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基于高斯時間配點控制參數化的無動力航空飛行器控制信號發生裝置及方法制造方法及圖紙

技術編號:23190493 閱讀:21 留言:0更新日期:2020-01-24 16:07
本發明專利技術公開了一種基于高斯時間配點控制參數化的無動力航空飛行器控制信號發生裝置及方法,該裝置由航空飛行器微控制單元、航空飛行器攻角控制器、航空飛行器高度傳感器、航空飛行器速度傳感器、航空飛行器航跡傾角傳感器、航空飛行器水平飛行距離傳感器構成。飛行器進入滑翔飛行空域,海拔高度傳感器、速度傳感器、航跡傾角傳感器和水平飛行距離傳感器實時測量航空飛行器海拔高度、速度、航跡傾角與水平飛行距離狀態信息,內部集成了高斯時間配點控制參數化算法的航空飛行器MCU根據當前時刻的飛行狀態信息,自動執行內部集成算法,得到使航空飛行器水平飛行距離最長的控制策略并將得到的控制策略轉換為控制信號傳輸至航空飛行器攻角控制器單元。

Control signal generator and method of unpowered aircraft based on Gaussian time collocation control parameterization

【技術實現步驟摘要】
基于高斯時間配點控制參數化的無動力航空飛行器控制信號發生裝置及方法
本專利技術涉及航空飛行器無動力飛行控制
,特別是一種基于高斯時間配點控制參數化的無動力航空飛行器控制信號發生裝置及方法。
技術介紹
隨著現代飛行器發展技術的飛速發展,一種能夠實現全球快速到達的航空飛行器成為了當前研究的熱點之一。這類航空飛行器在進入大氣層后主要依靠滑翔飛行,研究和發展無動力飛行控制技術有助于滑翔飛行的控制操縱品質提升,同時進一步提升航空飛行器的飛行距離具有重要意義。因此,研究高效的控制算法來提升航空飛行器滑翔飛行的水平飛行距離對于航空飛行器技術的發展具有重要的理論與應用價值。
技術實現思路
有鑒于此,本專利技術的目的在于提供一種基于高斯時間配點控制參數化的無動力航空飛行器控制信號發生裝置。當航空飛行器進入滑翔飛行空域,本裝置能夠根據航空飛行器的不同初始狀態信息獲取自動攻角控制策略,使航空飛行器在無動力情況下水平飛行距離最大。為達到上述目的,本專利技術提供如下技術方案:本專利技術提供了一種基于高斯時間配點控制參數化的無動力航空飛行器控制信號發生裝置,包括航空飛行器動力學模型與性能參數設定模塊、無動力航空飛行器MCU、航空飛行器海拔高度傳感器、航空飛行器飛行速度傳感器、航空飛行器航跡傾角傳感器、航空飛行器水平飛行距離傳感器、航空飛行器飛行參數設定模塊和航空飛行器攻角控制器;所述航空飛行器動力學模型與性能參數設定模塊和航空飛行器飛行參數設定模塊分別與無動力航空飛行器MCU連接,用于設定航空飛行器的初始參數;所述航空飛行器海拔高度傳感器、航空飛行器飛行速度傳感器、航空飛行器航跡傾角傳感器和航空飛行器水平飛行距離傳感器分別與無動力航空飛行器MCU連接,用于將獲取的航空飛行器的海拔高度、速度、航跡傾角和水平飛行距離輸入到無動力航空飛行器MCU;所述無動力航空飛行器MCU與航空飛行器攻角控制器連接,所述無動力航空飛行器MCU采用高斯時間配點控制參數化算法得到使航空飛行器水平飛行距離最長的攻角控制策略,并將獲得的攻角控制策略輸出給攻角控制器。進一步,所述無動力航空飛行器MCU包括信息采集模塊、初始化模塊、高斯時間配點控制參數化模塊、常微分方程組求解模塊、非線性規劃問題求解模塊和控制信號輸出模塊;所述信號采集模塊用于采集航空飛行器海拔高度、速度、飛行器航跡傾角和水平飛行距離,航空飛行器飛行終端狀態參數,并將采集到的信息輸入到初始化模塊中;所述初始化模塊用于設置航空飛行器滑翔飛行過程時間高斯配點數G和攻角控制量的初始控制參數u(0)(t),并設定優化精度tol,將迭代次數k置零;所述高斯時間配點控制參數化模塊用于將滑翔飛行時間[t0,tf]轉化為具有高斯分布的離散點列,對時間分段上對應的變量進行離散近似;所述常微分方程組求解模塊用于獲取第k次迭代的狀態信息x(k)(t)和目標函數值J(k),通過計算出第k次迭代后的目標函數梯度信息dJ(k);所述非線性規劃問題求解模塊用于通過計算得到滿足收斂性要求的攻角控制量u(k)(t)并輸出到控制信號輸出模塊;所述控制信號輸出模塊將攻角控制量u(k)(t)傳輸到航空飛行器攻角控制器。進一步,所述高斯時間配點控制參數化模塊,采用如下步驟實現:步驟C1:引入新的時間變量τ進行時間尺度變換,將時間區間從[t0,tf]轉化為[-1,1],時間變換公式為其中,t表示時間,tf表示飛行器的終端飛行時刻,t0表示飛行器的初始飛行時刻;步驟C2:運用Legendre多項式的零點來得到[-1,1]區間的時間配點,其中,N次Legendre多項式的表達式為:其中,Pn+1(z)表示N次Legendre多項式,Pn(z)表示N-1次Legendre多項式,Pn-1(z)表示N-2次Legendre多項式,P0(z)表示-1次Legendre多項式,P-1(z)表示-2次Legendre多項式,z表示多項式參數變量,αn表示N-1次Legendre多項式Pn(z)的特征參數,βn表示N-2次Legendre多項式Pn-1(z)的特征參數,n表示配點個數參數;N為時間段[-1,1]的離散時間子區間數;步驟C3:設置參數αn和βn的取值,分別為αn=0,步驟C4:運用得到的高斯時間配點將時間區間劃分為N段,其中,第k段子區間為[tk-1,tk],k=0,…,N;tk-1表示第k段子區間的初始時間點;tk表示第k段子區間的終值時間點;步驟C5:設定指示函數,將被選定的指示函數定義為:其中,χ(t)表示指示函數;步驟C6:離散每個時間子區間上的飛行器攻角控制變量,即在每個子區間上將控制變量離散,進而得到參數化后的控制變量為:其中,u表示離散化后的控制向量,σk為u(t)在時間區間t∈[tk-1,tk]上的離散化控制參數值;u(t)表示飛行器的控制變量;G表示高斯配點個數;k表示時間區間數;進一步,所述常微分方程組求解模塊采用四級五階RungeKutta法,其求解公式為:K1=F[u(k),x(k)(ti),ti]K2=F[u(k),x(k)(ti)+K1h/2,ti+h/2]K3=F[u(k),x(k)(ti)+K2h/2,ti+h/2]K4=F[u(k),x(k)(ti)+K3h,ti+h]其中,K1、K2、K3、K4各自表示RungeKutta法積分過程中的4個節點的函數值;F(·)是描述航空飛行器的空氣動力學模型方程;x(k)(ti)表示航空飛行器在第k次迭代中第ti節點的各狀態信息;對于每一個時間子區間[tk-1,tk],(k=1,2,…,N),h為RungeKutta法積分步長;ti表示RungeKutta法選擇的積分節點。進一步,所述常微分方程組求解模塊中獲取第k次迭代的狀態信息x(k)(t)和目標函數值J(k)是通過梯度求解模塊來計算出第k次迭代后的目標函數梯度信息dJ(k);所述梯度求解模塊的求解步驟如下:步驟D1:采用靈敏度軌跡梯度方程法,定義靈敏度軌跡梯度方程Γ(k)(t)為Γ(k)(t)的求解公式為:其中,t為航空飛行器在滑翔飛行段的飛行時間,為在第k次迭代對t的導數,F(u(k),x(k)(t),t)是描述航空飛行器的空氣動力學模型方程函數;Γ(k)(t0)為第k次迭代時的靈敏度軌跡方程的初始節點狀態值,x0為對應節點的初始狀態值;步驟D2:采用四級五階RungeKutta法求解靈敏度軌跡方程Γ(k)(t)在各積分時刻點的值,求解公式為:Q1=S[u(k),x(k)(ti),ti]Q2=S[u(k),x(k)(ti)+Q1h/2,ti+h/2]Q3=S[u(k),x(k)(ti)+Q2h/2,ti+h/2]Q4=S[u(k),x(k)(ti)+Q本文檔來自技高網...

【技術保護點】
1.基于高斯時間配點控制參數化的無動力航空飛行器控制信號發生裝置,其特征在于:包括航空飛行器動力學模型與性能參數設定模塊11、無動力航空飛行器MCU12、航空飛行器海拔高度傳感器13、航空飛行器飛行速度傳感器14、航空飛行器航跡傾角傳感器15、航空飛行器水平飛行距離傳感器16、航空飛行器飛行參數設定模塊17和航空飛行器攻角控制器18;/n所述航空飛行器動力學模型與性能參數設定模塊11和航空飛行器飛行參數設定模塊17分別與無動力航空飛行器MCU12連接,用于設定航空飛行器的初始參數;/n所述航空飛行器海拔高度傳感器13、航空飛行器飛行速度傳感器14、航空飛行器航跡傾角傳感器15和航空飛行器水平飛行距離傳感器16分別與無動力航空飛行器MCU12連接,用于將獲取的航空飛行器的海拔高度、速度、航跡傾角和水平飛行距離輸入到無動力航空飛行器MCU12;/n所述無動力航空飛行器MCU12與航空飛行器攻角控制器18連接,所述無動力航空飛行器MCU12采用高斯時間配點控制參數化算法得到使航空飛行器水平飛行距離最長的攻角控制策略,并將獲得的攻角控制策略輸出給攻角控制器。/n

【技術特征摘要】
1.基于高斯時間配點控制參數化的無動力航空飛行器控制信號發生裝置,其特征在于:包括航空飛行器動力學模型與性能參數設定模塊11、無動力航空飛行器MCU12、航空飛行器海拔高度傳感器13、航空飛行器飛行速度傳感器14、航空飛行器航跡傾角傳感器15、航空飛行器水平飛行距離傳感器16、航空飛行器飛行參數設定模塊17和航空飛行器攻角控制器18;
所述航空飛行器動力學模型與性能參數設定模塊11和航空飛行器飛行參數設定模塊17分別與無動力航空飛行器MCU12連接,用于設定航空飛行器的初始參數;
所述航空飛行器海拔高度傳感器13、航空飛行器飛行速度傳感器14、航空飛行器航跡傾角傳感器15和航空飛行器水平飛行距離傳感器16分別與無動力航空飛行器MCU12連接,用于將獲取的航空飛行器的海拔高度、速度、航跡傾角和水平飛行距離輸入到無動力航空飛行器MCU12;
所述無動力航空飛行器MCU12與航空飛行器攻角控制器18連接,所述無動力航空飛行器MCU12采用高斯時間配點控制參數化算法得到使航空飛行器水平飛行距離最長的攻角控制策略,并將獲得的攻角控制策略輸出給攻角控制器。


2.如權利要求1所述的裝置,其特征在于:所述無動力航空飛行器MCU12包括信息采集模塊、初始化模塊、高斯時間配點控制參數化模塊、常微分方程組求解模塊、非線性規劃問題求解模塊和控制信號輸出模塊;
所述信號采集模塊用于采集航空飛行器海拔高度、速度、飛行器航跡傾角和水平飛行距離,航空飛行器飛行終端狀態參數,并將采集到的信息輸入到初始化模塊中;
所述初始化模塊用于設置航空飛行器滑翔飛行過程時間高斯配點數G和攻角控制量的初始控制參數u(0)(t),并設定優化精度tol,將迭代次數k置零;
所述高斯時間配點控制參數化模塊用于將滑翔飛行時間[t0,tf]轉化為具有高斯分布的離散點列,對時間分段上對應的變量進行離散近似;
所述常微分方程組求解模塊用于獲取第k次迭代的狀態信息x(k)(t)和目標函數值J(k),通過計算出第k次迭代后的目標函數梯度信息dJ(k);
所述非線性規劃問題求解模塊用于通過計算得到滿足收斂性要求的攻角控制量u(k)(t)并輸出到控制信號輸出模塊;
所述控制信號輸出模塊將攻角控制量u(k)(t)傳輸到航空飛行器攻角控制器18。


3.如權利要求2所述的裝置,其特征在于:所述高斯時間配點控制參數化模塊,采用如下步驟實現:
步驟C1:引入新的時間變量τ進行時間尺度變換,將時間區間從[t0,tf]轉化為[-1,1],時間變換公式為



其中,t表示時間,tf表示飛行器的終端飛行時刻,t0表示飛行器的初始飛行時刻;
步驟C2:運用Legendre多項式的零點來得到[-1,1]區間的時間配點,其中,N次Legendre多項式的表達式為:



其中,Pn+1(z)表示N次Legendre多項式,Pn(z)表示N-1次Legendre多項式,Pn-1(z)表示N-2次Legendre多項式,P0(z)表示-1次Legendre多項式,P-1(z)表示-2次Legendre多項式,z表示多項式參數變量,αn表示N-1次Legendre多項式Pn(z)的特征參數,βn表示N-2次Legendre多項式Pn-1(z)的特征參數,n表示配點個數參數;
N為時間段[-1,1]的離散時間子區間數;
步驟C3:設置參數αn和βn的取值,分別為αn=0,
步驟C4:運用得到的高斯時間配點將時間區間劃分為N段,其中,第k段子區間為[tk-1,tk],k=0,…,N;tk-1表示第k段子區間的初始時間點;tk表示第k段子區間的終值時間點;
步驟C5:設定指示函數,將被選定的指示函數定義為:



其中,χ(t)表示指示函數;
步驟C6:離散每個時間子區間上的飛行器攻角控制變量,即在每個子區間上將控制變量離散為常量,進而得到參數化后的控制變量為:



其中,u表示離散化后的控制向量,σk為u(t)在時間區間t∈[tk-1,tk]上的離散化控制參數值;u(t)表示飛行器的控制變量;G表示高斯配點個數;k表示時間區間數;


4.如權利要求2所述的裝置,其特征在于:所述常微分方程組求解模塊采用四級五階RungeKutta法,其求解公式為:
K1=F[u(k),x(k)(ti),ti]
K2=F[u(k),x(k)(ti)+K1h/2,ti+h/2]
K3=F[u(k),x(k)(ti)+K2h/2,ti+h/2]
K4=F[u(k),x(k)(ti)+K3h,ti+h]



其中,K1、K2、K3、K4各自表示RungeKutta法積分過程中的4個節點的函數值;
F(·)是描述航空飛行器的空氣動力學模型方程;
x(k)(ti)表示航空飛行器在第k次迭代中第ti節點的各狀態信息;
對于每一個時間子區間[tk-1,tk],(k=1,2,…,N),
h為RungeKutta法積分步長;
ti表示RungeKutta法選擇的積分節點。


5.如權利要求2所述的裝置,其特征在于:所述常微分方程組求解模塊中獲取第k次迭代的狀態信息x(k)(t)和目標函數值J(k)是通過梯度求解模塊來計算出第k次迭代后的目標函數梯度信息dJ(k);所述梯度求解模塊的求解步驟如下:
步驟D1:采用靈敏度軌跡梯度方程法,定義靈敏度軌跡梯度方程Γ(k)(t)為



Γ(k)(t)的求解公式為:






其中,t為航空飛行器在滑翔飛行段的飛行時間,

為在第k次迭代對t的導數,
F(u(k),x(k)(t),t)是描述航空飛行器的空氣動力學模型方程函數,
Γ(k)(t0)為第k次迭代時的靈敏度軌跡方程的初始節點狀態值,
x0為對應節點的初始狀態值;
步驟D2:采用四級五階RungeKutta法求解靈敏度軌跡方程Γ(k)(t)在各積分時刻點的值,求解公式為:
Q1=S[u(k),x(k)(ti),ti]
Q2=S[u(k),x(k)(ti)+Q1h/2,ti+h/2]
Q3=S[u(k),x(k)(ti)+Q2h/2,ti+h/2]
Q4=S[u(k),x(k)(ti)+Q3h,ti+h]



其中,S(·)為靈敏度方程的函數,
Q1、Q2、Q3、Q4分別表示RungeKutta法積分過程中的4個節點的函數值,
Γ(k)(ti+h)表示靈敏度軌跡方程Γ(k)(t)在(ti+h)時間節點的值;
h為RungeKutta法積分步長;
ti表示RungeKutta法選擇的積分節點;
步驟D3:目標函數的梯度信息dJ(k):



其中,J為目標函數;
Γ(k)(tf)表示靈敏度軌跡方程Γ(k)(t)在終值時間節點tf處的值。


6.如權利要求2所述的裝置,其特征在于:所述非線性規劃問題求解模塊的計算具體步驟如下:
步驟E1:記點P1為向量空間中的某個點,對應于航空飛行器攻角u(k-1)(t)和目標函數值J(k);
步驟E2:選定NLP求解算法,從點P1開始迭代計算,得到P1點的尋優方向d(k-1)和步長α(k-1);
步驟E3:記點P2為當前向量空間中的某個點,由上一次迭代點P1和公式u(k)(t)=u(k-1)(t)+α(k-1)d(k-1)求解得到;點P2對應航空飛行器攻角u(k)(t)和目標函數值J(k);
步驟E4:對u...

【專利技術屬性】
技術研發人員:劉平,周磊,樊力,胡清泉,劉航,伍習波,劉興高,
申請(專利權)人:浙江大學,重慶郵電大學,
類型:發明
國別省市:浙江;33

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