本發(fā)明屬于變構(gòu)飛行器優(yōu)化控制領(lǐng)域，涉及一種亞音速小擾動(dòng)變展長飛行器控制方法，用于實(shí)現(xiàn)變構(gòu)飛行器上自主舵面偏轉(zhuǎn)優(yōu)化控制。

背景技術(shù)：

1、傳統(tǒng)固定構(gòu)型飛行器由于結(jié)構(gòu)較為簡單，飛行模式單一，往往只能滿足特定任務(wù)需求。隨著科學(xué)技術(shù)的不斷發(fā)展，為應(yīng)對(duì)復(fù)雜飛行環(huán)境及多樣任務(wù)需求，未來飛行器發(fā)展呈現(xiàn)無人化、自主化、智能化。作為下一代飛行器技術(shù)發(fā)展的重大發(fā)展方向，變構(gòu)飛行器具備多種調(diào)整局部或整體外形的變構(gòu)方式，相比于固定構(gòu)型飛行器，可變構(gòu)飛行器具有更寬的飛行速域范圍與更優(yōu)良的氣動(dòng)外形布局，能夠大幅拓展現(xiàn)有飛行能力邊界，具有對(duì)更廣飛行空域、更寬飛行高度以及更長航時(shí)的高效飛行能力。

2、一般受擾變構(gòu)飛行器按飛行性能需求可構(gòu)建多個(gè)離散構(gòu)型(忽略變構(gòu)過程)，因此可根據(jù)不同離散構(gòu)型動(dòng)力學(xué)參數(shù)建立針對(duì)各離散構(gòu)型的子系統(tǒng)，通過切換邏輯建模成飛行器變構(gòu)切換系統(tǒng)。目前針對(duì)受擾離散飛行器變構(gòu)切換系統(tǒng)控制方法主要有傳統(tǒng)線性控制方法以及新興智能控制方法。傳統(tǒng)線性控制方法(pid、抗擾動(dòng)控制方法等)雖然能夠通過多級(jí)分段或解耦方法完成飛行器控制任務(wù)，但面對(duì)飛行器在小擾動(dòng)不同構(gòu)型下的飛行能力約束以及不同性能優(yōu)化指標(biāo)，尚缺乏具體應(yīng)對(duì)控制策略。智能控制方法雖然能夠通過神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、強(qiáng)化學(xué)習(xí)等手段在約束條件下實(shí)現(xiàn)根據(jù)優(yōu)化目標(biāo)的控制，但智能控制方法往往依賴海量飛行數(shù)據(jù)且相關(guān)學(xué)習(xí)策略缺乏理論保障。

3、因此設(shè)計(jì)針對(duì)飛行器變構(gòu)切換系統(tǒng)的魯棒優(yōu)化控制策略，實(shí)現(xiàn)多種約束小擾動(dòng)下特定飛行目標(biāo)優(yōu)化控制任務(wù)，是當(dāng)前的難點(diǎn)和迫切要解決的問題之一。有必要提出一種基于切換模型預(yù)測(cè)的受擾變構(gòu)飛行器控制方法。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明提出一種考慮基于切換模型預(yù)測(cè)的受擾變構(gòu)飛行器控制方法，解決現(xiàn)有受擾飛行器變構(gòu)切換系統(tǒng)的控制方法缺少不依賴飛行數(shù)據(jù)在小擾動(dòng)下處理約束實(shí)現(xiàn)特定優(yōu)化目標(biāo)能力的問題。

2、本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：

3、一種基于切換模型預(yù)測(cè)的受擾變構(gòu)飛行器控制方法，步驟如下：

4、(1)確定受擾飛行器不同構(gòu)型下的線性化切換動(dòng)力學(xué)模型并確定各構(gòu)型下的變量約束；所述變量約束包括擾動(dòng)變量約束、飛行狀態(tài)約束、舵面飽和約束；

5、(2)根據(jù)擾動(dòng)變量約束，構(gòu)建針對(duì)飛行器所有構(gòu)型的切換干擾不變集，獲得不同構(gòu)型子系統(tǒng)的切換構(gòu)型依賴駐留時(shí)間約束；所述不同構(gòu)型子系統(tǒng)是指不同變構(gòu)量下飛行器動(dòng)力學(xué)模型；

6、(3)根據(jù)步驟(1)確定的飛行狀態(tài)約束、舵面飽和約束以及步驟(2)確定的切換干擾不變集，計(jì)算不同飛行器構(gòu)型下的飛行狀態(tài)與舵面飽和約束緊縮集；

7、(4)設(shè)計(jì)不同飛行器構(gòu)型下優(yōu)化控制目標(biāo)函數(shù)；

8、(5)根據(jù)所述約束緊縮集與優(yōu)化控制目標(biāo)函數(shù)，針對(duì)變構(gòu)飛行器標(biāo)稱系統(tǒng)建立飛行器每一構(gòu)型下的切換模型預(yù)測(cè)控制問題；

9、所述變構(gòu)飛行器標(biāo)稱系統(tǒng)是指沒有擾動(dòng)的線性化切換動(dòng)力學(xué)模型；

10、(6)針對(duì)步驟(5)所述切換模型預(yù)測(cè)控制問題，確定停留在某構(gòu)型下的構(gòu)型依賴駐留時(shí)間可行性條件；

11、(7)針對(duì)步驟(5)所述切換模型預(yù)測(cè)控制問題，確定停留在某構(gòu)型下的構(gòu)型依賴駐留時(shí)間穩(wěn)定性條件；

12、(8)根據(jù)步驟(2)確定的切換構(gòu)型依賴駐留時(shí)間約束，步驟(6)確定的構(gòu)型依賴駐留時(shí)間可行性條件與步驟(7)中確定的構(gòu)型依賴駐留時(shí)間穩(wěn)定性條件，確定構(gòu)型依賴駐留時(shí)間最大下界約束；

13、(9)基于所述最大下界約束，根據(jù)每一采樣時(shí)刻飛行器構(gòu)型，求解步驟(5)中對(duì)應(yīng)構(gòu)型下的切換模型預(yù)測(cè)控制問題，獲得當(dāng)前時(shí)刻最優(yōu)舵面指令；重復(fù)步驟(5)獲得下一時(shí)刻最優(yōu)舵面指令。

14、進(jìn)一步的，步驟(1)所述的受擾飛行器不同構(gòu)型下的線性化切換動(dòng)力學(xué)模型，具體為：

15、線性化后縱向飛行器變構(gòu)切換狀態(tài)空間方程為：

16、

17、式中δαk為k時(shí)刻攻角偏量，δωk為k時(shí)刻俯仰角速度偏量，δδk為k時(shí)刻舵面偏量控制輸入；變構(gòu)切換律σ(k)為時(shí)間k的一個(gè)分段的常值函數(shù)，σ為飛行器所有可能切換構(gòu)型集合，σ:＝{1,2,…,m,…,m}，m表示不同構(gòu)型飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)代號(hào)；m表示飛行器可切換的構(gòu)型數(shù)量、aσ(k)表示不同變構(gòu)切換律下的系統(tǒng)矩陣、bσ(k)表示不同變構(gòu)切換律下的輸入矩陣、dk表示飛行器所受擾動(dòng)變量；

18、為簡化設(shè)δqk＝[δαkδωk]t為k時(shí)刻飛行器狀態(tài)；

19、確定不同構(gòu)型下飛行器狀態(tài)、舵面偏量以及干擾變量約束集合：

20、δqk∈θσ(k),δδk∈uσ(k),dk∈d

21、式中θσ(k)，uσ(k)分別為飛行器狀態(tài)、舵面偏量不同構(gòu)型下約束集，d為干擾變量約束集合。

22、進(jìn)一步的，步驟(2)中構(gòu)建針對(duì)飛行器所有構(gòu)型的切換干擾不變集，具體為：

23、步驟(2a)：設(shè)j＝1，計(jì)算各不同構(gòu)型子系統(tǒng)v＝τm,τm+1,…,2τm-1,m∈σ步可達(dá)集

24、

25、式中，τm表示不同構(gòu)型飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)代號(hào)下的切換構(gòu)型依賴駐留時(shí)間，km,m∈σ為構(gòu)型依賴反饋控制增益，am表示不同構(gòu)型飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)代號(hào)下的系統(tǒng)矩陣、bm表示不同構(gòu)型飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)代號(hào)下的輸入矩陣，o0＝{0}且零步可達(dá)集為j為算法迭代次數(shù)，j為正整數(shù)，從j＝1開始；

26、步驟(2b)：計(jì)算各不同構(gòu)型子系統(tǒng)v步可達(dá)集凸包

27、ωj＝co{oj}

28、

29、co表示求凸包運(yùn)算；

30、步驟(2c)：如果ωj＝ωj-1未滿足，令j＝j(luò)+1，即j的值增1，重復(fù)步驟(2a)到(2b)，直到ωj＝ωj-1，獲得切換干擾不變集ω∞；

31、切換干擾不變集存在的最小構(gòu)型依賴駐留時(shí)間τm″即為獲得的切換構(gòu)型依賴駐留時(shí)間約束。

32、進(jìn)一步的，步驟(3)中不同飛行器構(gòu)型下的飛行狀態(tài)與舵面飽和約束緊縮集計(jì)算方法如下：

33、

34、式中分別為緊縮后為飛行器狀態(tài)、舵面偏量不同構(gòu)型下約束集；θm、um分別為不同構(gòu)型飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)代號(hào)下飛行器狀態(tài)、舵面偏量約束集。

35、進(jìn)一步的，步驟(4)設(shè)計(jì)的優(yōu)化控制目標(biāo)函數(shù)為

36、

37、式中δqk+i|k＝[δαk+i|kδωk+i|k]t，δδk+i|k分別為k時(shí)刻預(yù)測(cè)k+i時(shí)刻變構(gòu)飛行器狀態(tài)與舵面偏量，nm為不同構(gòu)型下預(yù)測(cè)時(shí)域的長度，qm與rm分別為不同構(gòu)型下飛行器狀態(tài)變量權(quán)重矩陣與舵面偏量權(quán)重正定矩陣；為終端代價(jià)函數(shù)，其中pm為終端狀態(tài)權(quán)重正定矩陣。

38、進(jìn)一步的，步驟(5)針對(duì)變構(gòu)飛行器標(biāo)稱系統(tǒng)建立飛行器每一構(gòu)型下的切換模型預(yù)測(cè)控制問題為：

39、

40、式中為標(biāo)稱飛行器變構(gòu)切換系統(tǒng)，其中，為標(biāo)稱舵面偏量，為標(biāo)稱飛行狀態(tài)，

41、為k時(shí)刻預(yù)測(cè)最優(yōu)舵面偏量序列，為狀態(tài)初值，ξm為飛行器不同構(gòu)型下終端約束集合。

42、進(jìn)一步的，步驟(6)中停留在某構(gòu)型下的構(gòu)型依賴駐留時(shí)間可行性條件為：

43、

44、式中τm為飛行器滿足可行性條件的構(gòu)型依賴駐留時(shí)間最小值，m構(gòu)型下使切換模型預(yù)測(cè)控制問題持續(xù)可解的初值可行域?yàn)?/p>

45、

46、進(jìn)一步的，步驟(7)中某構(gòu)型下的構(gòu)型依賴駐留時(shí)間穩(wěn)定性條件為：

47、

48、式中τm′為飛行器滿足可行性條件的構(gòu)型依賴駐留時(shí)間最小值，ε∞為收縮終端集，收縮終端集計(jì)算如下：

49、步驟(7a)：定義集合z的v步反向可達(dá)集為：

50、步驟(7b)：計(jì)算各不同構(gòu)型子系統(tǒng)v＝τm,τm+1,…,2τm-1,m∈σ步反向可達(dá)集的交集

51、

52、式中λ∈(0,1)為收縮因子，ε0＝∩m∈σξm，j為正整數(shù)為算法迭代次數(shù)；

53、步驟(7c)：計(jì)算εj＝εj-1∩λ；

54、步驟(7d)：如果εj＝εj-1未滿足，j＝j(luò)+1，重復(fù)步驟(7a)到(7b)，直到εj＝εj-1，獲得收縮終端集ε∞。

55、進(jìn)一步的，步驟(8)確定構(gòu)型依賴駐留時(shí)間最大下界約束為：

56、τm≥τm,τm≥τm′且τm≥τm″,m∈σ

57、式中τm為飛行器不同構(gòu)型下構(gòu)型依賴駐留時(shí)間最大下界約束。

58、進(jìn)一步的，步驟(9)中根據(jù)每一采樣時(shí)刻飛行器構(gòu)型，求解步驟(5)中對(duì)應(yīng)構(gòu)型下的模型預(yù)測(cè)控制問題，獲得當(dāng)前時(shí)刻最優(yōu)舵面指令具體為

59、

60、式中為k時(shí)刻求解步驟(5)對(duì)應(yīng)構(gòu)型下的模型預(yù)測(cè)控制問題所得舵面最優(yōu)控制序列的第一個(gè)元素；重復(fù)步驟(5)獲得下一時(shí)刻最優(yōu)舵面指令。

61、本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)在于：

62、1、本發(fā)明提出的針對(duì)受擾飛行器變構(gòu)切換系統(tǒng)的模型預(yù)測(cè)控制方法，相比于非優(yōu)化傳統(tǒng)控制方法，可根據(jù)不同構(gòu)型下的異種優(yōu)化指標(biāo)分別設(shè)計(jì)優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)，實(shí)現(xiàn)針對(duì)于不同構(gòu)型的最優(yōu)舵面控制。同時(shí)，本發(fā)明控制方法相比于傳統(tǒng)控制方法可有效處理飛行狀態(tài)以及舵面偏轉(zhuǎn)約束，實(shí)現(xiàn)變構(gòu)飛行器復(fù)雜約束下最優(yōu)舵面控制。

63、2、在有界小擾動(dòng)下，本發(fā)明控制方法相較于無動(dòng)力學(xué)模型切換的模型預(yù)測(cè)魯棒控制方法，可實(shí)現(xiàn)飛行器不同構(gòu)型子系統(tǒng)切換下的小擾動(dòng)魯棒模型預(yù)測(cè)控制，同時(shí)可保證切換模型預(yù)測(cè)算法的可行性與閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性。