CN113377122A - 一种可栖落机动的变体飞行器切换自适应控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种可栖落机动的变体飞行器切换自适应控制方法，解决目前变体飞行器栖落机动带来的强耦合、非线性、不确定性以及快时变等带来的控制***设计问题。具体包括以下步骤：1)分析变体飞行器的栖落机动及机翼滑动行为，建立变体飞行器纵向动力学模型；2)利用步骤1)建立的变体飞行器纵向动力学模型，构建面向栖落机动的变体飞行器姿态切换***模型，并设计基于模型依赖驻留时间的切换控制策略；3)针对步骤2)构建的变体飞行器姿态切换模型设计切换跟踪参考***；4)根据步骤3)设计的切换跟踪参考***，构造状态反馈控制器，并针对状态反馈控制器设计自适应更新律，进行变体飞行器切换自适应控制。

Description

一种可栖落机动的变体飞行器切换自适应控制方法

技术领域

本发明属于变体飞行器控制技术领域，具体涉及一种可栖落机动的变体飞行器切换自适应控制方法。

背景技术

近年来飞行器研究与验证得到了迅速的发展，由于其低成本、使用灵活和应用场景广泛等特点，在军事和民用方面都表现出巨大的潜力，世界各航空大国都在积极开展飞行器技术研究与验证，力图进一步挖掘飞行器使用的新方向和新能力，如美国《2009-2034无人***综合路线图》规划提出发展新概念飞行器，《中国新一代人工智能发展报告2019》布局飞行器人工智能。因此，更智能、更灵活、更自主是飞行器未来发展的重要方向。

观察鸟类飞行过程可以发现，鸟类在飞行过程中会根据飞行环境自适应地改变翅膀的形状，使其飞行速度迅速降低，最终实现快速精准的栖落在树木、楼宇或者其他目标位置。

受鸟类栖落飞行过程的启发，如果飞行器可以像鸟类一样，通过类似栖落机动这样的方式，快速实现飞行速度的降低，最终降落的目标位置，这样可以大大降低飞行器对起降场地的限制，可以有效的扩展飞行器的使用范围。但是，目前传统的固定翼飞行器很难实现飞行速度的快速降低，完成栖落机动。

变体飞行器可根据任务需求和飞行环境，调整机体的构型进而改善飞行器本身的气动特性，为飞行器实现栖落机动提供了一种可能；但是变体飞行器由于变形过程导致其气动特性复杂，姿态动力学模型表形出强耦合、非线性等特点，给控制***的设计与实现带来了巨大挑战。特别是变体飞行器在实现栖落这一复杂机动过程中，攻角会拉大到过失速状态，姿态变化剧烈，进一步增加了动力学建模与控制***设计的难度。

针对上述问题本发明结合切换控制理论，提出了一种变体飞行器栖落机动鲁棒自适应控制方法来解决飞行器栖落过程建模和控制器设计的问题。

发明内容

本发明的目的在于解决目前变体飞行器栖落机动带来的强耦合、非线性、不确定性以及快时变等带来的控制***设计问题，而提供一种可栖落机动的变体飞行器切换自适应控制方法，一种基于切换理论的可栖落变体飞行器鲁棒自适应控制方法。

本发明的主要研究对象是一种机翼可沿机身方向自由滑动的变体飞行器，具体结构如图1所示。它可以通过改变机翼位置来优化整个机翼的气动特性，进而改善栖落末端气动能力低的情况，保证飞行器的姿态控制能力。

为实现上述目的，本发明所提供的技术解决方案是：

一种可栖落机动的变体飞行器切换自适应控制方法，所述变体飞行器的机翼能够沿机身方向自由滑动，其特殊之处在于，包括以下步骤：

1)分析变体飞行器的栖落机动及机翼滑动行为，建立变体飞行器纵向动力学模型；

2)利用步骤1)建立的变体飞行器纵向动力学模型，构建面向栖落机动的变体飞行器姿态切换***模型，并设计基于模型依赖驻留时间的切换控制策略；

3)针对步骤2)构建的变体飞行器姿态切换模型设计切换跟踪参考***；

4)根据步骤3)设计的切换跟踪参考***，构造状态反馈控制器，并针对状态反馈控制器设计自适应更新律，进行变体飞行器切换自适应控制。

进一步地，步骤1)变体飞行器纵向动力学模型方程如下所示：

式中，V、α、θ、q和h分别代表变体飞行器的速度、攻角、俯仰角、俯仰角速率和飞行高度，T为变体飞行器所受推力，m为变体飞行器质量，g为重力加速度系数，I_y为纵向力矩系数，M(ζ,δ_e)为俯仰力矩，其中ζ为变体飞行器的变形量，δ_e为升降舵偏转量。

进一步地，步骤2)中构建变体飞行器姿态切换模型具体为：

变体飞行器纵向姿态运动规律主要由攻角α和俯仰角速率q决定，因此本发明在后续设计纵向姿态控制器的过程中主要关注攻角α和俯仰角速率q这两个状态量。

定义姿态控制***的状态变量

控制输入

将变体飞行器的变形量ζ固化到某一固定值，然后对上式(1)进行小扰动线下化处理，得到：

式中，

为姿态控制***输出，

为外部干扰且满足‖d(t)‖≤d_m，其中d_m为正实数，输出矩阵

是单位矩阵，状态矩阵

和控制输入矩阵

为

其中，

为了增加栖落机动末端飞行器气动操纵面的有效性，变体飞行器的机翼沿机身方向发生后移，产生对应的变形量ζ，对应的会产生一系列的姿态***；根据切换理论，变体飞行器的栖落变形过程(即机翼由机身前半部后移至机身后半部分)可以被描述为一系列姿态***(2)的有序切换，即

式中，Q(t)为变体飞行器姿态控制***的切换律，其为一个分段右连续的常值函数，且

其中

为有限数据集，n是切换子***的总数；

对于切换序列(T₀，T₁，……，T_i，T_i+1，……)，当t∈[T_i,T_i+1)，有Q(t_i)＝i，

即第i-th个姿态子***被激活。

进一步地，步骤2)中设计基于模型依赖驻留时间的时序切换控制策略具体为：

对于某一切换控制时序T{t₀＝0<T₁<T₂<T₃<…T_i＜T_i+1＜…}，当t∈[T_i,T_i+1)时，有Q(t_i)＝i，Q(t_i+1)＝j；

定义λ_{i_max}是对称正定矩阵P_i的最大特征根，λ_{i_min}是对称正定矩阵P_i的最小特征根，

同时

π_max＝max_i∈Ωπ_i，η＝max_i∈Πλ_{i_max}，μ＝min_i∈Πλ_{i_min}

如果上述时间序列满足下述不等式，则该切换控制时序满足模型依赖驻留时间；

式中，

κ是一个正常数且在区间(0,1)中取值。

进一步地，步骤3)设计切换跟踪参考***如下：

为保证整个栖落机动过程中变体飞行器姿态控制的稳定性，设计如下所示的

式中，x_r为姿态期望值，r为参考控制输入，***矩阵A_{r_Q}是霍尔维兹矩阵。此时，可以根据实际的工程需求，设计对应的状态矩阵A_rp和输入矩阵B_rp，以此来保证产生期望的跟踪状态向量x_r。

进一步地，步骤4)具体为：

定义姿态***的跟踪误差为：

为了实现变体飞行器栖落过程的跟踪控制，使得姿态切换***(4)能够精确跟踪参考模型(6)，设计如下所示的状态反馈控制器：

δ_e＝K_ie(t)+N_{1_i}(t)x(t)+N_{2_i}(t)x_r(t) (7)

式中，矩阵K_i，N_{1_i}，N_{2_i}，i∈∏是参考增益矩阵，满足：

考虑到变体飞行器整个栖落过程中，变化量ζ(机翼沿机身方向发生一定位移)是一个随时间连续变化的过程，不存在突变情况且整个变形切换是事先设定的，对于某个已知的切换序列，当t∈[t_i,t_i+1)，ζ(t_i)＝i，ζ(t_i+1)＝j，i，j∈Π时，假设存在正定对称矩阵P_i和正常数λ_i，对于变体飞行器的第i-th个姿态子***满足不等式

针对设计的状态反馈控制器(7)，设计自适应更新律：

式中，Λ_i，Γ_{1_i}，Γ_{2_i}，i∈Π是半正定对称矩阵，K_i(0)，N_{1_i}(0)和N_{2_i}(0)为初始值。

本发明的优点：

1.该方法首先构建了变体飞行器纵向切换动力学模型，有效简化了变体飞行器栖落过程动力学模型的复杂度，为后续的控制器设计提供了便利。然后利用鲁棒和自适应控制技术，设计了一种鲁棒自适应控制律，保证了变体飞行器栖落过程的稳定性，有效抑制了飞行器栖落过程的各种干扰和不确定性对姿态控制***性能的影响。

2.本发明结合切换理论构建了栖落过程中变体飞行器的纵向动力学模型，简化了建模过程，有别于原有基于飞行器复杂动力学模型的控制器设计过程，为后续的姿态控制器设计提供了便利。

3.本发明设计的基于模型依赖平均驻留时间的自适应姿态控制器，在保证整个变体飞行器栖落过程姿态控制稳定性的同时抑制了外部干扰的影响，提高了飞行器姿态***的鲁棒性。

附图说明

图1是机翼可滑动的变体飞行器结构示意图；

图1中的附图标记为：

1-机翼，2-机身，3-方向舵，4-全动平尾；

图2是本发明一种可栖落机动的变体飞行器切换自适应控制方法流程图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明的内容作进一步的详细描述：

如图2所示，可栖落机动的变体飞行器切换自适应控制方法步骤如下：

步骤1：建立变体飞行器纵向动力学模型

式中，V、α、θ、q和h分别为变体飞行器的速度、攻角、俯仰角、俯仰角速率和飞行高度，T为飞行器所受推力，m为飞行器质量，g为重力加速度系数，M(ζ,δ_e)为俯仰力矩，其中ζ为变体飞行器机翼沿机身方向变形量，δ_e为升降舵偏转量，I_y为纵向力矩系数。

变体飞行器所受阻力D和升力L的具体计算公式如下：

式中，C_L和C_D分别为升力系数和阻力系数，ρ为大气密度，S为参考面积。

针对图1所示的变体飞行器，忽略变体导致的飞行器质心变化，通过数据测量和气动辨识等手段可得升力系数C_L和阻力系数C_D与攻角α的关系可以为：

C_L＝0.95sin(2α)，C_D＝1.3sin(α)²+0.23 (8)

变体飞行器完成栖落机动过程中，机翼变形操作下的俯仰力矩M(ζ)主要包括两部分，即升降舵产生的俯仰力矩

和变形导致气动中心改变产生的俯仰力矩M_ζ。变体飞行器的整个俯仰力矩系数M(ζ)可表示为：

本发面采用全动平尾，故升降舵产生的俯仰力矩

为

式中，s为舵面积，l为舵面气动中心到飞行器质心的距离。变形导致气动中心改变产生的俯仰力矩M_ζ可由下式计算：

M_ζ＝-ζ(L cos α+D sinα) (11)

式中，ζ为变形量，即机翼沿机体方向发生的位移。

步骤2：构建面向栖落机动的变体飞行器姿态切换模型，并设计基于模型依赖驻留时间的时序切换控制策略

变体飞行器纵向姿态运动规律主要由攻角α和俯仰角速率q决定，因此本发明在后续设计纵向姿态控制器的过程中主要关注攻角α和俯仰角速率q这两个状态量。

定义姿态控制***的状态变量

控制输入u＝δ_e，将变体飞行器的变形量ζ固化到某一固定值，然后式(3)和(5)进行小扰动线下化处理，此时可得：

式中，

为***输出，

为外部干扰且满足‖d(t)‖≤d_m，其中d_m为正实数，输出矩阵

是单位矩阵，状态矩阵

和控制输入矩阵

为

其中，

为了增加栖落机动末端飞行器气动操纵面的有效性，变体飞行器的机翼沿机身方向发生后移，产生对应的变形量ζ，对应的会产生一系列的姿态***。根据切换理论相关知识，变体飞行器的栖落变形过程(即机翼由机身前半部后移至机身后半部分)可以被描述为一系列姿态***(12)的有序切换，即：

式中，Q(t)为变体飞行器姿态控制***的切换律，它是一个分段右连续的常值函数，且

其中П＝{1,2,3,…,n}为有限数据集，n是切换子***的总数。对于切换序列(T₀，T₁，……，T_i，T_i+1，……)，当t∈[T_i,T_i+1)，有Q(t_i)＝i，

即第i-th个姿态子***被激活。

本发明针对变体飞行器的栖落轨迹，按照攻角α变化律对其进行有效的区间划分，在不同的划分区域中机翼做出相应的位移变形。根据之前构建变体飞行器姿态切换模型(12)，整个变体飞行器的栖落过程映射为飞行器机翼沿体轴系发生位移，即模型(14)的子***切换过程。

为保证飞行器变体栖落过程的稳定性，设计了一类满足模型依赖驻留时间(mode-mode-dependent dell time,MMDDT)的切换控制策略，具体如下：

对于某一切换控制时序T{t₀＝0＜T₁＜T₂＜T₃＜…T_i＜T_i+1＜…}，当t∈[T_i,T_i+1)时，有Q(t_i)＝i，Q(t_i+1)＝j。定义λ_{i_max}是对称正定矩阵P_i的最大特征根，λ_{i_min}是对称正定矩阵P_i的最小特征根，同时

π_max＝max_i∈Ωπ_i，η＝max_i∈Πλ_{i_max}，μ＝min_i∈Πλ_{i_min}

如果上述时间序列满足下述不等式，则该切换控制时序满足MMDDT。

式中，

κ是一个正常数且在区间(0,1)中取值。

步骤3：设计切换跟踪参考***

为保证整个栖落机动过程中变体飞行器姿态控制的稳定性，设计如下所示的姿态跟踪参考模型

式中，x_r为姿态期望值，r为参考控制输入，***矩阵A_{r_Q}是霍尔维兹矩阵。此时，可以根据实际的工程需求，设计对应的状态矩阵A_rp和输入矩阵B_rp，以此来保证产生期望的跟踪状态向量x_r。即变体飞行器整个栖落过程的姿态控制就是使得切换***(14)的状态向量x能够精确跟踪***(16)设计的期望状态x_r。

步骤4：构造状态反馈控制器和自适应律

定义飞行器姿态***的跟踪误差为：

为了实现变体飞行器栖落过程的跟踪控制，使得姿态切换***(14)能够精确跟踪参考模型(16)，设计如下所示的状态反馈控制器：

δ_e＝K_ie(t)+N_{1_i}(t)x(t)+N_{2_i}(t)x_r(t) (17)

式中，矩阵K_i，N_{1_i}，N_{2_i}，i∈Π是参考增益矩阵，满足：

考虑到变体飞行器整个栖落过程中，变化量ζ(机翼沿机身方向发生一定位移)是一个随时间连续变化的过程，不存在突变情况且整个变形切换是事先设定的。因此对于某个已知的切换序列，当t∈(t_i,t_i+1)，ζ(t_i)＝i，ζ(t_i+1)＝j，i，j∈Π时，假设存在正定对称矩阵P_i和正常数λ_i，对于变体飞行器的第i-th个姿态子***满足不等式

同时针对设计的状态反馈控制器(17)，设计自适应更新律：

式中，Λ_i，Γ_{1_i}，Γ_{2_i}，i∈Π是半正定对称矩阵，K_i(0)，N_{1_i}(0)和N_{2_i}(0)为初始值。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明公开的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种可栖落机动的变体飞行器切换自适应控制方法，所述变体飞行器的机翼能够沿机身方向自由滑动，其特征在于，包括以下步骤：

1)分析变体飞行器的栖落机动及机翼滑动行为，建立变体飞行器纵向动力学模型；

2)利用步骤1)建立的变体飞行器纵向动力学模型，构建面向栖落机动的变体飞行器姿态切换***模型，并设计基于模型依赖驻留时间的切换控制策略；

3)针对步骤2)构建的变体飞行器姿态切换模型设计切换跟踪参考***；

4)根据步骤3)设计的切换跟踪参考***，构造状态反馈控制器，并针对状态反馈控制器设计自适应更新律，进行变体飞行器切换自适应控制。

2.根据权利要求1所述变体飞行器切换自适应控制方法，其特征在于，步骤1)变体飞行器纵向动力学模型方程如下所示：

式中，V、α、θ、q和h分别代表变体飞行器的速度、攻角、俯仰角、俯仰角速率和飞行高度，T为变体飞行器所受推力，m为变体飞行器质量，g为重力加速度系数，I_y为纵向力矩系数，M(ζ，δ_e)为俯仰力矩，其中ζ为变体飞行器的变形量，δ_e为升降舵偏转量。

3.根据权利要求2所述变体飞行器切换自适应控制方法，其特征在于，步骤2)中构建变体飞行器姿态切换模型具体为：

定义变体飞行器姿态控制***的状态变量

控制输入u＝δ_e，将变体飞行器的变形量ζ固化到某一固定值，然后对上式(1)进行小扰动线下化处理，得到：

式中，

为姿态控制***输出，

为外部干扰且满足‖d(t)‖≤d_m，其中d_m为正实数，输出矩阵

是单位矩阵，状态矩阵

和控制输入矩阵

为

其中，

变体飞行器的机翼沿机身方向发生后移，产生对应的变形量ζ，对应的会产生一系列的姿态子***；根据切换理论，变体飞行器的栖落变形过程被描述为一系列姿态子***(2)的有序切换，即

式中，Q(t)为变体飞行器姿态控制***的切换律，其为一个分段右连续的常值函数，且

其中

为有限数据集，n是切换子***的总数；

对于切换序列(T₀，T₁，......，T_i，T_i+1，......)，当t∈[T_i，T_i+1)，有Q(t_i)＝i，

4.根据权利要求3所述变体飞行器切换自适应控制方法，其特征在于：步骤2)中设计基于模型依赖驻留时间的时序切换控制策略具体为：

对于某一切换控制时序T{t₀＝0＜T₁＜T₂＜T₃＜…T_i＜T_i+1＜…}，当t∈[T_i，T_i+1)时，有Q(t_i)＝i，Q(t_i+1)＝j；

定义λ_{i_max}是对称正定矩阵P_i的最大特征根，λ_{i_min}是对称正定矩阵P_i的最小特征根，

同时

π_max＝max_i∈Ωπ_i，η＝max_i∈Πλ_{i_max}，μ＝min_i∈Πλ_{i_min}

如果上述时间序列满足下述不等式，则该切换控制时序满足模型依赖驻留时间；

式中，

κ是一个正常数且在区间(0，1)中取值。

5.根据权利要求4所述变体飞行器切换自适应控制方法，其特征在于：步骤3)设计切换跟踪参考***如下：

式中，x_r为姿态期望值，r为参考控制输入，***矩阵A_{r_Q}是霍尔维兹矩阵。

6.根据权利要求5所述变体飞行器切换自适应控制方法，其特征在于：步骤4)具体为：

定义变体飞行器的姿态跟踪误差为：

为了实现变体飞行器栖落过程的跟踪控制，使得姿态切换***(4)能够精确跟踪参考模型(6)，设计如下所示的状态反馈控制器：

δ_e＝K_ie(t)+N_{1_i}(t)x(t)+N_{2_i}(t)x_r(t) (7)

式中，矩阵K_i，N_{1_i}，N_{2_i}，i∈Π是参考增益矩阵，满足：

考虑到变体飞行器整个栖落过程中，变化量ζ是一个随时间连续变化的过程，不存在突变情况且整个变形切换是事先设定的，对于某个已知的切换序列，当t∈[t_i，t_i+1)，ζ(t_i)＝i，ζ(t_i+1)＝j，i，j∈Π时，假设存在正定对称矩阵P_i和正常数λ_i，对于变体飞行器的第i-th个姿态子***满足不等式

针对设计的状态反馈控制器(7)，设计自适应更新律：

式中，Λ_i，Γ_{1_i}，Γ_{2_i}，i∈Π是半正定对称矩阵，K_i(0)，N_{1_i}(0)和N_{2_i}(0)为初始值。

Images