可變翼高超聲速飛行器智能非線性控制系統(tǒng)的制作方法
【專(zhuān)利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種可變翼高超聲速飛行器智能非線性控制系統(tǒng)，屬于航空航宇推進(jìn)控制技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明針對(duì)可變翼高超聲速飛行器的外環(huán)穩(wěn)定跟蹤控制問(wèn)題，并考慮可變翼結(jié)構(gòu)對(duì)建模的影響、模型參數(shù)不確定和外界未知干擾對(duì)跟蹤控制性能的影響，根據(jù)飛行器的狀態(tài)變量特性將控制系統(tǒng)劃分為三個(gè)子系統(tǒng)，利用Backstepping方法依次求取控制信號(hào)，并采用RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對(duì)未知干擾進(jìn)行逼近，保證控制器的魯棒性能。進(jìn)一步地，本發(fā)明還針對(duì)虛擬控制信號(hào)求導(dǎo)困難和微分膨脹的問(wèn)題，加入動(dòng)態(tài)面控制思想進(jìn)行改進(jìn)。本發(fā)明可以保證閉環(huán)系統(tǒng)的全局穩(wěn)定，并且使系統(tǒng)擁有良好的跟蹤性能和魯棒性能。
【專(zhuān)利說(shuō)明】
可變翼高超聲速飛行器智能非線性控制系統(tǒng)
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及飛行器控制系統(tǒng)，尤其涉及一種可變翼高超聲速飛行器智能非線性控 制系統(tǒng)，屬于航空航宇推進(jìn)控制技術(shù)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 高超聲速飛行器所采用的推進(jìn)動(dòng)力是無(wú)需自帶氧化劑的超聲速燃燒沖壓式發(fā)動(dòng) 機(jī)，氣動(dòng)布局為機(jī)體/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)。高超聲速飛行器的彈性機(jī)體與飛行推進(jìn)系統(tǒng)之間 存在很強(qiáng)的耦合性，飛行器模型的非線性特性十分嚴(yán)重，飛行過(guò)程具有快速時(shí)變性，高超聲 速飛行器的氣動(dòng)特性變化劇烈，各種不確定性嚴(yán)重，傳統(tǒng)的經(jīng)典控制方法無(wú)法很好地滿足 飛行控制系統(tǒng)穩(wěn)定性和強(qiáng)魯棒性的性能要求。因此要保證飛行控制系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性，魯棒性 和穩(wěn)定性，對(duì)響應(yīng)速度和控制精度提出了更高的要求，這極大地推動(dòng)了先進(jìn)的控制方法和 控制理論關(guān)鍵技術(shù)的發(fā)展。
[0003] 可變翼高超聲速飛行器是具有可伸縮小翼的高超聲速飛行器，是為了解決起飛爬 升段升力不足、升阻比過(guò)小，滿足飛行速度和飛行高度包絡(luò)范圍大的特點(diǎn)而設(shè)計(jì)的一種可 變翼飛行器?？勺円砀叱曀亠w行器兼具高超聲速飛行器與可變翼飛行器的特點(diǎn)，可以用 于高空高速飛行，可變翼的特點(diǎn)可以使飛行器根據(jù)不同的飛行環(huán)境和飛行狀態(tài)選擇伸出或 是收回小翼，一般在低速飛行時(shí)伸出小翼，提高升力，在高速飛行時(shí)，收回小翼以減小阻力， 減小燃油消耗。
[0004] 可變翼高超聲速飛行器所處的飛行環(huán)境、自身復(fù)雜多變的氣動(dòng)特性對(duì)飛行控制系 統(tǒng)的設(shè)計(jì)帶來(lái)了很多技術(shù)上的難點(diǎn)。第一，飛行控制系統(tǒng)必須滿足穩(wěn)定性要求。大跨度飛行 包絡(luò)，嚴(yán)重的外界干擾，彈性形變、高溫和低密度流效應(yīng)等因素會(huì)嚴(yán)重影響系統(tǒng)的穩(wěn)定性。 第二，飛行控制系統(tǒng)必須滿足魯棒性要求。在高動(dòng)壓、高速環(huán)境下，各種外界干擾和內(nèi)部參 數(shù)變化要求飛行控制系統(tǒng)必須具有較強(qiáng)的魯棒性。飛行器的所處大氣環(huán)境復(fù)雜，使得飛行 器異常敏感，時(shí)變性強(qiáng)，很容易產(chǎn)生基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)失真和參數(shù)不確定性;第三，強(qiáng)耦合和非線性 特點(diǎn)要求系統(tǒng)的協(xié)調(diào)控制?？勺円砀叱曀亠w行器多采用乘波體或升力體氣動(dòng)布局以保證 機(jī)動(dòng)飛行的大迎角姿態(tài)，采用機(jī)體/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)可以保證高速飛行時(shí)不解體。第四， 實(shí)時(shí)性要求。在高速飛行時(shí)，飛行參數(shù)具有激烈快時(shí)變的特征，而氣動(dòng)舵面的控制效果反而 銳減，系統(tǒng)反應(yīng)時(shí)間加長(zhǎng)，會(huì)出現(xiàn)控制延時(shí)問(wèn)題。在控制器設(shè)計(jì)時(shí)要充分考慮機(jī)翼變形的實(shí) 時(shí)性，控制算法的復(fù)雜度，要避免控制參數(shù)過(guò)多，提高算法的運(yùn)行速度。第五，要滿足約束條 件。飛行控制系統(tǒng)在保證控制精度的同時(shí)，還要滿足一些約束條件，例如執(zhí)行機(jī)構(gòu)的飽和約 束、迎角和側(cè)滑角約束，在爬升和再入返回段的熱流約束、為保證機(jī)體結(jié)構(gòu)強(qiáng)度而設(shè)置的動(dòng) 壓約束和過(guò)載約束等。
[0005] 增益預(yù)置控制方法在控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用比較成熟并取得了一定的成果，當(dāng)非 線性系統(tǒng)變化范圍較大時(shí)，采用這種方法需要設(shè)計(jì)多個(gè)平衡點(diǎn)，整個(gè)控制器的穩(wěn)定性難以 得到保證。在高超聲速飛行器大迎角和高機(jī)動(dòng)狀態(tài)下，飛行狀態(tài)呈現(xiàn)強(qiáng)非線性和高耦合性， 增益預(yù)置方法無(wú)法滿足性能指標(biāo)的要求。
[0006] 動(dòng)態(tài)逆控制方法通過(guò)被控對(duì)象非線性耦合特性的準(zhǔn)確建模，在線構(gòu)成非線性耦合 時(shí)變控制器，以抵消對(duì)象的非線性耦合時(shí)變特性，使系統(tǒng)成為偽線性系統(tǒng)。但是動(dòng)態(tài)逆方法 對(duì)建模誤差敏感，且通常情況下，非線性系統(tǒng)精確建模非常困難，一旦建模與實(shí)際系統(tǒng)有差 另IJ，非線性耦合特性的對(duì)消就會(huì)有影響，導(dǎo)致控制性能的惡化，不能保證魯棒性。
[0007] 滑?？刂品椒ㄍㄟ^(guò)設(shè)計(jì)不連續(xù)的控制器，迫使系統(tǒng)產(chǎn)生滑動(dòng)運(yùn)動(dòng)模態(tài)，一旦系統(tǒng) 進(jìn)行滑動(dòng)模態(tài)，系統(tǒng)將對(duì)不確定性和干擾具有完全不變性。然而，實(shí)際系統(tǒng)由于切換裝置不 可避免地存在慣性，變結(jié)構(gòu)系統(tǒng)在不同的控制邏輯中來(lái)回切換將導(dǎo)致實(shí)際滑動(dòng)模態(tài)不是準(zhǔn) 確地發(fā)生在切換面上，容易引起系統(tǒng)的劇烈抖動(dòng)，不能保證系統(tǒng)的魯棒性。
[0008] 綜上可知，對(duì)于可變翼高超聲速飛行器而言，由于其自身所存在的強(qiáng)非線性以及 飛行環(huán)境下的不確定外部擾動(dòng)，上述現(xiàn)有控制技術(shù)均難以達(dá)到較好的控制效果。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0009] 本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題在于克服現(xiàn)有技術(shù)不足，提供一種可變翼高超聲速飛 行器智能非線性控制系統(tǒng)，可有效解決可變翼高超聲速飛行器在強(qiáng)非線性特性和不確定外 部擾動(dòng)下的飛行控制問(wèn)題。
[0010] 本發(fā)明具體采用以下技術(shù)方案解決上述技術(shù)問(wèn)題：
[0011] -種可變翼高超聲速飛行器智能非線性控制系統(tǒng)，用于生成可變翼高超聲速飛行 器
[0012] 的控制輸入量U，以保證可變翼高超聲速飛行器飛行速度V、飛行高度H能快速跟蹤 到輸入的飛行速度參考值Vr、飛行高度參考值H r;所述控制系統(tǒng)利用
[0013] Backstepping方法設(shè)計(jì)而成，具體包括依次串聯(lián)的第一~第三控制子系統(tǒng)以及與 第一~第三控制子系統(tǒng)一一對(duì)應(yīng)的第一~第三神經(jīng)網(wǎng)絡(luò);其中，
[0014] 第一控制子系統(tǒng)控制律具體如下：
[0015] I·1! = -^1Z1 - θ^ζχ (.T1, , σ,) + V1.
[0016]式中，V1為第一控制子系統(tǒng)的輸出；Zi為第一控制子系統(tǒng)的跟蹤誤差;ki為預(yù)設(shè)系 數(shù);九為參考指令.V,. =R (/)/),.⑴]7'的一階導(dǎo)數(shù);Wxi，W1)表示第一神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在輸入 = 17柯下的輸出；θυι、σι分別為第一神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的權(quán)重、中心和寬度；
[0017] 第二控制子系統(tǒng)控制律具體如下：
[0018] V2 = -!<-θ,' ζ. {-V,. )-Z1+ fj
[0019]式中，V2為第二控制子系統(tǒng)的輸出；Z2、Z1分別為第二、第一控制子系統(tǒng)的跟蹤誤 差;k2為預(yù)設(shè)系數(shù);么為第一控制子系統(tǒng)的輸出V1的一階導(dǎo)數(shù);θ2Τζ 2(Χ2，μ2,〇2)表示第二神經(jīng) 網(wǎng)絡(luò)在輸入·％ 右T下的輸出；θ2、μ2、〇2分別為第二神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的權(quán)重、中心和寬度；
[0020]第三控制子系統(tǒng)控制律具體如下：
[0021 ] u = Gr'-/-Θ/ /?.,σ-,)- Z2 + \·%)
[0022]式中，u為第三控制子系統(tǒng)所輸出的可變翼高超聲速飛行器的控制輸入量;G為所 述可變翼高超聲速飛行器的控制增益矩陣;Ζ3、Ζ2分別為第三、第二控制子系統(tǒng)的跟蹤誤差； k3為預(yù)設(shè)系數(shù)；A為第二控制子系統(tǒng)的輸出V2的一階導(dǎo)數(shù)；/ = [κΓ" ，κΓ為可變翼 高超聲速飛行器初始速度Vo的三階導(dǎo)數(shù)，i/f為可變翼高超聲速飛行器初始高度Ho的四階 導(dǎo)數(shù)而以~隊(duì)^表示第三神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在輸入力^^^卞下的輸出而⑷^分別為第 三神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的權(quán)重、中心和寬度。
[0023] 優(yōu)選地，所述第一~第三神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)均為RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)。
[0024]進(jìn)一步地，在第二控制子系統(tǒng)、第三控制子系統(tǒng)中分別設(shè)置有一個(gè)一階動(dòng)態(tài)濾波 器:第一濾波器、第二濾波器;第二控制子系統(tǒng)利用下式近似計(jì)算A i
[0025]
[0026] 式中A為第一控制子系統(tǒng)的輸出V1經(jīng)過(guò)第一濾波器后的輸出，^為第一濾波器的 時(shí)間常數(shù)；
[0027] 第三控制子系統(tǒng)利用下式近似計(jì)算4 :
[0028]
[0029]式中，％為第二控制子系統(tǒng)的輸出V2經(jīng)過(guò)第二濾波器后的輸出，12為第二濾波器的 時(shí)間常數(shù)。
[0030]本發(fā)明針對(duì)可變翼高超聲速飛行器的特點(diǎn)，利用Backstepping方法并結(jié)合神經(jīng)網(wǎng) 絡(luò)設(shè)計(jì)出智能非線性控制系統(tǒng)，相比現(xiàn)有技術(shù)，該控制系統(tǒng)具有以下有益效果：
[0031] (I)Backstepping控制設(shè)計(jì)方法具有良好的全局穩(wěn)定性，能有效利用非線性系統(tǒng) 本身固有的非線性特性，基于該方法設(shè)計(jì)出的控制系統(tǒng)在處理高超聲速飛行器問(wèn)題時(shí)擁有 更大的靈活性，可有效地保證其全局穩(wěn)定性。
[0032] (2)當(dāng)控制系統(tǒng)同時(shí)存在內(nèi)部干擾和外部干擾的情況下，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制方法能有 效抵消干擾對(duì)系統(tǒng)的影響，使得可變翼高超聲速飛行器能快速有效的響應(yīng)跟蹤信號(hào)，具有 較好的跟蹤性能和魯棒性能。
[0033] (3)本發(fā)明進(jìn)一步在控制系統(tǒng)中利用動(dòng)態(tài)面的思想來(lái)解決微分膨脹問(wèn)題，大大簡(jiǎn) 化了計(jì)算量，提高了實(shí)時(shí)性。
【附圖說(shuō)明】
[0034]圖1為本發(fā)明控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)原理示意圖；
[0035] 圖2為本發(fā)明控制系統(tǒng)的尚度跟蹤響應(yīng)曲線；
[0036] 圖3為本發(fā)明控制系統(tǒng)的速度跟蹤響應(yīng)曲線。
【具體實(shí)施方式】
[0037] 下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的技術(shù)方案進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明：
[0038]本發(fā)明的思路是針對(duì)可變翼高超聲速飛行器的特點(diǎn)，通過(guò)Backstepping控制系統(tǒng) 設(shè)計(jì)方法并結(jié)合神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)設(shè)計(jì)出一種可變翼高超聲速飛行器智能非線性控制系統(tǒng)，以解決 可變翼高超聲速飛行器在強(qiáng)非線性特性和不確定外部擾動(dòng)下的飛行控制問(wèn)題。
[0039] Backstepping控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法是將高超聲速飛行器模型中某些狀態(tài)作為另一 些狀態(tài)的虛擬控制輸入，在設(shè)計(jì)控制輸入的同時(shí)補(bǔ)償各種不確定因素的作用，采用逐步遞 推的方式，并借助李亞普諾夫函數(shù)從前往后設(shè)計(jì)控制律，以保證系統(tǒng)的全局穩(wěn)定性。該方法 適用于在線控制，可以減小在線計(jì)算時(shí)間，具有非常獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)。但Backstepping控制設(shè)計(jì) 方法并不能保證系統(tǒng)的魯棒性能。為此，本發(fā)明在控制系統(tǒng)中引入神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò) 對(duì)對(duì)不確定的擾動(dòng)項(xiàng)進(jìn)行逼近，以提高控制系統(tǒng)的魯棒性能。
[0040] 根據(jù)Backstepping的設(shè)計(jì)思想，為了保證可變翼高超聲速飛行器的飛行速度V和 飛行高度H能快速跟蹤到指定值Vr和Hr，將可變翼高超聲速飛行器動(dòng)力學(xué)模型劃分為外回路 系統(tǒng)、中間回路系統(tǒng)和內(nèi)回路系統(tǒng)三個(gè)子系統(tǒng)。從外回路子系統(tǒng)開(kāi)始進(jìn)行控制器的設(shè)計(jì)，即 從外回路子系統(tǒng)向內(nèi)回路子系統(tǒng)方向設(shè)計(jì)。
[0041 ]以某型可變翼高超聲速飛行器為例，其采用翼身融合布局，機(jī)體輪廓為三角形，大 后掠機(jī)翼與機(jī)身采用翼身融合方式，升降舵布置在機(jī)翼后緣，機(jī)翼為可變形翼面，采用在主 翼兩側(cè)伸縮小翼的方式提高升力和飛行效率。該飛行器在高超聲速巡航飛行條件下的縱向 運(yùn)動(dòng)模型描述為
[0042]
[0043]
[0044]
[0045]
[0046]
[0047] 式中，狀態(tài)量V，γ，a，q，H分別表示飛行器速度，飛行航跡傾斜角，飛行迎角，俯仰 角速率和飛行高度。L，D, T分別表示飛行器升力、阻力和發(fā)動(dòng)機(jī)推力，M表示俯仰力矩，Iyy表 示縱向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量J (X2+Z2) dm= Iyy;
[0048]氣動(dòng)力和力矩表示為：
[0049] L = 0.5pV2sCl
[0050] D = 0.5pV2sCd
[0051 ] Myy = O. 5pV2sc[CM(a)+CM(5e)+CM(q)]
[0052]式中，P表示大氣密度，s為機(jī)翼浸潤(rùn)面積，Cl，Cd，Cm分別表示升力系數(shù)，阻力系數(shù)和 俯仰力矩系數(shù)。
[0053]在高超聲速巡航飛行狀態(tài)下，可變翼高超聲速飛行器固有參數(shù)質(zhì)量m、俯仰力矩慣 性積Iyy、飛機(jī)表面積S、翼弦長(zhǎng)C存在攝動(dòng)，氣動(dòng)參數(shù)a、CD也存在攝動(dòng)，采用假定的額定值附 加一個(gè)變化Λ來(lái)表示參數(shù)的不確定性，即：
[0054] m=m〇( 1+ Δ m)
[0055] Iyy=I〇(l+ Δ I)
[0056] s = so(l+A s)
[0057] c = co( 1+ Δ c)
[0058] Cl = Clo(1+ACl)
[0059] Cd = Cdo(1+ACd)
[0060] 對(duì)輸出飛行速度V和飛行高度H采用全狀態(tài)反饋線性化處理，即對(duì)飛行速度V和飛 行高度H分別微分η和m次，直到控制輸入τι?；虺霈F(xiàn)在微分式子中。于是有：
[0061]
[0062]

所以P，H(4)的表達(dá)式含有控制輸入隊(duì)和δθ。
[0064] 將輸出飛行速度V的3次微分和飛行高度h的4次微分表示為：
[0065]
[0066]
[0067]
[0068]
[0069]
[0070]
[0071]
[0072]
[0073] 根據(jù)上述的速度、高度的微分方程，受擾動(dòng)可變翼高超聲速飛行器縱向動(dòng)力學(xué)模 型可以表示為如下形式：
參數(shù)攝動(dòng)造成的不確定和外界干擾構(gòu)成的復(fù)合干擾。
[0076]控制器的設(shè)計(jì)目標(biāo)是在系統(tǒng)存在未知參數(shù)攝動(dòng)和外界干擾的情況下，使得可變翼 高超聲速飛行器能穩(wěn)定跟蹤給定速度參考信號(hào)和高度參考信號(hào)艽=", (Ο?，t 2 0。
[0077] 在控制器設(shè)計(jì)之前，作如下假設(shè)：
[0078] 假設(shè)1:假設(shè)控制增益矩陣G的每個(gè)元素都有界，即存在常數(shù)gl2g()>0,使得gW I g|I < gi〇
[0079] 假設(shè)2:假設(shè)期望跟蹤的速度和高度參考信號(hào)Vr(t)、Hr(t)連續(xù)光滑有界，且具有高 階導(dǎo)數(shù)并均有界。
[0080] 根據(jù)Backstepping的設(shè)計(jì)思想，將閉環(huán)系統(tǒng)劃分為3個(gè)子系統(tǒng)，首先各個(gè)子系統(tǒng)的
誤差為：
[0081]
[0082]式中，V1、V2為各子系統(tǒng)的虛擬控制輸入。
[0083]下面分別進(jìn)行三個(gè)回路的具體設(shè)計(jì)方法：
[0084]第一步(外回路）：考慮閉環(huán)系統(tǒng)的外回路子系統(tǒng)
[0085] 皂=.?+磷(.T1)
[0086] 對(duì)第一個(gè)子系統(tǒng)的跟蹤誤差向量Z1 = X1-yr按時(shí)間t求導(dǎo)得
[0087] = ·ν·, -yr= x2 + (K (X1) - yr
[0088] 其中，Φ Kx1)是關(guān)于狀態(tài)X1的未知非線性函數(shù)，本發(fā)明用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對(duì)其進(jìn)行逼近。 所述神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)優(yōu)選RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)。RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)是一種性能優(yōu)良的前饋型神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，RBF網(wǎng)絡(luò) 可以任意精度逼近任意的非線性函數(shù)，且具有全局逼近能力，具有很強(qiáng)的魯棒性、記憶能 力、非線性映射能力以及強(qiáng)大的自學(xué)習(xí)能力。
[0089] 利用RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行逼近得Φ ι(χι) ，其中，θ、μ、σ分別為網(wǎng) 絡(luò)的權(quán)重、中心和寬度，ει = Φ I(Xi)-Qi1^i(XiAU1)為神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)逼近產(chǎn)生的誤差項(xiàng)，滿足 lhhs 4為正常數(shù)。將其代入上述誤差求導(dǎo)后的方程，得：
[0090] ζχ(χχ,μχ,σχ) +Sx-Jr
[0091 ] 由于X2 = Z2+V1，代入上式得：
[0092] Z1 =Z2 +V1 + i9j7 ^.(XijZZ1JCT1)+ -yr
[0093] 設(shè)計(jì)虛擬控制律如下：
[0094] V1 = -H1Z1 - θ^ζγ(.Y1,/Z1,Cr1) + ι\
[0095] 將此虛擬控制律代入上述跟蹤誤差導(dǎo)數(shù)得：
[0096] Z1 = -A^r1 +z2 +
[0097] 第二步（中間回路）：考慮閉環(huán)系統(tǒng)的中間回路子系統(tǒng)
[0098] .V2 =χ,+φ2{χΖ)
[0099 ] 對(duì)第二個(gè)子系統(tǒng)的跟蹤誤差向量Z2 = X2-V1按時(shí)間t求導(dǎo)得：
[0100] Z2 = X2 -：= X3 + (^1)- V1
[0101] 與第一步相似，用一個(gè)RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對(duì)Φ 2(χ2)進(jìn)行逼近，并由Z3 = X3-V2可得跟蹤誤 差導(dǎo)數(shù)：
[0102]
[0103]
[0104] 設(shè)計(jì)虛擬控制律如下：
[0105] \\ = -/(,Z, - GJ ) - z, + V1
[0106] 將虛擬控制律代入跟蹤誤差的導(dǎo)數(shù)方程得：
[0107] Z2 -?? + Α + Α
[0108] 第三步（內(nèi)回路）：考慮閉環(huán)系統(tǒng)的內(nèi)回路子系統(tǒng)
[0109] X31 ~ f+Gu+
[0110] 由上式可以看出，狀態(tài)方程中出現(xiàn)了整個(gè)閉環(huán)系統(tǒng)的控制輸入U(xiǎn)，因此對(duì)控制輸入 u進(jìn)行設(shè)計(jì)，對(duì)誤差向量Z3 = X3-V2求導(dǎo)，并利用RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對(duì)未知非線性函數(shù)φ3(χ3)逼近， 得到跟蹤誤差導(dǎo)數(shù)
[0111]
[0112] 了使閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定，設(shè)計(jì)如下控制輸入
[0113]
[0114]
[0115]
[0116]
[0117]
[0118] 最終得到如圖1所示的本發(fā)明控制系統(tǒng)，具體包括:依次串聯(lián)的外回路、中間回路、 內(nèi)回路控制子系統(tǒng)以及與三個(gè)控制子系統(tǒng)--對(duì)應(yīng)的三個(gè)RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò);其中，
[0119] 外回路控制子系統(tǒng)控制律具體如下：
[0120]
[0121] 式中，V1為外回路控制子系統(tǒng)的輸出；Z1為外回路控制子系統(tǒng)的跟蹤誤差;Iu為預(yù) 設(shè)系數(shù);A為參考指令兄=RW片,.(Of的一階導(dǎo)數(shù)；表示外回路神經(jīng)網(wǎng)絡(luò) 在輸入內(nèi)=r應(yīng)r下的輸出；0 1、說(shuō)、〇1分別為外回路神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的權(quán)重、中心和寬度;本具體
實(shí)施例中，Ic1 = Sd1Se行2列的隨機(jī)數(shù)矩陣， 0.3 0.1 0·1]τ，ζι = 〇Λ
[0122] 中間回路控制子系統(tǒng)控制律具體如下：
[0123] V2 = -λ,ζ, - ft7 (λ%, μ-,, σ,) - ζ, + ν,
[0124] 式中，ν2為中間回路控制子系統(tǒng)的輸出;22、21分別為中間回路、外回路控制子系統(tǒng)的 跟蹤誤差;k2為預(yù)設(shè)系數(shù)；A為外回路控制子系統(tǒng)的輸出V1的一階導(dǎo)數(shù);表示 中間回路神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在輸入X2 =[# "Γ下的輸出；θ2、μ2、02分別為中間回路神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的權(quán)重、
中心和寬度;本具體實(shí)施例中，k2 = 3，02為6行2列的隨機(jī)數(shù)矩陣 02=[0.2 0.3 0.2 0.3 0.1 0.1]τ,ζ2 = 0.8〇
[0125] 內(nèi)回路控制子系統(tǒng)控制律具體如下：
[0126]
[0127] 式中，u為內(nèi)回路控制子系統(tǒng)所輸出的可變翼高超聲速飛行器的控制輸入量;G為 所述可變翼高超聲速飛行器的控制增益矩陣;Ζ3、 Ζ2分別為內(nèi)回路、中間回路控制子系統(tǒng)的 跟蹤誤差;k3為預(yù)設(shè)系數(shù)λ為中間回路控制子系統(tǒng)的輸出^的一階導(dǎo)數(shù);， 為可變翼高超聲速飛行器初始速度Vo的三階導(dǎo)數(shù)，為可變翼高超聲速飛行器初始高 度Ho的四階導(dǎo)數(shù)；θ3τζ(Χ3，μ3， σ3)表示內(nèi)回路神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在輸入::％=護(hù)i/(3lf下的輸出；θ3、 W、O3分別為由同路袖怒國(guó)絡(luò)的切重、中心和寬度;本具體實(shí)施例中，k2 = 3，θ3為6行2列的隨 機(jī)數(shù)矩陣
，σ3=[0·2 0.3 0.2 0.3 0.1 0·1]τ，ζ3 = 0·8。。
[0128] 在上述控制系統(tǒng)中，
[0129]
[0130]
[0131] 由此看出對(duì)中間虛擬信號(hào)V1、v2直接微分十分復(fù)雜，因此本發(fā)明進(jìn)一步根據(jù)動(dòng)態(tài)面 控制的思想，將虛擬信號(hào)V 1通過(guò)一階動(dòng)態(tài)濾波器得到$來(lái)代替V1，S為濾波器的輸出，有：
[0132] T1V1 +V1 =VliVl(O)=-^(O)
[0133] 由上式便可以求得：
[0134] w」~L
[0135] 式中，^為濾波器的時(shí)間常數(shù)，當(dāng)n>0且取足夠小時(shí)可無(wú)限接近于Vl。
[0136] 同樣地，將虛擬信號(hào)V2通過(guò)一階動(dòng)態(tài)濾波器得到％來(lái)代替v2, ％為濾波器的輸出， 有
[0137] +?λ, = \',,ι\(0) ~?,(0)
[0138] 由上式便可以求得： φ .、？ ^ V
[0139] ? =」-:-」-
[0140] 式中，τ2為濾波器的時(shí)間常數(shù)，τ2>〇。
[0141] 為了驗(yàn)證本發(fā)明的效果，對(duì)其進(jìn)行數(shù)值仿真驗(yàn)證。為了描述飛行器的不確定性，仿 真中升力系數(shù)比標(biāo)稱(chēng)值減少20%，阻力系數(shù)比標(biāo)稱(chēng)值增加20%，同時(shí)，引入外部干擾，即加 入10 · sin(t)的速度測(cè)量誤差。利用本發(fā)明控制系統(tǒng)所得到的高超聲速飛行器高度和速度 的跟蹤響應(yīng)曲線如圖2、3所示。
[0142]從上述仿真結(jié)果看出，本發(fā)明具有如下特點(diǎn)：當(dāng)存在較大干擾時(shí)，所提出的智能非 線性控制系統(tǒng)能有效抵消干擾對(duì)系統(tǒng)的影響，可變翼高超聲速飛行器能快速有效地響應(yīng)跟 蹤信號(hào)，說(shuō)明該智能非線性控制系統(tǒng)擁有較好的跟蹤性和魯棒性。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種可變翼高超聲速飛行器智能非線性控制系統(tǒng)，用于生成可變翼高超聲速飛行器 的控制輸入量U，W保證可變翼高超聲速飛行器飛行速度V、飛行高度Η能快速跟蹤到輸入的 飛行速度參考值Vr、飛行高度參考值Hr;其特征在于，所述控制系統(tǒng)利用Backste卵ing方法 設(shè)計(jì)而成，具體包括依次串聯(lián)的第一~第Ξ控制子系統(tǒng)W及與第一~第Ξ控制子系統(tǒng)一一 對(duì)應(yīng)的第一~第Ξ神經(jīng)網(wǎng)絡(luò);其中， 第一控制子系統(tǒng)控制律具體如下：式中，VI為第一控制子系統(tǒng)的輸出；Z1為第一控制子系統(tǒng)的跟蹤誤差;ki為預(yù)設(shè)系數(shù)；托 為參考指令義.=化貨鳥(niǎo)倒f的一階導(dǎo)數(shù)；9ιΤζι(χι，μι，〇ι)表示第一神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在輸入 二[F疫f下的輸出；目1、心0汾別為第一神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的權(quán)重、中屯、和寬度； 第二控制子系統(tǒng)控制律具體如下：式中，V2為第二控制子系統(tǒng)的輸出；Z2、Z1分別為第二、第一控制子系統(tǒng)的跟蹤誤差;k2為 預(yù)設(shè)系數(shù)；A為第一控制子系統(tǒng)的輸出VI的一階導(dǎo)數(shù);θ2Τζ2(Χ2，μ2,〇2)表示第二神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在 輸入《2 =於每f下的輸出；θ2、μ2、〇2分別為第二神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的權(quán)重、中屯、和寬度； 第Ξ控制子系統(tǒng)控制律具體如下：式中，U為第Ξ控制子系統(tǒng)所輸出的可變翼高超聲速飛行器的控制輸入量;G為所述可 變翼高超聲速飛行器的控制增益矩陣;Ζ3、Ζ2分別為第Ξ、第二控制子系統(tǒng)的跟蹤誤差;k3為 預(yù)設(shè)系數(shù);％為第二控制子系統(tǒng)的輸出V2的一階導(dǎo)數(shù)； / =[巧好戶]了，為可變翼高超聲速飛行器初始速度Vo的S階導(dǎo)數(shù)，為可變翼 高超聲速飛行器初始高度Ho的四階導(dǎo)數(shù)；03了（^3,43,〇3)表示第立神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在輸入 Xg =[F從·']''下的輸出；目3、μ3、〇3分別為第；神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的權(quán)重、中屯、和寬度。2. 如權(quán)利要求1所述控制系統(tǒng)，其特征在于，所述第一~第Ξ神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)均為RB巧巾經(jīng)網(wǎng) 絡(luò)。3. 如權(quán)利要求1所述控制系統(tǒng)，其特征在于，在第二控制子系統(tǒng)、第Ξ控制子系統(tǒng)中分 別設(shè)置有一個(gè)一階動(dòng)態(tài)濾波器:第一濾波器、第二濾波器;第二控制子系統(tǒng)利用下式近似計(jì) 算右1:式中，巧為第一控制子系統(tǒng)的輸出VI經(jīng)過(guò)第一濾波器后的輸出，τι為第一濾波器的時(shí)間 常數(shù)； 第Ξ控制子系統(tǒng)利用下式近似計(jì)算馬：式中，馬為第二控制子系統(tǒng)的輸出V2經(jīng)過(guò)第二濾波器后的輸出，Τ2為第二濾波器的時(shí)間 常數(shù)。4.如權(quán)利要求1所述控制系統(tǒng)，其特征在于，所述可變翼高超聲速飛行器的控制輸入 量u=[ric Se]T，ric為可變翼高超聲速飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流閥調(diào)定值，Se為可變翼高超聲 速飛行器的升降艙偏轉(zhuǎn)值。
【文檔編號(hào)】G05B17/02GK105843080SQ201610382076
【公開(kāi)日】2016年8月10日
【申請(qǐng)日】2016年6月1日
【發(fā)明人】甄子洋, 江駒, 吳雨珊, 楊政
【申請(qǐng)人】南京航空航天大學(xué)