CN106569441B - 一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置与控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置，所述的装置包括两层的三单元分布式张拉整体结构，驱动器，传感器和控制计算机；本发明还公开其控制方法，具体为：步骤1，组建整体张拉式变形翼装置；步骤2，建立变形翼的非线性动力学模型；步骤3，建立第一层控制结构，使得标称***能跟踪期望的形状；步骤4，建立第二层控制结构，使实际的变形翼***能跟踪标称***，最终收敛到期望的形状；本发明通过一种两层的控制结构的控制方法，为飞行器实现气动外形主动改变从而提高气动效率提供了一个有效的方法，且装置结构简洁，控制方法鲁棒性强，能在较大不确定情况下保证变形翼的形状跟踪控制。

Description

一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置与控制方法

技术领域

本发明属于柔性结构主动控制领域，具体讲是一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置与控制方法。

背景技术

变体飞行器通过让机翼外形主动变化，来改善气动性能，扩大飞行包线。变形翼是变体飞行器的关键部件。目前的变体飞行器研究中出现的有集中驱动式以及分布驱动式两种变形结构。其中，集中驱动式变形结构具有制作较简单的优点，但驱动器承受的载荷大，对其强度要求高，导致结构重量大，而且变形形式固定单一，同时在驱动器发生故障时，将会导致飞行器失效。相比之下，分布驱动式变形结构中，多个驱动器分担载荷，有助于减轻结构重量，变形形式灵活，鲁棒性强，在部分驱动器发生故障时能够保证飞行器具有足够的可控性。

同时在飞行器变形时，为了提高气动效率，整个过程应该是连续光滑的，分布式驱动更有利于达到这一目的。因此，有必要采用在柔性结构中嵌入分布式驱动元件的结构。目前的柔性结构中通常有桁架连杆结构、蜂窝结构或右旋结构等覆盖柔性蒙皮组成。然而，分布式驱动变形翼的控制***设计方面的现有成果较少。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明设计了一种分布式驱动的张拉整体式的变形翼机构，并设计了形状控制方法；张拉整体结构是一类具有预应力配置的桁架结构，具有变形量大，驱动方便的特点，通过对此张拉整体结构的形状控制以实现对变形翼飞行器机翼的变形控制，本发明提出的形状控制方法具有两层控制结构，具有参数易调节，鲁棒性强的优点。

本发明公开的一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置，装置包括两层的三单元分布式张拉整体结构，驱动器，传感器和控制计算机；所述的驱动器、传感器嵌入式安装在张拉整体结构里面，驱动器和传感器连有控制板，再通过导线连到上位计算机。所述的驱动器、传感器和控制器构成变形翼控制***。

进一步，所述的分布式张拉整体结构由桁架、绳索和拉簧组建而成；所述的桁架结构由6根竖直方向上的垂杆和12根水平方向的桁架组成；所述的每个相邻的垂杆间由绳索和拉簧相连接，形成一个弹性的绳索结构，其中每个拉簧都是处于拉伸状态；所述的每根垂杆的顶端和水平桁架的端部位置连接，并在连接处安装旋转位置传感器。

进一步，所述的装置平台上分布式安装了驱动器，所述的驱动器为直线步进电机。

进一步，所述的控制板包含有14路数字输入输出口，4路串口信号，6路外部中断，14路脉冲宽度调制PWM以及16路模拟输入。

本发明还公开了一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置的控制方法，包括以下步骤：

步骤1，组建整体张拉式变形翼装置；

步骤2，建立变形翼的非线性动力学模型；

步骤3，建立第一层控制结构；针对标称***动力学设计动态逆控制器，使得标称***能跟踪期望的形状；

步骤4，建立第二层控制结构；针对实际***动力学设计滑模跟踪控制器，使实际的变形翼***能跟踪标称***，最终收敛到期望的形状。

进一步，所述的步骤1具体为：建立机翼主体；主体由6根竖直方向上的垂杆和12根水平方向的桁架组成；每个相邻的垂杆与垂杆之间都由钢丝绳和拉簧相连接，其中每个拉簧都是处于拉伸状态；在每根垂杆的顶端和水平桁架的端部位置的连接处安装旋转位置传感器。

进一步，所述的步骤2具体为：

2.1，应用分析力学建模方法推导出分布式整体张拉式变形翼的非线性动力学模型；

由于***的自由度为6，所以选择θ₁，θ₂，θ₃，θ₄，θ₅以及θ₆为***的广义坐标，计算***各个部件的动能并将其相加，得到整个分布式结构变形翼的动能 T为：

其中，v₃,v₄,v₅,v₆分别表示杆3、杆4、杆5以及杆6质心的速度，对应杆的中心位置坐标分别为(x₃,y₃)，(x₄,y₄)，(x₅,y₅)以及(x₆,y₆)，I_e为绕端点的转动惯量，表达式为I为绕质心的转动惯量，表达式为

2.2，整个***的势能为V＝0；由此可以计算***的动势为L＝T-V＝T；

作用于杆1的主动力表示为杆2的主动力表示为杆3的主动力表示为杆4的主动力表示为杆5的主动力表示为杆6的主动力表示为Q是与广义坐标相对应的广义力；

2.3，根据分析力学理论可知，动能T、势能V以及广义力Q_i满足第二类拉格朗日方程：

得到分布式结构变形翼的非线性动力学方程为

其中q＝[θ₁,…,θ₆]^T为广义坐标，τ＝B(q)u为主动绳的拉力向量， u＝[u₁,u₂,u₃,u₄,u₅,u₆]^T为输入向量，其中的元素为分布式驱动量，M(q)与为 6×6矩阵，且G(q)为6×1向量；

2.4，将***动力学写为如下形式：

其中g(q)＝M^-1(q)B(q)；

注意***中的参数矩阵M(q)，G(q)和D(q)在实际中都是有误差的，但可以假设它们的标称值已知，将标称的***动力学描述为：

进一步，所述的步骤3具体为：

3.1，建立第一层控制结构：标称***的动态逆控制，针对标称动力学模型

(3)设计如下动态逆控制器：

其中，v_m为虚拟控制量；

3.2，令Δq_m＝q_m-q_d且则标称***的跟踪误差满足以下线性动力学：

闭环***(5)稳定并且所有的极点都在区域内，如果存在正定矩阵X₁和矩阵X₂满足一下线性矩阵不等式：

解算不等式(6)和(7)，可计算得到控制增益为K_m＝[-K₂ -K₁]＝X₂X₁ ^-1。

进一步，所述的步骤4具体为：

4.1，建立第二层控制结构：实际***的形状跟踪控制；设计形状跟踪控制器使得具有不确定参数的实际***的输出跟踪上受控的标称***的输出；

令Δq＝q-q_m，Δu＝u-u_m，和Δg＝g(q)-g_m(q_m)，由式(2)与 (3) 可得，跟踪误差动力学方程为：

4.2，在式(8)中，Δf和Δg是未知的；用模糊***对其进行在线辨识；将Δf 与Δg表达为如下模糊函数：

其中ξ_i为模糊隶属度函数，N为模糊规则条数；与分别为未知的常值系数向量与矩阵，ω_f与ω_G为未知的近似误差；

设计跟踪控制律为：

其中

在控制律(11)作用下，跟踪误差趋向于0，如果中的η_i，中的G_i和的更新律设计为：

其中向量ρ_i为正标量。

本发明现对于现有技术的有益效果在于：本发明提出了一种分布式驱动的张拉结构式变形翼装置与控制方法，通过一种两层的控制结构的控制方法，为飞行器实现气动外形主动改变从而提高气动效率提供了一个有效的方法。且装置结构简洁，控制方法鲁棒性强，能在较大不确定情况下保证变形翼的形状跟踪控制。

附图说明

图1为本发明分布式结构变形翼的示意图；

图2为本发明实施例中参数不确定情况下两层结构协调形状控制与其它两种控制效果对比

具体实施方式

本发明提供一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置与控制方法，为使得本发明技术方案及效果更加清楚，明确；本实施例参照附图并举实例对本发明进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置与控制方法具体步骤如下：

第1步：组建整体张拉式变形翼装置。

分布式驱动的整体张拉式变形翼装置主要由两层的三单元分布式张拉整体结构，驱动器，传感器和控制计算机组成。其中分布式张拉整体结构由桁架、绳索和拉簧组建而成。机翼主体结构是三单元两层的桁架结构，由6根竖直方向上的垂杆和12根水平方向的桁架组成。垂杆用于模拟机翼的一个关节；水平桁架则作为垂杆与垂杆之间的连接装置。6根垂杆，每个相邻的垂杆与垂杆之间都由钢丝绳和拉簧相连接，其中每个拉簧都是处于拉伸状态，这相当于在结构中加入了预应力，使得整个结构处于一种受力平衡状态。

用3D打印技术制作连接部件，以连接每根垂杆的顶端和水平桁架的端部位置，并在其中安装旋转位置传感器用于测量桁架之间的转角。旋转位置传感器是位置传感器的一种，旋转角度可以通过输出电压来读取。传感器的中间的圆孔和传感器***部分可以发生相对位置转动，从而改变阻抗，进而输出电压发生变化。检测出电压便能得到旋转角度。分布式安装在各个连接部件处的旋转位置传感器可以测得角度参数从而计算出机翼形状。

平台上分布式安装了直线步进电机。直线电机驱动器通过脉冲电压控制直线电机在其轴心方向进行前后位移运动，从而拉动机翼结构进行形变。

控制板包含有14路数字输入输出口，4路串口信号，6路外部中断，14路脉冲宽度调制PWM(0--13)以及16路模拟输入。控制板为驱动器提供驱动信号，使直线电机运动，拉动绳索使平台变形；同时又作为传感器的角度信号读取装置，将传感器传来的位置信号传递给上位机。

第2步：建立变形翼的非线性动力学模型；

变形翼装置的变量定义如图1所示。应用分析力学建模方法推导出分布式整体张拉式变形翼的非线性动力学模型。图1中粗线为杆，细线为绳，端点a₁，b₂固定，间距为w，且以b₂点作为坐标系原点，建立平面直角坐标系，水平方向为 x轴方向，竖直方向为y轴方向，杆长为l。

根据各杆端点的位置坐标，可计算出绳中力的方向向量和结构中绳的当前长度L_j，其中j＝1,…,9。因为***的自由度为6，所以选择θ₁，θ₂，θ₃，θ₄，θ₅以及θ₆为***的广义坐标，计算***各个部件的动能并将其相加，得到整个分布式结构变形翼的动能T为：

其中，v₃,v₄,v₅,v₆分别表示杆3、杆4、杆5以及杆6质心的速度，对应杆的中心位置坐标分别为(x₃,y₃)，(x₄,y₄)，(x₅,y₅)以及(x₆,y₆)，I_e为绕端点的转动惯量，表达式为I为绕质心的转动惯量，表达式为

整个***的势能为V＝0。由此可以计算***的动势为L＝T-V＝T。

作用于杆1的主动力表示为杆2的主动力表示为杆3的主动力表示为杆4的主动力表示为杆5的主动力表示为杆6的主动力表示为Q是与广义坐标相对应的广义力。

根据分析力学理论可知，动能T、势能V以及广义力Q_i满足第二类拉格朗日方程：

得到分布式结构变形翼的非线性动力学方程为

其中q＝[θ₁,…,θ₆]^T为广义坐标，τ＝B(q)u为主动绳的拉力向量，u＝[u₁,u₂,u₃,u₄,u₅,u₆]^T为输入向量(其中的元素为分布式驱动量)，M(q)与为6×6矩阵，且G(q)为6×1向量。

进一步将***动力学写为如下形式：

其中g(q)＝M^-1(q)B(q)。

注意***中的参数矩阵M(q)，G(q)和D(q)在实际中都是有误差的，但可以假设它们的标称值已知。将标称的***动力学描述为：

第3步：建立第一层控制结构：标称***的动态逆控制。针对标称动力学模型(3)设计如下动态逆控制器：

其中，v_m为虚拟控制量。

令Δq_m＝q_m-q_d且则标称***的跟踪误差满足以下线性动力学：

闭环***(5)稳定并且所有的极点都在区域内，如果存在正定矩阵X₁和矩阵X₂满足一下线性矩阵不等式：

解算不等式(6)和(7)，可计算得到控制增益为K_m＝[-K₂ -K₁]＝X₂X₁ ^-1。

第4步：建立第二层控制结构：实际***的形状跟踪控制。设计形状跟踪控制器使得具有不确定参数的实际***的输出跟踪上受控的标称***的输出。

令Δq＝q-q_m，Δu＝u-u_m，和Δg＝g(q)-g_m(q_m)。由式(2)与 (3)可得，跟踪误差动力学方程为：

在式(8)中，Δf和Δg是未知的。用模糊***对其进行在线辨识。将Δf与Δg 表达为如下模糊函数：

其中ξ_i为模糊隶属度函数，N为模糊规则条数；与分别为未知的常值系数向量与矩阵。ω_f与ω_G为未知的近似误差。

设计跟踪控制律为：

其中

在控制律(11)作用下，跟踪误差趋向于0，如果中的η_i，中的G_i和的更新律设计为：

其中向量为ρ_i为正标量。

针对分布式驱动柔性翼的机械结构参数存在不精确性的问题，对所提出的两层控制方法进行仿真。仿真中，标称的杆质量为0.135kg，长度为0.5m。表1列出了八种参数不确定性情况。在这些情况中，杆的质量或长度不同程度地偏离了标称值。

表1八种参数不确定性情况

表2八种不确定性情况下的稳态跟踪误差

表2列出了三种控制器作用下的稳态跟踪误差；由

表2可见，在标称条件下所有控制器都能使得跟踪误差为零，然而在不确定性存在时两层结构的控制器具有最小的跟踪误差。

如图2所示，在第6种不确定性情况下，两层结构协调形状控制与其它两种控制效果对比。其中( a) 为两层结构协调形状控制效果图， ( b) 为标称***的逆控制效果图，( c) 为标称***的逆控制效果图；其中虚线为初始形状，图中的杆端点的期望位置的坐标分别为：(0.4417，-0.0450)，(0.9129，-0.0598)，(1.3840， -0.0450)，(0.4417，-0.2550)，(0.9129，-0.2402)，(1.3840，-0.2550)，粗实线为终止形状，细实线为杆端点划过的轨迹。可以看出在两层结构控制器控制下，变形翼能够达到期望的形状，并且变形过程是平滑的。

Claims (6)

1.一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置，其特征在于，所述的装置包括两层的三单元分布式张拉整体结构，驱动器，传感器和控制计算机；所述的驱动器、传感器嵌入式安装在张拉整体结构里面，驱动器和传感器连有控制板，再通过导线连到上位计算机；所述的分布式张拉整体结构由桁架、绳索和拉簧组建而成；所述的整体张拉结构由6根竖直方向上的垂杆和12根水平方向的桁架组成；所述的每个相邻的垂杆间由绳索和拉簧相连接，其中每个拉簧都是处于拉伸状态；所述的每根垂杆的顶端和水平桁架的端部位置连接，并在连接处安装旋转位置传感器。

2.根据权利要求1所述的一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置，其特征在于，所述的装置平台上分布式安装了驱动器。

3.根据权利要求1所述的一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置，其特征在于，所述的控制板包含有14路数字输入输出口，4路串口信号，6路外部中断，14路脉冲宽度调制PWM以及16路模拟输入。

4.一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，组建整体张拉式变形翼装置；

步骤2，建立变形翼的非线性动力学模型；

步骤3，建立第一层控制结构；针对标称***动力学设计动态逆控制器，使得标称***能跟踪期望的形状；具体为：

3.1，建立第一层控制结构：标称***的动态逆控制，针对标称动力学模型设计如下动态逆控制器：

其中，v_m为虚拟控制量；

3.2，令Δq_m＝q_m-q_d且则标称***的跟踪误差满足以下线性动力学：

闭环***(5)稳定并且所有的极点都在区域l(τ,β)＝{s∈C|Re(s)＜-τ＜0,Re(s)tanβ＜-|Im(s)|}内，如果存在正定矩阵X₁和矩阵X₂满足一下线性矩阵不等式：

解算不等式(6)和(7)，可计算得到控制增益为

步骤4，建立第二层控制结构；针对实际***动力学设计滑模跟踪控制器，使实际的变形翼***能跟踪标称***，最终收敛到期望的形状；具体为：

4.1，建立第二层控制结构：实际***的形状跟踪控制；设计形状跟踪控制器使得具有不确定参数的实际***的输出跟踪上受控的标称***的输出；

令Δq＝q-q_m，Δu＝u-u_m，和Δg＝g(q)-g_m(q_m)，由式(2)与(3)可得，跟踪误差动力学方程为：

4.2，在式(8)中，Δf和Δg是未知的；用模糊***对其进行在线辨识；将Δf与Δg表达为如下模糊函数：

其中ξ_i为模糊隶属度函数，N为模糊规则条数；与分别为未知的常值系数向量与矩阵，ω_f与ω_G为未知的近似误差；

设计跟踪控制律为：

其中

在控制律(11)作用下，跟踪误差趋向于0，如果中的η_i，中的G_i和的更新律设计为：

其中向量为ρ_i为正标量。

5.根据权利要求4所述的一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置的控制方法，其特征在于，所述的步骤1具体为：建立机翼主体；主体由6根竖直方向上的垂杆和12根水平方向的桁架组成；每个相邻的垂杆与垂杆之间都由钢丝绳和拉簧相连接，其中每个拉簧都是处于拉伸状态；在每根垂杆的顶端和水平桁架的端部位置的连接处安装旋转位置传感器。

6.根据权利要求5所述的一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置的控制方法，其特征在于，所述的步骤2具体为：

2.1，应用分析力学建模方法推导出分布式整体张拉式变形翼的非线性动力学模型；

2.2，整个***的势能为V＝0；由此可以计算***的动势为L＝T-V＝T；

作用于杆1的主动力表示为杆2的主动力表示为杆3的主动力表示为杆4的主动力表示为杆5的主动力表示为杆6的主动力表示为Q是与广义坐标相对应的广义力；

2.3，根据分析力学理论可知，动能T、势能V以及广义力Q_i满足第二类拉格朗日方程：

得到分布式结构变形翼的非线性动力学方程为：

其中q＝[θ₁,…,θ₆]^T为广义坐标，τ＝B(q)u为主动绳的拉力向量，u＝[u₁,u₂,u₃,u₄,u₅,u₆]^T为输入向量，其中的元素为分布式驱动量，M(q)与为6×6矩阵，且G(q)为6×1向量；

2.4，将***动力学写为如下形式：

其中g(q)＝M^-1(q)B(q)；

注意***中的参数矩阵M(q)，G(q)和D(q)在实际中都是有误差的，但可以假设它们的标称值已知，将标称的***动力学描述为：