[发明专利]考虑控制死区的弹性飞行器智能控制方法

权利要求书

1.一种考虑控制死区的弹性飞行器智能控制方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：考虑弹性飞行器纵向通道动力学模型为

所述运动学模型由七个状态量和两个控制输入U＝[δ_e,Φ]^T组成；其中，V表示速度，h表示高度，γ表示航迹角，α表示攻角，q表示俯仰角速度，η和表示弹性模态，δ_e表示舵偏角，Φ表示油门阀开度；m、I_yy和g分别表示质量、俯仰轴的转动惯量和重力引起的加速度；ζ、ω和N分别表示弹性模态的阻尼比、自然振动频率和广义力；

力、力矩以及各系数的表达式为

其中，表示动压，S表示气动参考面积，表示平均气动弦长，z_T表示推力力矩臂，和均表示气动参数；

考虑死区输入非线性为

式中，u表示待设计的控制量，p_r，p_l，b_r和b_l表示死区参数；

式(8)进一步写为δ_e(u)＝a(t)u+b(t) (9)

式中，

步骤2：定义高度跟踪误差为e_h＝h-h_r，设计航迹角指令为

式中，h_r表示高度参考指令，表示高度参考指令的一阶微分，k_h0和k_i0为设计参数；

根据时标分离，将速度看作慢动态，设计航迹角指令的一阶微分为

式中，表示高度参考指令的二阶微分；

步骤3：取χ₁＝γ，χ₂＝θ_p和χ₃＝q，其中θ_p＝α+γ表示俯仰角；考虑死区输入非线性(9)，姿态子系统(3)-(6)写为

式中，

定义ρ＝1/ω²，ρσ＝η和ρH₃＝β₁，姿态子系统(12)进一步写为

令ρ＝0，姿态子系统(13)进一步写为

式中，‘s’表示慢变子系统，δ_es(u_s)表示慢变子系统的舵偏角，u_s表示慢变子系统待设计的控制量；

定义可得姿态慢变子系统为

式中，f₁(χ_1s)和表示由式(15)得到的未知平滑非线性函数，满足|f₁(χ_1s)|≤f_1U和其中f_1U＞0和f_3U＞0为已知函数；G₁和G₃表示由式(15)得到的未知函数，满足G₁＝G₁₀+ΔG₁和G₃＝G₃₀+ΔG₃，其中G₁₀和G₃₀为已知项，ΔG₁和ΔG₃为未知项；表示由式(15)得到的未知函数；

步骤4：定义快变变量ψ₁＝σ-σ_1s和新的时间尺度其中可得快变子系统为

式中，和G_f表示由式(16)得到的未知函数，u_f＝u-u_s表示慢变子系统待设计的控制量；

步骤5：设计状态监测函数为

式中，r_k＞0，k＝1，2，3表示神经网络有效逼近未知非线性函数的紧子集边界，由设计者给定，0＜r₀＜1为设计参数；

步骤6：定义航迹角跟踪误差为

e₁＝χ_1s-γ_d (19)

设计俯仰角虚拟控制量为

式中，k₁＞0为设计参数，S₁(χ_1s)表示由式(17)-(18)设计的状态监测函数，表示的估计值，设计和为

式中，表示f₁(χ_1s)的估计值，表示神经网络最优权重向量的估计值，θ₁(χ_1s)表示神经网络基函数向量，为设计参数；

设计微分器为

式中，χ_2d表示χ_2c通过式(23)所示微分器后获得的信号，为χ_2d的一阶微分，ι₂＞0、α₂₁＞0和α₂₂＞0为设计参数；

设计自适应律为

式中，γ₁＞0，κ₁＞0、ρ₁＞0和δ₁＞0为设计参数；

定义俯仰角跟踪误差为

e₂＝χ_2s-χ_2d (26)

设计俯仰角速度虚拟控制量为

式中，k₂＞0为设计参数；

设计微分器为

式中，χ_3d表示χ_3c通过式(28)所示微分器后获得的信号，为χ_3d的一阶微分，ι₃＞0、α₃₁＞0和α₃₂＞0为设计参数；

定义俯仰角速度跟踪误差为

e₃＝χ_3s-χ_3d (29)

设计慢变子系统控制量为

式中，k₃＞0为设计参数，表示由式(17)-(18)设计的状态监测函数，表不的估计值，设计和为

式中，表示的估计值，表示神经网络最优权重向量的估计值，表示神经网络基函数向量，为设计参数；

设计自适应律为

式中，γ₃＞0，κ₃＞0、ρ₃＞0和δ₃＞0为设计参数；

步骤7：定义滑模面为

e_f＝ψ₁+c_fψ₂ (35)

式中，c_f＞0为设计参数；

设计快变子系统的控制量为

式中，k_f＞0和为设计参数，表示的估计值，

设计自适应律为

式中，ρ_f＞0和δ_f＞0为设计参数；

步骤8：定义速度跟踪误差为

式中，V_r为速度参考指令；

设计速度子系统油门阀开度为

式中，k_pV＞0，k_iV＞0和k_dV＞0为设计参数；

步骤9：根据得到的慢变子系统控制量u_s和快变子系统控制量u_f，得到姿态子系统控制量为u＝u_s+u_f，则系统的实际舵偏角为δ_e(u)＝a(t)u+b(t)，结合速度子系统油门阀开度Φ，返回到弹性飞行器纵向通道动力学模型(1)-(6)，对高度和速度进行跟踪控制。