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

背景技術(shù)：

1、高超聲速飛行器提供了進(jìn)入臨近空間的有效途徑。自x43-a飛行器成功飛行以來(lái)，高超聲速飛行器已經(jīng)吸引了全世界的關(guān)注。傳統(tǒng)的高超聲速飛行器是為了特定的任務(wù)設(shè)計(jì)的，不同的任務(wù)或需求需要使用不同特性的高超聲速飛行器。

2、近年來(lái)，變形飛行器技術(shù)被廣泛研究以獲取更佳的氣動(dòng)特性。因而，關(guān)于高超聲速變形飛行器的研究日益增多。通過(guò)連續(xù)的變形，高超聲速變形飛行器能夠改變氣動(dòng)特性以適應(yīng)當(dāng)前任務(wù)需求，從而實(shí)現(xiàn)多任務(wù)設(shè)計(jì)。

3、然而，變形技術(shù)不僅帶來(lái)了更大的飛行包絡(luò)，也帶來(lái)了較嚴(yán)重的挑戰(zhàn)。高超聲速變形飛行器需要魯棒性強(qiáng)、適應(yīng)能力優(yōu)且資源消耗友好型的控制系統(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(wèn)題，提供一種具有較快的跟蹤速度、較高的跟蹤精度和較低的資源消耗的基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器有限時(shí)間控制方法及系統(tǒng)。

2、一種基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器有限時(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)事件觸發(fā)策略，并在所述事件觸發(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，采用快速有限時(shí)間控制方法構(gòu)建快速有限時(shí)間控制器；

6、根據(jù)所述事件觸發(fā)策略與所述快速有限時(shí)間控制器，構(gòu)建事件觸發(fā)有限時(shí)間控制器；

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)有限時(shí)間控制器進(jìn)行計(jì)算，得到姿態(tài)控制輸入；

8、通過(guò)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，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：

10、

11、其中，

12、

13、

14、

15、

16、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；δi,i＝1,2表示飛行器建模誤差和外部干擾；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)。

17、在其中一個(gè)實(shí)施例中，所述事件觸發(fā)策略表示為：

18、

19、

20、式中，ui(t)表示控制量u(t)的第i個(gè)分量；υi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i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)；ηi表示內(nèi)部動(dòng)態(tài)變量；zu,i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)；ηi為內(nèi)部動(dòng)態(tài)變量。

21、在其中一個(gè)實(shí)施例中，所述內(nèi)部動(dòng)態(tài)變量表示為：

22、當(dāng)|ui(t)|＜δ時(shí)，內(nèi)部動(dòng)態(tài)變量表示為：

23、

24、當(dāng)|ui(t)|＞δ時(shí)，內(nèi)部動(dòng)態(tài)變量表示為：

25、

26、式中，l1、l2、p均為系數(shù)；sigp(ηi)表示自變量為為ηi的函數(shù)；sign(·)為符號(hào)函數(shù)。

27、在其中一個(gè)實(shí)施例中，根據(jù)角度跟蹤誤差及趨近律，采用快速有限時(shí)間控制方法構(gòu)建快速有限時(shí)間控制器，包括：

28、設(shè)計(jì)動(dòng)態(tài)滑模面，表示為：

29、

30、角度跟蹤誤差z定義為：

31、

32、通過(guò)對(duì)動(dòng)態(tài)滑模面求導(dǎo)可得：

33、

34、通過(guò)代入角速度狀態(tài)空間微分方程可得：

35、

36、通過(guò)合并非線性函數(shù)可得：

37、

38、式中各項(xiàng)函數(shù)表達(dá)式為：

39、

40、

41、因此可設(shè)計(jì)快速有限時(shí)間控制器，為：

42、

43、式中，c1i,i＝1,2,3為系數(shù)；f和g表示合并后的非線性函數(shù)；u表示控制器。在其中一個(gè)實(shí)施例中，所述事件觸發(fā)有限時(shí)間控制器表示為：

44、

45、式中，υ0(t)表示控制輸入；ε為系數(shù)。

46、在其中一個(gè)實(shí)施例中，將所述誤差信息輸入所述事件觸發(fā)有限時(shí)間控制器進(jìn)行計(jì)算，得到姿態(tài)控制輸入，所述姿態(tài)控制輸入表示為：

47、

48、式中，q為正系數(shù)；kj；j＝1,2,3,4為系數(shù)。

49、一種基于事件觸發(fā)的高超聲速飛行器有限時(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、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)事件觸發(fā)策略，并在所述事件觸發(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、快速有限時(shí)間控制器構(gòu)建模塊，用于根據(jù)角度跟蹤誤差及趨近律，采用快速有限時(shí)間控制方法構(gòu)建快速有限時(shí)間控制器；

53、事件觸發(fā)有限時(shí)間控制器構(gòu)建模塊，根據(jù)所述事件觸發(fā)策略與所述快速有限時(shí)間控制器，構(gòu)建事件觸發(fā)有限時(shí)間控制器；

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)有限時(shí)間控制器進(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(guò)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)的高超聲速飛行器有限時(shí)間控制方法及系統(tǒng)，通過(guò)構(gòu)建高超聲速飛行器面向控制的姿態(tài)系統(tǒng)模型；基于姿態(tài)系統(tǒng)模型，設(shè)計(jì)事件觸發(fā)策略，并在事件觸發(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，采用快速有限時(shí)間控制方法構(gòu)建快速有限時(shí)間控制器；根據(jù)事件觸發(fā)策略與快速有限時(shí)間控制器，構(gòu)建事件觸發(fā)有限時(shí)間控制器；實(shí)時(shí)獲取飛行器的誤差信息，將誤差信息輸入事件觸發(fā)有限時(shí)間控制器進(jìn)行計(jì)算，得到姿態(tài)控制輸入；通過(guò)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)的事件觸發(fā)策略中采用切換設(shè)計(jì)和內(nèi)部動(dòng)態(tài)變量設(shè)計(jì)，能夠獲取最佳觸發(fā)策略。同時(shí)，采用事件觸發(fā)策略與快速有限時(shí)間控制器構(gòu)建的事件觸發(fā)有限時(shí)間控制器，能夠基于實(shí)時(shí)獲取的飛行器誤差信息，可以直接求取姿態(tài)控制輸入，該控制輸入高超聲速飛行器后，能夠保證飛行器姿態(tài)快速跟蹤預(yù)先設(shè)定的姿態(tài)角指令，保證飛行器姿態(tài)快速穩(wěn)定并通過(guò)降低控制器更新頻率來(lái)節(jié)約系統(tǒng)資源，解決了針對(duì)高超聲速變形飛行器設(shè)計(jì)強(qiáng)魯棒和低資源消耗控制系統(tǒng)的難題，具有較快的跟蹤速度、較高的跟蹤精度和較低的資源消耗的特點(diǎn)。