[发明专利]基于时标分解的弹性体飞行器全局有限时间控制方法

权利要求书

1.一种基于时标分解的弹性体飞行器全局有限时间控制方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：考虑弹性飞行器纵向通道动力学模型

所述的动力学模型由七个状态量和两个控制输入U＝[δ_e,Φ]^T组成；其中，V表示速度，h表示高度，γ表示航迹角，α表示攻角，q表示俯仰角速度，η和表示弹性模态，δ_e表示舵偏角，Φ表示节流阀开度；m、I_yy和g分别表示质量、俯仰轴的转动惯量和重力引起的加速度；ζ、ω和N分别表示弹性模态的阻尼比、自然振动频率和广义力；

力、力矩以及各系数的表达式为

其中，表示动压，S表示气动参考面积，表示平均气动弦长，z_T表示推力力矩臂，和均表示气动参数；

步骤2：定义高度跟踪误差为e_h＝h-h_d，设计航迹角指令γ_d为

式中，h_d表示高度参考指令，表示高度参考指令的一阶微分，k_h0和k_i0为设计参数；

根据时标分离，将速度看作慢动态，设计航迹角指令的一阶微分为

式中，表示高度参考指令的二阶微分；

步骤3：取x₁＝γ，x₂＝θ，x₃＝q，其中θ＝α+γ表示俯仰角，姿态子系统(3)-(6)写为

式中，

定义ρ＝1/ω²，ρσ＝η和姿态子系统(10)写为以下形式

设置ρ＝0，姿态子系统(11)写为

式中，下标s表示慢变子系统，δ_es表示慢变子系统的舵偏角；

可得姿态慢变子系统为

进一步写为以下严格反馈形式

式中，f_i，i＝1,3表示由式(13)得到的未知平滑非线性函数，满足其中是已知函数；g_i，i＝1,3表示由式(14)得到的已知非线性函数；

步骤4：定义快变变量ψ₁＝σ-σ_s和新的时间尺度则快变子系统可进一步写为

式中，δ_ef＝δ_e-δ_es表示快变子系统的舵偏角；

可将快变子系统(15)写为以下形式

步骤5：设计飞行状态监测函数为

式中，x_ks，i＝1,3表示飞行状态量；

其中，

式中，λ_k2＞λ_k1＞0，k＝1,2,3表示神经网络有效逼近未知非线性函数f_i的紧子集边界，由设计者给定，b＞0和τ_k＞0为设计参数；

步骤6：定义航迹角跟踪误差e₁为

e₁＝x_1s-γ_d (19)

设计俯仰角虚拟控制量为

式中，z₁＝e₁-χ₁为补偿后的跟踪误差，χ₁为误差补偿信号由式(24)给出，表示由式(17)-(18)设计的状态监测函数，k₁＞0，l₁＞0和0＜υ＜1为设计参数；设计自适应神经网络控制和鲁棒控制为

式中，表示f₁的估计值，表示神经网络最优权重向量的估计值，表示神经网络基函数向量，为设计参数；

设计一阶微分器为

式中，表示通过式(23)所表达的微分器后获得的信号，为滤波后得到的信号的一阶微分，γ_1,1＞0和γ_1,2＞0为设计参数；

定义误差补偿信号χ₁为

式中，q₁＞0为设计参数，χ₂为误差补偿信号由式(24)给出；

定义预测误差z_1N为

式中，B₁＞0，L₁＞0和为设计参数；

设计自适应律为

式中，γ₁＞0，γ_z1＞0和为设计参数；

定义俯仰角跟踪误差e₂为

设计俯仰角速率虚拟控制量为

式中，sig^υ(z₂)＝|z₂|^υsign(z₂)，z₂＝e₂-χ₂为补偿后的跟踪误差，k₂＞0和l₂＞0为设计参数；

设计一阶微分器为

式中，表示通过式(29)所表达的微分器后获得的信号，为滤波后得到的信号的一阶微分，γ_2,1＞0和γ_2,2＞0为设计参数；

定义误差补偿信号χ₂为

式中，q₂＞0为设计参数，χ₃为误差补偿信号由式(35)给出；

定义俯仰角速率跟踪误差e₃为

设计慢变子系统的舵偏角δ_es为

式中，sig^υ(z₃)＝|z₃|^υsign(z₃)，z₃＝e₃-χ₃为补偿后的跟踪误差，表示由式(20)-(21)设计的状态监测函数，k₃＞0和l₃＞0为设计参数；设计自适应神经网络控制和鲁棒控制为

式中，表示f₃的估计值，表示神经网络最优权重向量的估计值，表示神经网络基函数向量，为设计参数；

定义误差补偿信号χ₃为

式中，q₃＞0为设计参数；

定义预测误差z_3N为

式中，B₃＞0，L₃＞0和为设计参数；

设计自适应律为

式中，γ₃＞0，γ_z3＞0和为设计参数；

步骤7：定义滑模面e_s为

e_s＝ψ₁+c_sψ₂ (38)

式中，c_s＞0为设计参数；

设计快变子系统的舵偏角δ_ef为

式中，sig(e_s)^υ＝|e_s|^υsign(e_s)，k_s1＞0和k_s2＞0为设计参数；

步骤8：定义速度跟踪误差为

式中，V_d为速度参考指令；

设计节流阀开度Φ为

式中，k_pV＞0，k_iV＞0和k_dV＞0为设计参数；

步骤9：根据得到的慢变子系统舵偏角δ_es和快变子系统舵偏角δ_ef，得到姿态子系统舵偏角δ_e＝δ_es+δ_ef，结合速度子系统节流阀开度Φ，返回到弹性飞行器纵向通道动力学模型(1)-(6)，对高度和速度进行跟踪控制。