本技術(shù)涉及飛行器控制，特別是涉及一種基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法及系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

1、高超聲速飛行器是進(jìn)入臨近空間的重要航天技術(shù)。自上世紀(jì)美國(guó)進(jìn)行多次高超聲速飛行試驗(yàn)以來，全世界大國(guó)都紛紛開展高超聲速飛行器的研制，高超聲速飛行器已成為大國(guó)競(jìng)爭(zhēng)不可或缺的重要航天技術(shù)。近年來變形飛行器由于具備改善氣動(dòng)特性的優(yōu)勢(shì)，而吸引了航天航空領(lǐng)域研究機(jī)構(gòu)的廣泛關(guān)注。

2、高超聲速變形飛行器能夠通過不斷地變形來獲取更適合當(dāng)前環(huán)境和任務(wù)的氣動(dòng)，達(dá)到更佳的飛行性能，甚至能夠?qū)崿F(xiàn)多任務(wù)設(shè)計(jì)。變形技術(shù)不僅給高超聲速飛行器帶來了更優(yōu)的氣動(dòng)特性，還帶來了諸多挑戰(zhàn)。劇烈的氣動(dòng)特性變化，要求針對(duì)高超聲速飛行器設(shè)計(jì)魯棒性強(qiáng)、適應(yīng)能力佳且資源開銷較小的控制系統(tǒng)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、基于此，有必要針對(duì)上述技術(shù)問題，提供一種能夠節(jié)省飛行器系統(tǒng)資源，具備高跟蹤性能和低資源消耗特性的基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法及系統(tǒng)。

2、一種基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法，所述方法包括：

3、構(gòu)建高超聲速飛行器面向控制的姿態(tài)系統(tǒng)模型；

4、基于所述姿態(tài)系統(tǒng)模型，設(shè)計(jì)切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略，并在所述切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略中建立收斂特性與滑模變量相匹配的內(nèi)部動(dòng)態(tài)變量；

5、根據(jù)角度跟蹤誤差及趨近律，采用固定時(shí)間控制方法構(gòu)建固定時(shí)間滑?？刂破?；

6、根據(jù)所述切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略與所述固定時(shí)間滑?？刂破?，構(gòu)建事件觸發(fā)固定時(shí)間滑?？刂破?；

7、實(shí)時(shí)獲取飛行器的誤差信息，將所述誤差信息輸入所述事件觸發(fā)固定時(shí)間滑?？刂破鬟M(jìn)行計(jì)算，得到姿態(tài)控制輸入；

8、通過所述姿態(tài)控制輸入，對(duì)所述飛行器的姿態(tài)角度進(jìn)行調(diào)整控制。

9、在其中一個(gè)實(shí)施例中，構(gòu)建高超聲速飛行器面向控制的姿態(tài)系統(tǒng)模型，包括：

10、基于高超聲速飛行器的原始非線性模型，構(gòu)建高超聲速飛行器面向控制的姿態(tài)系統(tǒng)模型。

11、在其中一個(gè)實(shí)施例中，所述高超聲速飛行器的原始非線性模型通過非線性函數(shù)表達(dá)，所述非線性函數(shù)表達(dá)式為：

12、首先定義標(biāo)量σ，表達(dá)式為：

13、

14、構(gòu)建非線性函數(shù)表達(dá)式：

15、

16、

17、式中，σ＝[σ1?σ2?…?σn]τ表示元素為σj,j＝1,...,n的向量；l1，l2分別表示可設(shè)計(jì)的正參數(shù)；和ψ(σ1,σ2；l1,l2)表示預(yù)先設(shè)計(jì)的函數(shù)；||·||表示2-范數(shù)。

18、在其中一個(gè)實(shí)施例中，所述高超聲速飛行器面向控制的姿態(tài)系統(tǒng)模型表示為：

19、

20、其中，

21、

22、

23、

24、

25、式中，x1＝[α?β?γv]表示姿態(tài)角；x2＝[ωz?ωy?ωx]表示姿態(tài)角速度；u＝[δz?δyδx]表示舵偏角；di,i＝1,2表示飛行器建模誤差和外部干擾，同時(shí)姿態(tài)系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)方程中的復(fù)雜項(xiàng)以及由變形引起的附加力矩都合并至di；l,d,n分別表示升力、阻力、側(cè)向力；v,m,g分別表示飛行速度、高超聲速飛行器質(zhì)量、重力加速度；ix,iy,iz表示三軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；θ表示航跡角；q表示動(dòng)壓；分別表示為與俯仰舵偏角有關(guān)的俯仰力矩系數(shù)、與偏航舵偏角有關(guān)的偏航力矩系數(shù)項(xiàng)、與滾轉(zhuǎn)舵偏角有關(guān)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)項(xiàng)；s0為參考面積；α為由攻角組成的向量α＝[1?α?α3]τ，βmx＝β；為與α有關(guān)的俯仰力矩系數(shù)項(xiàng)；為與側(cè)滑角有關(guān)的偏航力矩系數(shù)項(xiàng)；為與滾轉(zhuǎn)角有關(guān)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)項(xiàng)。

26、在其中一個(gè)實(shí)施例中，所述切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略表示為：

27、

28、

29、式中，uj(t)表示控制量u(t)的第j個(gè)分量；υj表示將進(jìn)行設(shè)計(jì)的事件觸發(fā)控制器；和表示事件觸發(fā)機(jī)制下第j個(gè)通道的時(shí)間區(qū)間的起始和終止時(shí)刻；λi,i＝1,2,3、δ均為系數(shù)；ηj表示內(nèi)部動(dòng)態(tài)變量；zu,j表示事件觸發(fā)控制器與理想控制輸入之間的差值；δ表示用于切換觸發(fā)條件的常系數(shù)。

30、在其中一個(gè)實(shí)施例中，所述內(nèi)部動(dòng)態(tài)變量表達(dá)式為：

31、

32、式中，cr,r＝1,2,3,4為系數(shù)；表示自變量為y的非線性函數(shù)；y＝[sτητb]τ表示設(shè)計(jì)過程中所需要的向量；s表示即將設(shè)計(jì)的滑模面；η為內(nèi)部動(dòng)態(tài)變量的向量形式。

33、在其中一個(gè)實(shí)施例中，根據(jù)角度跟蹤誤差及趨近律，采用固定時(shí)間控制方法構(gòu)建固定時(shí)間滑模控制器，包括：

34、角度跟蹤誤差表示為：

35、z＝x1-xc＝[z1?z2?z3]τ；

36、根據(jù)角度跟蹤誤差z與誤差變量導(dǎo)函數(shù)設(shè)計(jì)滑模面s＝[s1?s2?s3]τ，表達(dá)式為：

37、

38、通過趨近律使滑模面在固定時(shí)間內(nèi)收斂，趨近律表達(dá)式為：

39、

40、則，所述固定時(shí)間滑模控制器函數(shù)設(shè)計(jì)為:

41、

42、式中，kr,r＝2,3,4和μj,j＝1,2,3,4為系數(shù)。

43、在其中一個(gè)實(shí)施例中，所述事件觸發(fā)固定時(shí)間滑?？刂破鞅硎緸椋?/p>

44、

45、式中，υ0(t)表示控制輸入；xc＝[x1c?x2c?x3c]τ表示角度指令；s＝[s1?s2?s3]τ表示滑模面；k、ε為系數(shù)；表示可設(shè)計(jì)的正系數(shù)。

46、在其中一個(gè)實(shí)施例中，所述姿態(tài)控制輸入表示為：

47、

48、式中：ψ(y,s；k3,k4)表示自變量為y和s的函數(shù)；k0和k1為系數(shù)，k1＞l1+d2，k3＝c3，k4＝c4；l1和d2分別表示干擾和干擾倒數(shù)絕對(duì)值的上界。

49、一種基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制系統(tǒng)，所述系統(tǒng)包括：

50、姿態(tài)系統(tǒng)模型構(gòu)建模塊，用于構(gòu)建高超聲速飛行器面向控制的姿態(tài)系統(tǒng)模型；

51、切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略設(shè)計(jì)模塊，用于基于所述姿態(tài)系統(tǒng)模型，設(shè)計(jì)切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略，并在所述切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略中建立收斂特性與滑模變量相匹配的內(nèi)部動(dòng)態(tài)變量；

52、固定時(shí)間滑模控制器構(gòu)建模塊，用于根據(jù)角度跟蹤誤差及趨近律，采用固定時(shí)間控制方法構(gòu)建固定時(shí)間滑?？刂破鳎?/p>

53、事件觸發(fā)固定時(shí)間滑?？刂破鳂?gòu)建模塊，用于根據(jù)所述切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略與所述固定時(shí)間滑?？刂破?，構(gòu)建事件觸發(fā)固定時(shí)間滑模控制器；

54、姿態(tài)控制輸入計(jì)算模塊，用于實(shí)時(shí)獲取飛行器的誤差信息，將所述誤差信息輸入所述事件觸發(fā)固定時(shí)間滑?？刂破鬟M(jìn)行計(jì)算，得到姿態(tài)控制輸入；

55、姿態(tài)調(diào)整控制模塊，用于通過所述姿態(tài)控制輸入，對(duì)所述飛行器的姿態(tài)角度進(jìn)行調(diào)整控制。

56、上述基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器固定時(shí)間控制方法及系統(tǒng)，通過構(gòu)建高超聲速飛行器面向控制的姿態(tài)系統(tǒng)模型；然后基于姿態(tài)系統(tǒng)模型，設(shè)計(jì)切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略，并在切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略中建立收斂特性與滑模變量相匹配的內(nèi)部動(dòng)態(tài)變量；根據(jù)角度跟蹤誤差及趨近律，采用固定時(shí)間控制方法構(gòu)建固定時(shí)間滑?？刂破?；根據(jù)切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略與固定時(shí)間滑?？刂破?，構(gòu)建事件觸發(fā)固定時(shí)間滑?？刂破鳎粚?shí)時(shí)獲取飛行器的誤差信息，并將誤差信息輸入事件觸發(fā)固定時(shí)間滑?？刂破鬟M(jìn)行計(jì)算，得到姿態(tài)控制輸入；通過姿態(tài)控制輸入，對(duì)飛行器的姿態(tài)角度進(jìn)行調(diào)整控制。

57、本技術(shù)一方面通過設(shè)計(jì)切換動(dòng)態(tài)事件觸發(fā)策略，保證魯棒性的同時(shí)降低飛行器飛行控制系統(tǒng)資源開銷，達(dá)到高性能低消耗的姿態(tài)控制，具有實(shí)際工程意義；另一方面，通過構(gòu)建固定時(shí)間滑?？刂破鳎苯忧笕±硐肟刂屏?，避免避免復(fù)雜冗長(zhǎng)的分層設(shè)計(jì)，應(yīng)用于高超聲速飛行器能夠取得較理想的控制性能。