[发明专利]基于不确定性上界估计的飞行器离散滑模自适应控制方法

摘要

本发明涉及一种基于不确定性上界估计的飞行器离散滑模自适应控制方法，用于解决现有飞行器离散控制方法实用性差的技术问题。对飞行器纵向通道动力学模型进行欧拉离散化，得到原有系统的离散形式；考虑系统因果关系，建立离散严格反馈系统的等价预测模型；定义系统不确定性，设计带有死区的自适应律对未知的不确定性上界进行在线估计；在不确定性上界更新律中引入上界估计误差，提升了估计精度；定义滑模面，用未来期望输出来设计当前控制输入，设计基于反步法的离散滑模自适应控制器；本发明结合计算机控制特点，通过模型转换设计的离散滑模控制器有效避免了非因果问题，提升了飞行控制系统的鲁棒性和自适应性，适用于工程应用。

主权项

1.一种基于不确定性上界估计的飞行器离散滑模自适应控制方法，其特征在于步骤如下：/n步骤1：考虑一类飞行器纵向通道动力学模型：/n /n /n /n /n /n其中，X_s＝[V,h,α,γ,q]^T为状态变量，U_c＝[δ_e,β]^T为控制输入；V表示速度，γ表示航迹倾角，h表示高度，α表示攻角，q表示俯仰角速度，δ_e表示舵偏角，β表示节流阀开度；T、D、L和M_yy分别表示推力、阻力、升力和俯仰转动力矩；m、I_yy、μ和r分别表示质量、俯仰轴的转动惯量、引力系数以及距地心的距离；/n步骤2：定义高度跟踪误差其中h_d为高度参考指令；/n设计航迹角指令γ_d为：/n /n其中，k_h>0和k_i>0，为高度参考指令的一阶导数；/n步骤3：定义姿态X＝[x₁,x₂,x₃]^T，其中x₁＝γ，x₂＝θ_p，x₃＝q，θ_p＝α+γ；因为Tsinα远小于L，在控制器设计过程中忽略；/n姿态子系统(3)-(5)写成以下严格反馈形式：/n /n其中，f_i是根据(1)-(5)得到的未知项，g_i已知；/n速度子系统(1)写成如下形式：/n /n其中，f_V是根据(1)-(5)得到的未知项，g_V已知；/n步骤4：考虑采样时间T_s非常小，通过欧拉近似法得到姿态子系统离散模型：/n /n类似建立速度子系统的离散模型：/nV(k+1)＝V(k)+T_sf_V(k)+T_sg_V(k)β(k) (10)/n将姿态子系统离散模型(9)变换为等价预测模型如下：/n /n其中，/n F₃^C(k)＝x₃(k)+T_sf₃(k)，/n /n步骤5：针对姿态子系统，基于系统等价预测模型(11)，利用反步法设计离散滑模自适应控制器；/n第1步：/n定义跟踪误差其中为航迹角指令；/n设计滑模面/ns₁(k)＝e₁(k) (12)/n由模型(11)和公式(12)可得/n /n定义系统不确定性D₁(k)＝F₁^C(k)，不确定性存在未知上界/n /n设计虚拟控制量/n /n其中，q₁>0是趋近速度指数且满足1-q₁T_s>0，为的估计值；/n由公式(13)可得/n /n令k₁＝k-2，定义上界估计误差σ₁(k₁)为/n /n设计不确定性上界自适应更新律为/n /n其中，0<m₁<1是正常数，λ₁(k₁)≥0为修正步长且由下式得到/n /n第2步：/n定义误差其中由上一步给出；/n设计滑模面/ns₂(k)＝e₂(k) (20)/n由模型(11)和公式(20)可得/n /n定义系统不确定性不确定性存在未知上界/n /n设计虚拟控制量/n /n其中，q₂>0是趋近速度指数且满足1-q₂T_s>0，为的估计值；/n由公式(21)可得/n /n令k₂＝k-1，定义上界估计误差σ₂(k₂)为/n /n设计不确定性上界自适应更新律为/n /n其中，0<m₂<1是正常数，λ₂(k₂)≥0为修正步长且由下式得到/n /n第3步：/n定义跟踪误差其中由上一步给出；/n设计滑模面/ns₃(k)＝e₃(k) (28)/n由模型(11)和公式(28)可得/n /n定义系统不确定性D₃(k)＝F₃^C(k)，不确定性存在未知上界/n /n设计实际控制量，即舵偏角如下/n /n其中，q₃>0是趋近速度指数且满足1-q₃T_s>0，为的估计值；/n由公式(29)可得/n /n定义上界估计误差σ₃(k)为/n /n设计不确定性上界自适应更新律为/n /n其中，0<m₃<1是正常数，λ₃(k)≥0为修正步长且由下式得到/n /n步骤6：针对速度子系统，定义速度跟踪误差为e_V(k)＝V(k)-V_d(k)，其中V_d(k)为速度参考指令；/n设计滑模面/ns_V(k)＝e_V(k) (36)/n由模型(10)和公式(36)可得/n /n定义系统不确定性D_V(k)＝T_sf_V(k)，不确定性存在未知上界/n /n设计速度控制器，即节流阀开度如下：/n /n其中，q_V>0是趋近速度指数且满足1-q_VT_s>0，为的估计值；/n由公式(37)可得/nD_V(k)＝s_V(k+1)-V(k)-T_sg_V(k)β(k)+V_d(k+1) (40)/n定义上界估计误差σ_V(k)为/n /n设计不确定性上界自适应更新律为/n /n其中，0<m_V<1是正常数，λ_V(k)≥0为修正步长且由下式得到/n /n步骤7：根据步骤5中(31)得到的舵偏角δ_e(k)和步骤6中(39)得到的节流阀开度β(k)，返回到飞行器的动力学模型(1)-(5)，对高度和速度进行跟踪控制。/n