发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种针对扑翼飞行器的振动控制方法及装置,能够有效地抑制由外界扰动引起的柔性机翼变形的问题。
为解决上述技术问题,本发明的实施例提供一种针对扑翼飞行器的振动控制方法,所述针对扑翼飞行器的振动控制方法包括:
以二自由度的柔性机翼为研究对象,计算系统动能、势能和虚功;
利用哈密顿原理建立系统动力学模型;
根据所述系统动力学模型设置边界控制率,所述边界控制率包括F(t)和M(t),所述F(t)为边界控制力输入,M(t)为边界扭矩输入;
根据系统动力学模型结合边界控制率对柔性机翼进行控制。
优选的,所述以二自由度的柔性机翼为研究对象,计算系统动能、势能和虚功,包括:
将系统的动能Ek(t)表示如下:
其中,空间变量x和时间变量t是相互独立的,m是柔性机翼的单位展长质量;Iρ是柔性翼的惯性极距;y(x,t)是xOy坐标系中位置x、时间t处的弯曲位移;θ(x,t)是相应的偏转角度位移;
将系统的势能Ep(t)表示如下:
其中,EIb表示抗弯刚度,GJ是扭转刚度;
由以上两个刚度产生的虚功δWc(t)为:
其中xec表示机翼质心到弯曲中心的距离;
Kelvin-Voigt阻尼力所做的虚功δWd(t)为:
其中,η是Kelvin-Voigt阻尼系数;
分布干扰做的虚功δWf(t)为:
其中xac表示气动中心到弯曲中心的距离;Fb是沿着机翼方向未知的时变分布式干扰;
边界控制力对系统所做的虚功δWu(t)为:
δWu(t)=F(t)δy(L,t)+M(t)δθ(L,t)(6)
上式中,F(t)是边界控制力输入;M(t)是边界扭矩输入;
于是,总虚功为:
δW(t)=δ[Wc(t)+Wd(t)+Wf(t)+Wu(t)](7)
优选的,所述利用哈密顿原理建立系统动力学模型,包括:
利用哈密顿平稳作用量原理:
此处δ代表变分符号,求得系统动力学模型的控制方程为:
求得系统动力学模型的边界条件为:
y(0,t)=y′(0,t)=y″(L,t)=θ(0,t)=0(10)
优选的,所述在系统动力学模型基础上设计边界控制器,包括两个控制律:F(t)和M(t),所述F(t)为边界控制力输入,M(t)为边界扭矩输入,包括:
构造李雅普诺夫候选函数如下
V(t)=V1(t)+Δ(t)(13)
其中,V1(t)和Δ(t)分别定义为
以上两式中α和β都是较小的正权系数;
通过使李雅普诺夫候选函数正定,李雅普诺夫函数对时间t的导数负定设计边界控制率。
优选的,所述计算李雅普诺夫候选函数正定,李雅普诺夫函数对时间t的导数负定时的边界控制率,包括:
定义一个新的函数如下:
则V1(t)有上界和下界为
γ2κ(t)≤V1(t)≤γ1κ(t)(17)
上式中,
进一步,Δ(t)放大为
其中
γ3=max{αm+αmxec+βmxec,αIP+αmxec+βmxec,(αm+αmxec)L4,(αIp+αmxec)L2}若正数β满足则有
0≤λ2κ(t)≤V(t)≤λ1κ(t)(19)
即构造的李雅普诺夫函数正定,其中λ1=γ1+γ3,λ2=γ2-γ3;
V(t)对t求导后得
将控制方程(8)和(9)带入上式,得到
其中,A1-A6每项分别为
应用分部积分和边界条件(10),(11)和(12),得
其中,σ1和σ2是正常数,Fbmax是分布式干扰Fb(x,t)的最大值;
通过以上A1-A6,得到如下
同样,Δ(t)对t求导得
将边界条件带入以上式子,得到
以上σ3-σ7都是正常数;
因此,由B1-B8,得
由得到的式子(34)和(50),整理得
令和为新的控制变量,设计控制率如下
其中k1≥0,k2≥0为控制增益。
本发明还提供一种针对扑翼飞行器的振动控制装置,所述针对扑翼飞行器的振动控制器包括:
系统数据获取模块,用于以二自由度的柔性机翼为研究对象,计算系统动能、势能和虚功;
模型建立模块,用于利用哈密顿原理建立系统动力学模型;
控制率设置模块,用于根据所述系统动力学模型设置边界控制率,所述边界控制率包括F(t)和M(t),所述F(t)为边界控制力输入,M(t)为边界扭矩输入;
机翼控制模块,用于根据系统动力学模型结合边界控制率对柔性机翼进行控制。
优选的,所述系统数据获取模块包括:
系统动能获取单元,用于将系统的动能Ek(t)表示如下:
其中,空间变量x和时间变量t是相互独立的,m是柔性机翼的单位展长质量;Iρ是柔性翼的惯性极距;y(x,t)是xOy坐标系中位置x、时间t处的弯曲位移;θ(x,t)是相应的偏转角度位移;
系统势能获取单元,用于将系统的势能Ep(t)表示如下:
其中,EIb表示抗弯刚度,GJ是扭转刚度;
系统虚功获取单元,用于由以上两个刚度产生的虚功δWc(t)为:
其中xec表示机翼质心到弯曲中心的距离;
Kelvin-Voigt阻尼力所做的虚功δWd(t)为:
其中,η是Kelvin-Voigt阻尼系数;
分布干扰做的虚功δWf(t)为:
其中xac表示气动中心到弯曲中心的距离;Fb是沿着机翼方向未知的时变分布式干扰;
边界控制力对系统所做的虚功δWu(t)为:
δWu(t)=F(t)δy(L,t)+M(t)δθ(L,t)(6)
上式中,F(t)是边界控制力输入;M(t)是边界扭矩输入;
于是,总虚功为:
δW(t)=δ[Wc(t)+Wd(t)+Wf(t)+Wu(t)](7)
优选的,所述模型建立模块包括:
模型建立单元,用于利用哈密顿平稳作用量原理:
此处δ代表变分符号,求得系统动力学模型的控制方程为:
求得系统动力学模型的边界条件为:
y(0,t)=y′(0,t)=y″(L,t)=θ(0,t)=0(10)
优选的,所述控制率设置模块包括:
函数构造单元,用于构造李雅普诺夫候选函数如下
V(t)=V1(t)+Δ(t)(13)
其中,V1(t)和Δ(t)分别定义为
以上两式中α和β都是较小的正权系数;
通过使李雅普诺夫候选函数正定,李雅普诺夫函数对时间t的导数负定设计边界控制率。
优选的,所述控制率计算单元包括:
正定子单元,用于定义一个新的函数如下:
则V1(t)有上界和下界为
γ2κ(t)≤V1(t)≤γ1κ(t)(17)
上式中,
进一步,Δ(t)放大为
其中
γ3=max{αm+αmxec+βmxec,αIP+αmxec+βmxec,(αm+αmxec)L4,(αIp+αmxec)L2}若正数β满足则有
0≤λ2κ(t)≤V(t)≤λ1κ(t)(19)
即构造的李雅普诺夫函数正定,其中λ1=γ1+γ3,λ2=γ2-γ3;
负定子单元,用于V(t)对t求导后得
将控制方程(8)和(9)带入上式,得到
其中,A1-A6每项分别为
应用分部积分和边界条件(10),(11)和(12),得
其中,σ1和σ2是正常数,Fbmax是分布式干扰Fb(x,t)的最大值;
通过以上A1-A6,得到如下
同样,Δ(t)对t求导得
将边界条件带入以上式子,得到
以上σ3-σ7都是正常数;
因此,由B1-B8,得
由得到的式子(34)和(50),整理得
令和为新的控制变量,设计控制率如下
其中k1≥0,k2≥0为控制增益。
本发明的上述技术方案的有益效果如下:
上述方案中,通过利用哈密顿原理建立系统动力学模型,根据所述系统动力学模型设置边界控制率,充分考虑了系统存在分布式扰动情况,有效地抑制由外界扰动引起的柔性机翼变形,从而对柔性机翼精确、稳定的控制。
具体实施方式
为使本发明要解决的技术问题、技术方案和优点更加清楚,下面将结合附图及具体实施例进行详细描述。
如图1所示,本发明实施例的一种针对扑翼飞行器的振动控制方法,所述针对扑翼飞行器的振动控制方法包括:
步骤101:以二自由度的柔性机翼为研究对象,计算系统动能、势能和虚功。
步骤102:利用哈密顿原理建立系统动力学模型。
步骤103:根据所述系统动力学模型设置边界控制率,所述边界控制率包括F(t)和M(t),所述F(t)为边界控制力输入,M(t)为边界扭矩输入。
保证104:根据系统动力学模型结合边界控制率对柔性机翼进行控制。
本发明实施例的针对扑翼飞行器的振动控制方法,通过利用哈密顿原理建立系统动力学模型,根据所述系统动力学模型设置边界控制率,充分考虑了系统存在分布式扰动情况,有效地抑制由外界扰动引起的柔性机翼变形,从而对柔性机翼精确、稳定的控制。
优选的,所述以二自由度的柔性机翼为研究对象,计算系统动能、势能和虚功,包括:
将系统的动能Ek(t)表示如下:
其中,空间变量x和时间变量t是相互独立的,m是柔性机翼的单位展长质量;Iρ是柔性翼的惯性极距;y(x,t)是xOy坐标系中位置x、时间t处的弯曲位移;θ(x,t)是相应的偏转角度位移;
将系统的势能Ep(t)表示如下:
其中,EIb表示抗弯刚度,GJ是扭转刚度;
由以上两个刚度产生的虚功δWc(t)为:
其中xec表示机翼质心到弯曲中心的距离;
Kelvin-Voigt阻尼力所做的虚功δWd(t)为:
其中,η是Kelvin-Voigt阻尼系数;
分布干扰做的虚功δWf(t)为:
其中xac表示气动中心到弯曲中心的距离;Fb是沿着机翼方向未知的时变分布式干扰;
边界控制力对系统所做的虚功δWu(t)为:
δWu(t)=F(t)δy(L,t)+M(t)δθ(L,t)(6)
上式中,F(t)是边界控制力输入;M(t)是边界扭矩输入;
于是,总虚功为:
δW(t)=δ[Wc(t)+Wd(t)+Wf(t)+Wu(t)](7)
优选的,所述利用哈密顿原理建立系统动力学模型,包括:
利用哈密顿平稳作用量原理:
此处δ代表变分符号,求得系统动力学模型的控制方程为:
求得系统动力学模型的边界条件为:
y(0,t)=y′(0,t)=y″(L,t)=θ(0,t)=0(10)
优选的,所述在系统动力学模型基础上设计边界控制器,包括两个控制律:F(t)和M(t),所述F(t)为边界控制力输入,M(t)为边界扭矩输入,包括:
构造李雅普诺夫候选函数如下
V(t)=V1(t)+Δ(t)(13)
其中,V1(t)和Δ(t)分别定义为
以上两式中α和β都是较小的正权系数;
通过使李雅普诺夫候选函数正定,李雅普诺夫函数对时间t的导数负定设计边界控制率。
优选的,所述计算李雅普诺夫候选函数正定,李雅普诺夫函数对时间t的导数负定时的边界控制率,包括:
定义一个新的函数如下:
则V1(t)有上界和下界为
γ2κ(t)≤V1(t)≤γ1κ(t)(17)
上式中,
进一步,Δ(t)放大为
其中
γ3=max{αm+αmxec+βmxec,αIP+αmxec+βmxec,(αm+αmxec)L4,(αIp+αmxec)L2}若正数β满足则有
0≤λ2κ(t)≤V(t)≤λ1κ(t)(19)
即构造的李雅普诺夫函数正定,其中λ1=γ1+γ3,λ2=γ2-γ3;
V(t)对t求导后得
将控制方程(8)和(9)带入上式,得到
其中,A1-A6每项分别为
应用分部积分和边界条件(10),(11)和(12),得
其中,σ1和σ2是正常数,Fbmax是分布式干扰Fb(x,t)的最大值;
通过以上A1-A6,得到如下
同样,Δ(t)对t求导得
将边界条件带入以上式子,得到
以上σ3-σ7都是正常数;
因此,由B1-B8,得
由得到的式子(34)和(50),整理得
令和为新的控制变量,设计控制率如下
其中k1≥0,k2≥0为控制增益。
优选的,只需令以及进一步得
其中
λ3=min(μ1,μ2,μ3,μ4)>0(59)
由(19)式和式(54),得
其中λ=λ3/λ1,上式表明,只要选择参数,就能保证负定。
优选的,对(61)的不等式积分,得到
即证明了V(t)是有界的。进一步有
得
当t趋于无穷大时
即证明了系统状态y(x,t)和θ(x,t)是一致有界的。
综上,由李雅普诺夫直接法可知,对由控制方程(8)、(9)以及边界条件(10)、(11)、(12)所描述的系统采用边界控制(52)、(53),在初始状态有界的条件下,闭环系统能实现一致有界性。
本发明实施例的针对扑翼飞行器的振动控制方法,下面我们将基于MATLAB平台进行数值仿真,验证我们针对柔性机翼变形问题提出的控制器的效果。使用有限差分近似法来得到式(8)、(9)中状态量的近似值。系统参数选取如下表:
表1飞行器柔性机翼参数表
仿真初始条件为外界的分布式干扰取Fb(x,t)=[1+sin(πt)+3cos(3πt)]x。
由仿真图2、图3可看出本发明所设计的边界控制器能够有效抑制柔性机翼的变形。
本发明还提供一种针对扑翼飞行器的振动控制装置,所述针对扑翼飞行器的振动控制器包括:
系统数据获取模块,用于以二自由度的柔性机翼为研究对象,计算系统动能、势能和虚功;
模型建立模块,用于利用哈密顿原理建立系统动力学模型;
控制率设置模块,用于根据所述系统动力学模型设置边界控制率,所述边界控制率包括F(t)和M(t),所述F(t)为边界控制力输入,M(t)为边界扭矩输入;
机翼控制模块,用于根据系统动力学模型结合边界控制率对柔性机翼进行控制。
优选的,所述系统数据获取模块包括:
系统动能获取单元,用于将系统的动能Ek(t)表示如下:
其中,空间变量x和时间变量t是相互独立的,m是柔性机翼的单位展长质量;Iρ是柔性翼的惯性极距;y(x,t)是xOy坐标系中位置x、时间t处的弯曲位移;θ(x,t)是相应的偏转角度位移;
系统势能获取单元,用于将系统的势能Ep(t)表示如下:
其中,EIb表示抗弯刚度,GJ是扭转刚度;
系统虚功获取单元,用于由以上两个刚度产生的虚功δWc(t)为:
其中xec表示机翼质心到弯曲中心的距离;
Kelvin-Voigt阻尼力所做的虚功δWd(t)为:
其中,η是Kelvin-Voigt阻尼系数;
分布干扰做的虚功δWf(t)为:
其中xac表示气动中心到弯曲中心的距离;Fb是沿着机翼方向未知的时变分布式干扰;
边界控制力对系统所做的虚功δWu(t)为:
δWu(t)=F(t)δy(L,t)+M(t)δθ(L,t)(6)
上式中,F(t)是边界控制力输入;M(t)是边界扭矩输入;
于是,总虚功为:
δW(t)=δ[Wc(t)+Wd(t)+Wf(t)+Wu(t)](7)
优选的,所述模型建立模块包括:
模型建立单元,用于利用哈密顿平稳作用量原理:
此处δ代表变分符号,求得系统动力学模型的控制方程为:
求得系统动力学模型的边界条件为:
y(0,t)=y′(0,t)=y″(L,t)=θ(0,t)=0(10)
优选的,所述控制率设置模块包括:
函数构造单元,用于构造李雅普诺夫候选函数如下
V(t)=V1(t)+Δ(t)(13)
其中,V1(t)和Δ(t)分别定义为
以上两式中α和β都是较小的正权系数;
通过使李雅普诺夫候选函数正定,李雅普诺夫函数对时间t的导数负定设计边界控制率。
优选的,所述控制率计算单元包括:
正定子单元,用于定义一个新的函数如下:
则V1(t)有上界和下界为
γ2κ(t)≤V1(t)≤γ1κ(t)(17)
上式中,
进一步,Δ(t)放大为
其中
γ3=max{αm+αmxec+βmxec,αIP+αmxec+βmxec,(αm+αmxec)L4,(αIp+αmxec)L2}若正数β满足则有
0≤λ2κ(t)≤V(t)≤λ1κ(t)(19)
即构造的李雅普诺夫函数正定,其中λ1=γ1+γ3,λ2=γ2-γ3;
负定子单元,用于V(t)对t求导后得
将控制方程(8)和(9)带入上式,得到
其中,A1-A6每项分别为
应用分部积分和边界条件(10),(11)和(12),得
其中,σ1和σ2是正常数,Fbmax是分布式干扰Fb(x,t)的最大值;
通过以上A1-A6,得到如下
同样,Δ(t)对t求导得
将边界条件带入以上式子,得到
以上σ3-σ7都是正常数;
因此,由B1-B8,得
由式子(34)和(50),整理得
令和为新的控制变量,设计控制率如下
其中k1≥0,k2≥0为控制增益。
本发明实施例的针对扑翼飞行器的振动控制装置,采用的方法为针对扑翼飞行器的振动控制方法,因此针对扑翼飞行器的振动控制装置的特征与针对扑翼飞行器的振动控制方法相同,在此不再赘述。
以上所述是本发明的优选实施方式,应当指出,对于本技术领域的普通技术人员来说,在不脱离本发明所述原理的前提下,还可以做出若干改进和润饰,这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。