本發(fā)明屬于多固定翼飛行器控制領(lǐng)域，涉及一種亞音速飛行器空中對(duì)接分離均勻管魯棒模型預(yù)測(cè)控制方法，用于實(shí)現(xiàn)多飛行器空中對(duì)接分離過(guò)程舵面與飛行器推力魯棒優(yōu)化控制。

背景技術(shù)：

1、多體組合式飛行器，作為一種新概念飛行器，可通過(guò)翼尖連接方式將多個(gè)單體飛行器聚合。根據(jù)飛行任務(wù)要求，多體組合式飛行器能夠自主地分離成多個(gè)單體飛行器，或者將單體飛行器對(duì)接形成組合式飛行器。這種設(shè)計(jì)既保留了單體飛行器的靈活性，又解決了單個(gè)飛行器由于體積和重量有限，難以兼顧長(zhǎng)航時(shí)、遠(yuǎn)航程和機(jī)動(dòng)性的多重需求。因此多體組合式飛行器在理論與工程研究領(lǐng)域備受關(guān)注。

2、考慮到飛行器對(duì)接分離過(guò)程中翼尖渦氣動(dòng)干擾的存在，多體飛行器翼尖對(duì)接分離過(guò)程中姿態(tài)和軌跡會(huì)受到嚴(yán)重影響，因此開(kāi)發(fā)相關(guān)對(duì)接分離過(guò)程控制方法發(fā)明十分必要。目前針對(duì)多體組合式飛行器對(duì)接分離過(guò)程飛行控制基本采用經(jīng)典控制方法(比如比例-微分-積分(pid)與線性二次調(diào)節(jié)器(lqr))，但現(xiàn)有針對(duì)多體飛行器的對(duì)接分離過(guò)程控制方法無(wú)法有效處理飛行狀態(tài)、舵面以及飛行器推力飽和約束以及安全對(duì)接區(qū)域約束。同時(shí)由于飛行器對(duì)接分離過(guò)程翼尖渦干擾的存在，經(jīng)典控制方法無(wú)法保證干擾下翼尖對(duì)接分離控制任務(wù)完成的可靠性。

3、因此，針對(duì)上述飛行器翼尖對(duì)接分離過(guò)程多約束、高抗擾控制需求，實(shí)現(xiàn)多體組合式飛行器翼尖對(duì)接分離過(guò)程舵面與飛行器推力魯棒優(yōu)化控制，是當(dāng)前的難點(diǎn)和迫切要解決的問(wèn)題之一，有必要提出一種飛行器空中對(duì)接分離均勻管魯棒模型預(yù)測(cè)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(wèn)題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提出一種飛行器空中對(duì)接分離均勻管魯棒模型預(yù)測(cè)控制方法，解決多飛行器翼尖對(duì)接分離過(guò)程中，面臨翼尖渦干擾從而影響對(duì)接分離過(guò)程飛行器姿態(tài)與軌跡，造成系統(tǒng)不穩(wěn)定問(wèn)題，以及現(xiàn)有控制方法無(wú)法保證飛行器翼尖對(duì)接分離過(guò)程中多種復(fù)雜約束被滿足的問(wèn)題。

2、本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：

3、一種飛行器空中對(duì)接分離均勻管魯棒模型預(yù)測(cè)控制方法，步驟如下：

4、(1)確定翼尖渦干擾下受限固定翼子飛行器線性化離散動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)模型，所述子飛行器為翼尖對(duì)接分離過(guò)程中的被控飛行器，主飛行器保持平飛；

5、(2)根據(jù)翼尖渦擾動(dòng)變量約束，計(jì)算關(guān)于擾動(dòng)變量的干擾不變集合；

6、(3)計(jì)算子飛行器飛行狀態(tài)、舵面以及飛行器推力的緊縮約束集合；

7、(4)考慮翼尖對(duì)接過(guò)程，構(gòu)建子飛行器與主飛行器翼尖對(duì)接安全區(qū)域終端約束；

8、(5)設(shè)計(jì)以姿態(tài)誤差為目標(biāo)函數(shù)的對(duì)接魯棒模型預(yù)測(cè)控制問(wèn)題；

9、(6)求解所述對(duì)接魯棒模型預(yù)測(cè)控制問(wèn)題，獲得當(dāng)前采樣時(shí)刻翼尖對(duì)接過(guò)程最優(yōu)舵面與飛行器推力控制指令；

10、(7)下一采樣時(shí)刻，重復(fù)步驟(6)直到對(duì)接任務(wù)完成；

11、(8)考慮翼尖分離過(guò)程，設(shè)計(jì)具有翼尖分離約束的分離魯棒模型預(yù)測(cè)控制問(wèn)題；

12、(9)求解分離魯棒模型預(yù)測(cè)控制問(wèn)題，獲得當(dāng)前采樣時(shí)刻翼尖分離過(guò)程最優(yōu)舵面與飛行器推力控制指令；

13、(10)下一采樣時(shí)刻，重復(fù)步驟(9)直到分離任務(wù)完成。

14、進(jìn)一步的，步驟(1)所述的翼尖渦干擾下受限固定翼子飛行器線性化離散動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)模型，具體為：

15、線性化后縱向固定翼子飛行器離散狀態(tài)空間方程為：

16、

17、式中，a表示飛行器系統(tǒng)矩陣、b表示飛行器輸入矩陣，δαk為k時(shí)刻攻角偏量，δωk為k時(shí)刻俯仰角速度偏量，δvk為k時(shí)刻飛行器速度變量，δδk為k時(shí)刻升降舵面偏量輸入，δtk為飛行器k時(shí)刻推力變量，dk為k時(shí)刻飛行器翼尖渦干擾變量；為簡(jiǎn)化設(shè)δxk＝[δαk?δωkδvk]t表示k時(shí)刻飛行器狀態(tài)，δuk＝[δδk?δtk]t為控制輸入；

18、確定飛行器狀態(tài)、舵面偏量、飛行器推力以及翼尖渦干擾約束集合：

19、δxk∈θ,δuk∈u,dk∈w

20、式中θ，u分別為飛行器狀態(tài)、控制輸入約束集，w為翼尖渦干擾約束集合。

21、進(jìn)一步的，步驟(2)中根據(jù)翼尖渦擾動(dòng)變量約束，計(jì)算關(guān)于擾動(dòng)變量的干擾不變集合，具體如下：

22、步驟(2a)：設(shè)m＝0，計(jì)算集合

23、

24、式中k為反饋控制增益，ψ0＝w；

25、步驟(2b)：如果ψm+1＝ψm未滿足，m＝m+1，即m的值增加1，重復(fù)步驟(2a)到(2b)，直到ψm+1＝ψm，獲得干擾不變集ψ∞。

26、進(jìn)一步的，步驟(3)計(jì)算子飛行器飛行狀態(tài)、舵面以及飛行器推力的緊縮約束集合具體方法為：

27、

28、式中分別為緊縮后為飛行器狀態(tài)，控制輸入約束集。

29、進(jìn)一步的，步驟(4)中子飛行器與主飛行器翼尖對(duì)接過(guò)程中，翼尖對(duì)接安全區(qū)域終端約束為：

30、

31、式中，δxk+n|k＝[δαk+n|k?δωk+n|kδvk+n|k]t為k時(shí)刻預(yù)測(cè)k+n步模型預(yù)測(cè)子飛行器終端飛行狀態(tài)，為平飛主飛行器k+n時(shí)刻對(duì)接參考飛行狀態(tài)，ξsafe為安全區(qū)域終端約束。

32、進(jìn)一步的，步驟(5)中設(shè)計(jì)以姿態(tài)誤差為目標(biāo)函數(shù)的對(duì)接魯棒模型預(yù)測(cè)控制問(wèn)題為：

33、

34、式中，為標(biāo)稱飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)，其中標(biāo)稱飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)指沒(méi)有擾動(dòng)的飛行器動(dòng)力學(xué)模型，為標(biāo)稱舵面偏量輸入，為k時(shí)刻預(yù)測(cè)k+i標(biāo)稱飛行狀態(tài)，

35、

36、為k時(shí)刻預(yù)測(cè)最優(yōu)舵面與飛行器推力序列；

37、目標(biāo)函數(shù)定義為

38、

39、式中qa與ra分別為飛行器對(duì)接過(guò)程狀態(tài)變量權(quán)重矩陣與輸入變量權(quán)重正定矩陣；為終端代價(jià)函數(shù)，其中pa為對(duì)接過(guò)程終端狀態(tài)權(quán)重正定矩陣；為狀態(tài)初值。

40、進(jìn)一步的，步驟(6)求解對(duì)接魯棒模型預(yù)測(cè)控制問(wèn)題，獲得當(dāng)前采樣時(shí)刻翼尖對(duì)接過(guò)程最優(yōu)舵面與飛行器推力控制指令為

41、

42、式中為k時(shí)刻求解步驟(5)對(duì)接魯棒模型預(yù)測(cè)控制問(wèn)題所得舵面與飛行器推力最優(yōu)控制序列的第一個(gè)元素。

43、進(jìn)一步的，步驟(7)中下一采樣時(shí)刻，重復(fù)步驟(6)直到對(duì)接任務(wù)完成要求：每一采樣時(shí)刻在線求解步驟(5)中模型預(yù)測(cè)控制問(wèn)題，使得子飛行器與主飛行器對(duì)接過(guò)程中能量消耗最小。

44、進(jìn)一步的，步驟(8)考慮翼尖分離過(guò)程，設(shè)計(jì)具有翼尖分離約束的分離魯棒模型預(yù)測(cè)控制問(wèn)題為

45、

46、式中ξd為翼尖分離過(guò)程終端約束，d為主飛行器與子飛行器分離最小狀態(tài)范數(shù)差值，目標(biāo)函數(shù)定義為

47、

48、式中qd與rd分別為飛行器分離過(guò)程狀態(tài)變量權(quán)重矩陣與輸入變量權(quán)重正定矩陣；為終端代價(jià)函數(shù)，其中pd為分離過(guò)程終端狀態(tài)權(quán)重正定矩陣。

49、進(jìn)一步的，步驟(9)中求解步驟(8)中分離階段模型預(yù)測(cè)優(yōu)化控制問(wèn)題，獲得當(dāng)前采樣時(shí)刻翼尖分離過(guò)程最優(yōu)舵面與飛行器推力控制指令為

50、

51、式中為k時(shí)刻求解步驟(8)分離魯棒模型預(yù)測(cè)控制問(wèn)題所得舵面最優(yōu)控制序列的第一個(gè)元素。

52、進(jìn)一步的，步驟(10)中下一采樣時(shí)刻，重復(fù)步驟(9)直到分離任務(wù)完成要求：每一采樣時(shí)刻在線求解步驟(8)中模型預(yù)測(cè)控制問(wèn)題，使得子飛行器與主飛行器分離過(guò)程中能量消耗最小。

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

54、(1)本發(fā)明提出的翼尖對(duì)接分離模型預(yù)測(cè)控制方法，相比于現(xiàn)有經(jīng)典控制方法，可有效處理對(duì)接分離過(guò)程中飛行狀態(tài)、舵面以及飛行器推力飽和約束，同時(shí)可根據(jù)翼尖對(duì)接分離目標(biāo)函數(shù)設(shè)計(jì)，對(duì)舵面操作指令、飛行器推力與飛行狀態(tài)在多種約束下進(jìn)行優(yōu)化，為每一采樣時(shí)刻提供最優(yōu)舵面以及推力指令。

55、(2)本發(fā)明提出的基于均勻管的魯棒模型預(yù)測(cè)控制方法，針對(duì)現(xiàn)有控制方法缺少在翼尖渦干擾下，保證飛行器在翼尖對(duì)接分離過(guò)程中飛行姿態(tài)穩(wěn)定控制的策略。本發(fā)明通過(guò)構(gòu)建緊縮約束集的方式，避免求解翼尖對(duì)接分離優(yōu)化問(wèn)題過(guò)程中翼尖渦擾動(dòng)項(xiàng)導(dǎo)致的約束違背問(wèn)題。