滑模面參數(shù)，均為增益，需要在后面設計中進行選定與調(diào)整，t為時間，∫edt為對e的積分。

進一步的，所述步驟3，構造的非線性滑模控制量δ_z為：

其中ε、ε₁、k₁、k₂、k₃、k₄為待設計的正參數(shù)，ε、ε₁、k₁、k₂、k₃、k₄為控制量參數(shù)，k₁、k₂、k₃、k₄為增益，需要在后面設計中進行選定與調(diào)整，ε、ε₁為柔化系數(shù)，用于減弱系統(tǒng)顫振。

進一步的，所述步驟4具體按照以下步驟進行：

首先，以e為模糊系統(tǒng)的輸入，滑?？刂浦性鲆鎘₂為模糊系統(tǒng)的輸出，建立輸入輸出變量的隸屬度函數(shù)，用如下數(shù)學表達式描述：

選取d₁＝3，認為過載誤差e屬于‘PB’即‘正大’的范圍，其隸屬概率函數(shù)p₅為

認為誤差e屬于‘PM’即‘正中’的范圍，其隸屬概率函數(shù)p₄為

認為誤差e屬于‘ZO’即‘幾乎為零’的范圍，其隸屬概率函數(shù)p₃為

認為誤差e屬于‘NM’即‘負中’的范圍，其隸屬概率函數(shù)p₂為

認為誤差e屬于‘NB’即‘負大’的范圍，其隸屬概率函數(shù)p₁為

系統(tǒng)輸入輸出的模糊集分別定義如下：

e＝{NB NM ZO PM PB}

dk₂＝{NB NM ZO PM PB}

其中，NB為誤差“負大”的范圍，NM為誤差“負中”的范圍，ZO為誤差“幾乎為零”的范圍，PM為誤差“正中”的范圍，PB為過載誤差“正大”的范圍，dk₂為增益k₂的變化量；

其次，建立模糊調(diào)整的基本原則為：|e|越大，則飛行器控制量u應當越大，從而dk₂也應當越大；

設計模糊規(guī)則庫如下：

R1：IF eis PB Then dk₂is PB

R2：IF eis PM Then dk₂is PM

R3：IF eis ZO Then dk₂is ZO

R4：IF eis NM Then dk₂is PM

R5：IF eis NB Then dk₂is PB

并設計規(guī)則矩陣如下：

最后，采用Matlab軟件的newfis('smc_fz_2')函數(shù)生成模糊系統(tǒng)，再采用addrule函數(shù)將上述規(guī)則矩陣加入模糊系統(tǒng)，然后利用函數(shù)a1＝setfis(a1,'DefuzzMethod','centroid')設置采用centroid方法反模糊化，使用evalfis(abs(e),a1)函數(shù)，反解模糊滑?？刂频脑鲆嬲{(diào)節(jié)規(guī)律，得到dk₂；

k₂＝k₂₀+dk₂

其中，k₂₀為增益k₂的初始值；

采用同一模糊系統(tǒng)，對參數(shù)c₁進行調(diào)節(jié)，調(diào)節(jié)規(guī)律如下

c₁＝c₁₀+0.05*dk2

其中，c₁₀的含義是參數(shù)c₁的初始值；

采用如下Matlab程序實現(xiàn)c₁的調(diào)節(jié)：c₁＝c₁₀+0.05*evalfis(abs(e),a1)。

本發(fā)明的有益效果是，本發(fā)明綜合運用了變結構控制與模糊控制的優(yōu)點，提出了一類復雜的非線性模糊變結構控制策略，較之傳統(tǒng)的PID控制方法，使得過載跟蹤的響應速度較快，具有很好的穩(wěn)定性，同時系統(tǒng)震蕩因模糊策略的引入而消弱，而使得其顫振問題得到了很好的抑制。因此本發(fā)明不僅在理論上具有很強的創(chuàng)新性，而且由于模糊控制的引入，使得其在工程上也具有很好的實用性，也推動了高超聲速飛行器的智能控制技術向前進一步發(fā)展。

附圖說明

為了更清楚地說明本發(fā)明實施例或現(xiàn)有技術中的技術方案，下面將對實施例或現(xiàn)有技術描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)明的一些實施例，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。

圖1是本發(fā)明提供的一種基于模糊變結構的超聲速飛行器過載指令快速跟蹤方法原理框圖。

圖2是本發(fā)明實施例所提供方法的超聲速飛行器過載響應曲線。

圖3是本發(fā)明實施例提供方法的超聲速飛行器攻角曲線。

圖4是本發(fā)明實施例提供方法的超聲速飛行器舵偏角曲線。

圖5是本發(fā)明實施例提供方法的超聲速飛行器角速度曲線。

圖6是本發(fā)明實施例提供方法的超聲速飛行器角加速度曲線。

圖7是本發(fā)明實施例提供方法的超聲速飛行器滑模面曲線。

圖8是本發(fā)明實施例提供方法的超聲速飛行器增益模糊調(diào)節(jié)曲線。

圖9是本發(fā)明實施例提供方法的誤差e的隸屬度函數(shù)。

圖10是發(fā)明實施例提供方法的增益k₂變化量的隸屬度函數(shù)。

具體實施方式

下面將結合本發(fā)明實施例中，對本發(fā)明實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例?；诒景l(fā)明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。

本發(fā)明首先采用線加速度計、陀螺儀與角加速度計對超聲速飛行器的縱向過載、俯仰角速度、俯仰角加速度進行測量，與期望的過載指令信號進行反饋與比較得到過載誤差信號，其次通過過載誤差信號與角速度以及角加速度的測量信號構造一類復雜非線性滑模面，然后針對誤差信號與滑模面，設計模糊滑?？刂坡伞＝⒛：到y(tǒng)，按照誤差絕對值越大控制增益越大的原則建立模糊規(guī)則庫與規(guī)則矩陣，最后采用反模糊化方法解算出滑?？刂频脑鲆妫瑫r利用該模糊系統(tǒng)對滑模面參數(shù)進行模糊調(diào)節(jié)。最終實現(xiàn)對給定過載信號的快速跟蹤，保證超聲速飛行器俯仰通道過載控制的穩(wěn)定性。原理圖如圖1所示。

步驟一：測量飛行器縱向過載、俯仰姿態(tài)角速度與俯仰姿態(tài)角速度。

將加速度計、俯仰角速率陀螺儀、角加速度計安裝在飛行器器體上，其中采用加速度計測量飛行器的縱向過載，記為n_y，采用俯仰角速率陀螺儀測量飛行器俯仰角速度，記為ω_z，采用角加速度器測量飛行器俯仰角加速度，記為

將縱向過載值n_y與飛行器縱向過載指令進行比較，得到縱向過載誤差，記作e，其滿足

步驟二：采用上述過載誤差信號，設計一類復雜的過載、角加速度與角速度混合滑模面信號s，

其中c₀、c₁、c₂、c₃、c₄、c₅與c₆為待設計的正參數(shù)。c₀、c₁、c₂、c₃、c₄、c₅與c₆為滑模面參數(shù)，均為增益，需要在后面設計中進行選定與調(diào)整。

t為時間，∫edt為對誤差信號e積分。

步驟三：針對上述滑模面信號，構造非線性滑?？刂屏喀?sub>z如下：

其中ε、ε₁、k₁、k₂、k₃、k₄為待設計的正參數(shù)。ε、ε₁、k₁、k₂、k₃、k₄為控制量參數(shù)，k₁、k₂、k₃、k₄為增益，需要在后面設計中進行選定與調(diào)整。ε、ε₁為柔化系數(shù)，用于減弱系統(tǒng)顫振。

步驟四：構造模糊系統(tǒng)，建立上述控制律增益與參數(shù)的模糊調(diào)整規(guī)則：

首先，以過載誤差e為模糊系統(tǒng)的輸入，滑?？刂浦性鲆鎘₂為模糊系統(tǒng)的輸出，建立輸入輸出變量的隸屬度函數(shù)，該隸屬度函數(shù)就是圖9所描述，可用如下數(shù)學表達式描述：

選取d₁＝3，認為過載誤差e屬于‘PB’即‘正大’的范圍，其隸屬概率函數(shù)p₅為

認為誤差e屬于‘PM’即‘正中’的范圍，其隸屬概率函數(shù)p₄為

認為誤差e屬于‘ZO’即‘幾乎為零’的范圍，其隸屬概率函數(shù)p₃為

認為誤差e屬于‘NM’即‘負中’的范圍，其隸屬概率函數(shù)p₂為

認為誤差e屬于‘NB’即‘負大’的范圍，其隸屬概率函數(shù)p₁為

屬于模糊控制中的基本函數(shù)與概念。

系統(tǒng)輸入輸出的模糊集分別定義如下：

e＝{NB NM ZO PM PB}

dk₂＝{NB NM ZO PM PB}

其中，NB為誤差“負大”的范圍，NM為誤差“負中”的范圍，ZO為誤差“幾乎為零”的范圍，PM為誤差“正中”的范圍，PB為過載誤差“正大”的范圍。

上式中e為過載誤差；dk₂為增益k₂的變化量。

如圖9，PB為過載誤差‘正大’的范圍，如圖所示，大約為3至9為正大的范圍，概率隨著誤差的增大而增大至1，當過載誤差大于9時，認為過載誤差屬于正大的概率為100％。PM為誤差‘正中’的范圍，ZO為誤差‘幾乎為零’的范圍，NB為誤差‘負大’的范圍，NM為誤差‘負中’的范圍，其具體范圍與概率分布見圖中所示。

如圖10所示，PB為增益dk₂‘正大’的范圍，大約為0.1至0.3為正大的范圍，概率隨著誤差的增大而增大至1，當增益大于0.3時，認為增益屬于正大的概率為100％。PM為增益‘正中’的范圍，ZO為增益‘幾乎為零’的范圍，NB為增益‘負大’的范圍，NM為增益‘負中’的范圍，其具體范圍與概率分布見圖中所示。

其次，建立模糊調(diào)整的基本原則為：|e|越大，則飛行器控制量u應當越大，從而dk₂也應當越大。

設計模糊規(guī)則庫如下：

R1：IF eis PB Then dk₂is PB

R2：IF eis PM Then dk₂is PM

R3：IF eis ZO Then dk₂is ZO

R4：IF eis NM Then dk₂is PM

R5：IF eis NB Then dk₂is PB

并設計規(guī)則矩陣如下：

最后，采用Matlab軟件的newfis('smc_fz_2')函數(shù)生成模糊系統(tǒng)，再采用addrule函數(shù)將上述規(guī)則矩陣加入模糊系統(tǒng)，然后利用函數(shù)a1＝setfis(a1,'DefuzzMethod','centroid')設置采用centroid方法反模糊化，使用evalfis(abs(e),a1)函數(shù)，反解模糊滑?？刂频脑鲆嬲{(diào)節(jié)規(guī)律，得到dk₂；

k₂＝k₂₀+dk₂

k₂₀為增益k₂的初始值。

采用同一模糊系統(tǒng)，對參數(shù)c₁進行調(diào)節(jié)，調(diào)節(jié)規(guī)律如下

c₁＝c₁₀+0.05*dk2

c₁₀的含義是參數(shù)c₁的初始值。

采用如下Matlab程序實現(xiàn)c₁的調(diào)節(jié)：c₁＝c₁₀+0.05*evalfis(abs(e),a1)。

為了確保上述步驟一至步驟四中控制器參數(shù)選取合理，可用通過計算機數(shù)字仿真的手段進行編程模擬，從而驗證本發(fā)明控制方法的正確性與合理性，以方便進行參數(shù)調(diào)整。

步驟五：飛行器俯仰通道過載控制的建模與數(shù)字仿真模擬

以一類超音速飛行器俯仰通道過載控制的簡化數(shù)學模型為例，進行數(shù)字仿真分析，以驗證本發(fā)明提供的控制方法的正確性、有效性與合理性。某類超聲速飛行器俯仰通道的簡化線性模型可以采用如下微分方程來近似描述：

其中α為飛行器俯仰通道攻角。n_y、ω_z與的定義見前文，δ_z為飛行器俯仰舵偏角(本文是使得該舵偏角按照前面采用非線性滑?？刂圃O計的規(guī)律來變化，就可以實現(xiàn)攻角跟蹤的控制總目的，因此此處δ_z為飛行器俯仰舵偏角；但具體到本專利方法，又稱其為非線性滑模控制律)。a₂₄、a₂₅、a₂₂、a₃₅、a₃₄為飛行器的俯仰通道氣動參數(shù)標稱值，為風洞實驗測量所得。v為飛行速度，g為重力加速度。

的含義是攻角的導數(shù)。

步驟六：將步驟一至步驟四所得的控制器，輸入步驟五所建立的超聲速飛行器俯仰通道簡化模型，通過選取合適的滑模面參數(shù)、模糊系統(tǒng)參數(shù)、控制增益參數(shù)，并觀察輸出曲線，從而確定最終的基于模糊變結構的超聲速飛行器過載指令跟蹤控制器參數(shù)，使得整個飛行器俯仰通道過載控制器具有令人滿意的穩(wěn)定性與響應速度。

案例實施與計算機仿真模擬結果分析：

選取超聲速飛行器俯仰通道的氣動參數(shù)如下所示：

a₂₅＝-167.87，a₃₅＝-0.243，a₂₄＝-193.65，a₂₂＝-2.876，a₃₄＝1.584，v＝680.81，g＝9.810，設置期望的過載指令值為

選取滑模面參數(shù)為參數(shù)c₀＝0.02，c₁₀＝0.08，c₁＝c₁₀+0.05*dk2，c₂＝-0.4，c₃＝0.005，c₄＝0.005，c₅＝0.002，c₆＝-0.02。

設計控制增益參數(shù)為ε＝0.5、ε₁＝0.2、k₁＝-0.1、k₂₀＝-0.5、k₂＝k₂₀+dk2、k₃＝-0.05、k₄＝-0.2，系統(tǒng)初始狀態(tài)均為0。將步驟三與步驟四所得到的控制器代入步驟五所示的簡化模型進行仿真，得到仿真結果圖2至圖8所示。

由圖2可以看出，采用本專利所示方法，超聲速飛行器的過載跟蹤響應速度非?？?，上升時間大約為0.25s作用，穩(wěn)態(tài)誤差比較小。圖3為超聲速飛行器攻角曲線，由圖可看成全程攻角均小于6度，滿足工程小攻角要求，圖4為超聲速飛行器舵偏角曲線，全程遠小于30度，未進入飽和區(qū)，故滿足工程需求，圖5與圖6為超聲速飛行器角速度曲線與角加速度曲線，由圖可看出全程角速度變化比較平穩(wěn)，無抖動與顫振。圖7為模糊滑模控制中的滑模面曲線，由圖可看出受滑模面參數(shù)模糊調(diào)節(jié)的影響，滑模面并沒有完全收斂到0，但并不影響過載控制精度。圖8為增益根據(jù)誤差模糊調(diào)節(jié)的變化曲線，圖8中可以看出增益隨著誤差的變化而模糊變化。

從以上案例仿真結果可以看出，本發(fā)明提供的基于模糊變結構的飛行器過載指令快速跟蹤方法在原理上是完全正確與可行的，能夠準確地對飛行器給定期望過載指令進行穩(wěn)定跟蹤，實現(xiàn)超音速飛行器俯仰通道的穩(wěn)定控制。同時由于非線性滑模面的設計，與模糊參數(shù)調(diào)節(jié)的引入，使得系統(tǒng)具有很好的快速性，而模糊算法的引入又能較好地消除滑?？刂埔鸬念澱駟栴}。因此，本發(fā)明所提供的算法具有良好的穩(wěn)定性與動態(tài)性能，不僅具有理論創(chuàng)新性，而且具有很高的工程實用價值。

以上所述僅為本發(fā)明的較佳實施例而已，并非用于限定本發(fā)明的保護范圍。凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)所作的任何修改、等同替換、改進等，均包含在本發(fā)明的保護范圍內(nèi)。