本發(fā)明涉及自動控制技術(shù)領(lǐng)域，特別是指一種針對撲翼飛行器的振動控制方法及裝置。

背景技術(shù)：
近年來，隨著人們對無人機(jī)技術(shù)需求的持續(xù)增加，以及先進(jìn)制造技術(shù)、新材料技術(shù)和新能源技術(shù)的飛速發(fā)展，使微型飛行機(jī)器的研究成為技術(shù)熱點。1992年在未來軍事技術(shù)的研討會上，美國國防高級研究計劃局首次提出了較完整的微型飛行器(MAV，MicroAirVehicles)的概念。MAV是無人機(jī)中用途廣泛的一個類別，可用來在一些特定環(huán)境下視察、監(jiān)督或搜索目標(biāo)。由于無人機(jī)在軍用和民用方面的需求增加，設(shè)計者們力求減輕無人機(jī)的重量，同時提高系統(tǒng)的可操作性。因此，目前無人機(jī)的設(shè)計廣泛采用重量較輕的柔性機(jī)翼。與剛性機(jī)翼相比較，柔性機(jī)翼主要的優(yōu)點為靈活性高、成本效益好、更加敏捷以及性能好等。然而，靈活的柔性機(jī)翼容易振動，產(chǎn)生預(yù)期外的誤差。

技術(shù)實現(xiàn)要素：
本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是提供一種針對撲翼飛行器的振動控制方法及裝置，能夠有效地抑制由外界擾動引起的柔性機(jī)翼變形的問題。為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明的實施例提供一種針對撲翼飛行器的振動控制方法,所述針對撲翼飛行器的振動控制方法包括：以二自由度的柔性機(jī)翼為研究對象，計算系統(tǒng)動能、勢能和虛功；利用哈密頓原理建立系統(tǒng)動力學(xué)模型；根據(jù)所述系統(tǒng)動力學(xué)模型設(shè)置邊界控制率，所述邊界控制率包括F(t)和M(t)，所述F(t)為邊界控制力輸入，M(t)為邊界扭矩輸入；根據(jù)系統(tǒng)動力學(xué)模型結(jié)合邊界控制率對柔性機(jī)翼進(jìn)行控制。優(yōu)選的，所述以二自由度的柔性機(jī)翼為研究對象，計算系統(tǒng)動能、勢能和虛功，包括：將系統(tǒng)的動能Ek(t)表示如下：其中，空間變量x和時間變量t是相互獨立的,m是柔性機(jī)翼的單位展長質(zhì)量；Iρ是柔性翼的慣性極距；y(x,t)是xOy坐標(biāo)系中位置x、時間t處的彎曲位移；θ(x,t)是相應(yīng)的偏轉(zhuǎn)角度位移；將系統(tǒng)的勢能Ep(t)表示如下：其中，EIb表示抗彎剛度，GJ是扭轉(zhuǎn)剛度；由以上兩個剛度產(chǎn)生的虛功δWc(t)為：其中xec表示機(jī)翼質(zhì)心到彎曲中心的距離；Kelvin-Voigt阻尼力所做的虛功δWd(t)為：其中，η是Kelvin-Voigt阻尼系數(shù)；分布干擾做的虛功δWf(t)為：其中xac表示氣動中心到彎曲中心的距離；Fb是沿著機(jī)翼方向未知的時變分布式干擾；邊界控制力對系統(tǒng)所做的虛功δWu(t)為：δWu(t)＝F(t)δy(L,t)+M(t)δθ(L,t)(6)上式中，F(xiàn)(t)是邊界控制力輸入；M(t)是邊界扭矩輸入；于是，總虛功為：δW(t)＝δ[Wc(t)+Wd(t)+Wf(t)+Wu(t)](7)優(yōu)選的，所述利用哈密頓原理建立系統(tǒng)動力學(xué)模型，包括：利用哈密頓平穩(wěn)作用量原理：此處δ代表變分符號，求得系統(tǒng)動力學(xué)模型的控制方程為：求得系統(tǒng)動力學(xué)模型的邊界條件為：y(0,t)＝y(tǒng)′(0,t)＝y(tǒng)″(L,t)＝θ(0,t)＝0(10)優(yōu)選的，所述在系統(tǒng)動力學(xué)模型基礎(chǔ)上設(shè)計邊界控制器，包括兩個控制律：F(t)和M(t)，所述F(t)為邊界控制力輸入，M(t)為邊界扭矩輸入，包括：構(gòu)造李雅普諾夫候選函數(shù)如下V(t)＝V1(t)+Δ(t)(13)其中，V1(t)和Δ(t)分別定義為以上兩式中α和β都是較小的正權(quán)系數(shù)；通過使李雅普諾夫候選函數(shù)正定，李雅普諾夫函數(shù)對時間t的導(dǎo)數(shù)負(fù)定設(shè)計邊界控制率。優(yōu)選的，所述計算李雅普諾夫候選函數(shù)正定，李雅普諾夫函數(shù)對時間t的導(dǎo)數(shù)負(fù)定時的邊界控制率，包括：定義一個新的函數(shù)如下：則V1(t)有上界和下界為γ2κ(t)≤V1(t)≤γ1κ(t)(17)上式中，進(jìn)一步，Δ(t)放大為其中γ3＝max{αm+αmxec+βmxec,αIP+αmxec+βmxec,(αm+αmxec)L4,(αIp+αmxec)L2}若正數(shù)β滿足則有0≤λ2κ(t)≤V(t)≤λ1κ(t)(19)即構(gòu)造的李雅普諾夫函數(shù)正定，其中λ1＝γ1+γ3，λ2＝γ2-γ3；V(t)對t求導(dǎo)后得將控制方程(8)和(9)帶入上式，得到其中，A1-A6每項分別為應(yīng)用分部積分和邊界條件(10)，(11)和(12)，得其中，σ1和σ2是正常數(shù)，F(xiàn)bmax是分布式干擾Fb(x,t)的最大值；通過以上A1-A6，得到如下同樣，Δ(t)對t求導(dǎo)得將邊界條件帶入以上式子，得到以上σ3-σ7都是正常數(shù)；因此，由B1-B8，得由得到的式子(34)和(50)，整理得令和為新的控制變量，設(shè)計控制率如下其中k1≥0,k2≥0為控制增益。本發(fā)明還提供一種針對撲翼飛行器的振動控制裝置，所述針對撲翼飛行器的振動控制器包括：系統(tǒng)數(shù)據(jù)獲取模塊，用于以二自由度的柔性機(jī)翼為研究對象，計算系統(tǒng)動能、勢能和虛功；模型建立模塊，用于利用哈密頓原理建立系統(tǒng)動力學(xué)模型；控制率設(shè)置模塊，用于根據(jù)所述系統(tǒng)動力學(xué)模型設(shè)置邊界控制率，所述邊界控制率包括F(t)和M(t)，所述F(t)為邊界控制力輸入，M(t)為邊界扭矩輸入；機(jī)翼控制模塊，用于根據(jù)系統(tǒng)動力學(xué)模型結(jié)合邊界控制率對柔性機(jī)翼進(jìn)行控制。優(yōu)選的，所述系統(tǒng)數(shù)據(jù)獲取模塊包括：系統(tǒng)動能獲取單元，用于將系統(tǒng)的動能Ek(t)表示如下：其中，空間變量x和時間變量t是相互獨立的,m是柔性機(jī)翼的單位展長質(zhì)量；Iρ是柔性翼的慣性極距；y(x,t)是xOy坐標(biāo)系中位置x、時間t處的彎曲位移；θ(x,t)是相應(yīng)的偏轉(zhuǎn)角度位移；系統(tǒng)勢能獲取單元，用于將系統(tǒng)的勢能Ep(t)表示如下：其中，EIb表示抗彎剛度，GJ是扭轉(zhuǎn)剛度；系統(tǒng)虛功獲取單元，用于由以上兩個剛度產(chǎn)生的虛功δWc(t)為：其中xec表示機(jī)翼質(zhì)心到彎曲中心的距離；Kelvin-Voigt阻尼力所做的虛功δWd(t)為：其中，η是Kelvin-Voigt阻尼系數(shù)；分布干擾做的虛功δWf(t)為：其中xac表示氣動中心到彎曲中心的距離；Fb是沿著機(jī)翼方向未知的時變分布式干擾；邊界控制力對系統(tǒng)所做的虛功δWu(t)為：δWu(t)＝F(t)δy(L,t)+M(t)δθ(L,t)(6)上式中，F(xiàn)(t)是邊界控制力輸入；M(t)是邊界扭矩輸入；于是，總虛功為：δW(t)＝δ[Wc(t)+Wd(t)+Wf(t)+Wu(t)](7)優(yōu)選的，所述模型建立模塊包括：模型建立單元，用于利用哈密頓平穩(wěn)作用量原理：此處δ代表變分符號，求得系統(tǒng)動力學(xué)模型的控制方程為：求得系統(tǒng)動力學(xué)模型的邊界條件為：y(0,t)＝y(tǒng)′(0,t)＝y(tǒng)″(L,t)＝θ(0,t)＝0(10)優(yōu)選的，所述控制率設(shè)置模塊包括：函數(shù)構(gòu)造單元，用于構(gòu)造李雅普諾夫候選函數(shù)如下V(t)＝V1(t)+Δ(t)(13)其中，V1(t)和Δ(t)分別定義為以上兩式中α和β都是較小的正權(quán)系數(shù)；通過使李雅普諾夫候選函數(shù)正定，李雅普諾夫函數(shù)對時間t的導(dǎo)數(shù)負(fù)定設(shè)計邊界控制率。優(yōu)選的，所述控制率計算單元包括：正定子單元，用于定義一個新的函數(shù)如下：則V1(t)有上界和下界為γ2κ(t)≤V1(t)≤γ1κ(t)(17)上式中，進(jìn)一步，Δ(t)放大為其中γ3＝max{αm+αmxec+βmxec,αIP+αmxec+βmxec,(αm+αmxec)L4,(αIp+αmxec)L2}若正數(shù)β滿足則有0≤λ2κ(t)≤V(t)≤λ1κ(t)(19)即構(gòu)造的李雅普諾夫函數(shù)正定，其中λ1＝γ1+γ3，λ2＝γ2-γ3；負(fù)定子單元，用于V(t)對t求導(dǎo)后得將控制方程(8)和(9)帶入上式，得到其中，A1-A6每項分別為應(yīng)用分部積分和邊界條件(10)，(11)和(12)，得其中，σ1和σ2是正常數(shù)，F(xiàn)bmax是分布式干擾Fb(x,t)的最大值；通過以上A1-A6，得到如下同樣，Δ(t)對t求導(dǎo)得將邊界條件帶入以上式子，得到以上σ3-σ7都是正常數(shù)；因此，由B1-B8，得由得到的式子(34)和(50)，整理得令和為新的控制變量，設(shè)計控制率如下其中k1≥0,k2≥0為控制增益。本發(fā)明的上述技術(shù)方案的有益效果如下：上述方案中，通過利用哈密頓原理建立系統(tǒng)動力學(xué)模型，根據(jù)所述系統(tǒng)動力學(xué)模型設(shè)置邊界控制率，充分考慮了系統(tǒng)存在分布式擾動情況，有效地抑制由外界擾動引起的柔性機(jī)翼變形，從而對柔性機(jī)翼精確、穩(wěn)定的控制。附圖說明圖1為本發(fā)明的針對撲翼飛行器的振動控制方法流程圖；圖2為本發(fā)明的針對撲翼飛行器的振動控制方法干擾下的彎曲位移仿真圖；圖3為本發(fā)明的針對撲翼飛行器的振動控制方法干擾下的扭轉(zhuǎn)位移仿真圖。具體實施方式為使本發(fā)明要解決的技術(shù)問題、技術(shù)方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結(jié)合附圖及具體實施例進(jìn)行詳細(xì)描述。如圖1所示，本發(fā)明實施例的一種針對撲翼飛行器的振動控制方法,所述針對撲翼飛行器的...