CN114355779A - 一种结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法，包括：根据能量守恒定律、热力学和传热学，建立结构热试验气动热地面模拟系统输入电能与输出电热能之间的数学模型；基于结构热试验气动热地面模拟系统模型，构建非线性扩展状态观测器，观测系统扰动；利用结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪误差和非线性函数，构建非线性全局滑模面；以幂次趋近律和等速趋近律为基础，设计在混合趋近律下的结构热试验气动热地面模拟系统控制器α(t)，并证明其收敛性。本发明有效地提高了控制的动态性能，实现了大误差小增益、小误差大增益，提高了全段的收敛速度，具有强鲁棒性。

Description

一种结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法

技术领域

本发明涉及航天航空自动控制系统的技术领域，尤其涉及一种结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法。

背景技术

近年来，高超声速飞行器之所以作为航天航空领域新一代发展方向之一，是因为其具有超高的飞行速度，高超声速飞行器种类繁多，如无人机、导弹、航天飞机等有翼无翼飞行器，当高超声速飞行器速度跨越声速，会产生严重的气动热现象，也称为“热障”，这一现象具有温升快、温度高两大特点，不仅会烧蚀飞行器表面，而且会影响飞行器内部电子器件寿命安全，造成严重的飞行事故。因此，有必要对高超声速飞行器热保护系统设计进行合理性测试。

结构热试验就是为了在地面等效模拟高超声速飞行器时序飞行热环境发展起来的，对高超声速飞行器进行结构热试验测试，可以有效地检测其热保护系统设计的合理性和安全性。常见的结构热试验分为：传导、对流和辐射，其中最常见的就是风洞试验，风洞试验是借助于高速气流与试验件之间作高速相对运动来实现的，但是其设计尺寸柔性单一，不能够灵活地适应多尺寸试验件且一次运行时间较短，能获取的被测试验件的结构热信息量有限，不同于风洞试验，非对流加热的结构热试验应用较为广泛且灵活度高，非对流加热试验常以热辐射为主，通过辐射热达到模拟飞行热环境，常见的加热元件有：镍铬丝、硅碳棒、石墨棒、石英灯，其中石英灯因其热惯性小，体积小等优点被应用在非对流加热的结构热试验中，针对以石英灯建立起来的结构热试验，在控制系统中，因其非线性且存在外扰，导致自身被控系统的鲁棒性差、控制响应迟钝、稳定性低、精度不高等问题。

发明内容

本部分的目的在于概述本发明的实施例的一些方面以及简要介绍一些较佳实施例。在本部分以及本申请的说明书摘要和发明名称中可能会做些简化或省略以避免使本部分、说明书摘要和发明名称的目的模糊，而这种简化或省略不能用于限制本发明的范围。

鉴于上述现有存在的问题，提出了本发明。

因此，本发明解决的技术问题是：如何针对以石英灯建立的结构热试验控制系统动态性能差以及怎样优化减小控制系统跟踪误差。

为解决上述技术问题，本发明提供如下技术方案：根据能量守恒定律、热力学和传热学，建立结构热试验气动热地面模拟系统输入电能与输出电热能之间的数学模型；基于结构热试验气动热地面模拟系统模型，构建非线性扩展状态观测器，观测系统扰动；利用结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪误差和非线性函数，构建非线性全局滑模面；以幂次趋近律和等速趋近律为基础，设计在混合趋近律下的结构热试验气动热地面模拟系统控制器α(t)，并证明其收敛性。

作为本发明所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法的一种优选方案，其中：所述结构热试验气动热地面模拟系统包括石英灯加热器、可控硅交流调压模块、GH3039K型热电偶传感器。

作为本发明所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法的一种优选方案，其中：所述结构热试验气动热地面模拟系统输入电能与输出电热能之间的数学模型包括，

其中，等式左边为加载在结构热试验气动热地面模拟系统上的输出电热能，分别用于石英灯加热器自身消耗的内能cm[T₁(t)-T₀]、对流换热过程中损失的热能Aβ[T₁(t)-T₀]、热传导过程中损失的热能Aλ[T₁(t)-T₀]、热辐射效应输出的热能

c、m、T₁(t)、T₀、A、β、λ、ε、σ、F、Δt分别为石英灯加热器的比热容、质量、当前温度、初始温度、表面积、对流换热系数、导热系数、黑度系数、斯蒂芬-玻尔兹曼常数、角系数、加热时间；等式右边为加载在结构热试验气动热地面模拟系统上的输入电能，采用可控硅交流调压模块，U_I、R、α(t)分别为输入电压即电源两端电压、石英灯加热器的总电阻、可控硅交流调压模块导通角；

将所述数学模型两边除以Δt并移项得：

其中，

是T₁(t)对时间的一阶微分，G(t)＝sin2α(t)，G(t)为系统扰动。

作为本发明所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法的一种优选方案，其中：所述非线性扩展状态观测器包括，

其中，z₁是输出T₁(t)的观测值，e₁是输出T₁(t)的观测误差，z₂是系统扰动G(t)的观测值，e₂是系统扰动G(t)的观测误差，

是z₁对时间的一阶微分，

是z₂对时间的一阶微分，β₁、β₂是调参增益，β₁>0，β₂>0，

是系统扰动G(t)的观测值，

作为本发明所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法的一种优选方案，其中：定义所述结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪误差包括，

e(t)＝T₁(t)-T₁ ^*(t)

其中，T₁ ^*(t)表示所述结构热试验气动热地面模拟系统的目标温度，e(t)表示所述结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪误差；

将所述结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪误差取一阶微分得：

其中，

是e(t)对时间的一阶微分，

是T₁ ^*(t)对时间的一阶微分。

作为本发明所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法的一种优选方案，其中：利用所述结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪误差e(t)和非线性函数，构建所述非线性全局滑模面包括，

其中，

0<γ<1，η>0，

k是调参增益，e(0)表示所述结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪初始误差；

将所述非线性全局滑模面取一阶微分得：

其中，

表示s(t)对时间的一阶微分。

作为本发明所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法的一种优选方案，其中：所述混合趋近律包括，

其中，k₁和k₂是调参增益，k₁>0，k₂>0，0≤p≤1，q是正奇数，

r为正整数，

作为本发明所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法的一种优选方案，其中：所述结构热试验气动热地面模拟系统控制器α(t)包括，

作为本发明所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法的一种优选方案，其中：Lyapunov函数包括，

其中，V表示Lyapunov函数。

本发明的有益效果：本发明基于能量守恒定律、热力学和传热学，建立结构热试验气动热地面模拟系统输入电能与输出电热能之间的数学模型，在此基础上提出非线性扩展状态观测器实现对系统扰动的观测补偿，利用结构热试验气动热地面模拟系统输出跟踪误差和非线性函数，构建非线性全局滑模面，有效地提高了控制的动态性能，实现了大误差小增益、小误差大增益，采用混合趋近律包含幂次趋近律和等速趋近律，提高了全段的收敛速度，具有强鲁棒性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。其中：

图1(a)为本发明一个实施例所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法的高超声速导弹三维结构示意图；

图1(b)为本发明一个实施例所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法的高超声速导弹二维尺寸示意图；

图1(c)为本发明一个实施例所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法的高超声速导弹二维轴测示意图；

图2(a)为本发明一个实施例所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法的高超声速导弹(飞行攻角为10°)有限元分析外流场示意图；

图2(b)为本发明一个实施例所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法的高超声速导弹(飞行攻角为5°)有限元分析外流场示意图；

图2(c)为本发明一个实施例所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法的高超声速导弹(飞行攻角为0°)有限元分析外流场示意图以及高超声速导弹弹头局部放大图(wall 0)；

图3为本发明一个实施例所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法的高超声速导弹弹头气动热数据散点示意图；

图4为本发明一个实施例所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法的控制原理框架示意图；

图5为本发明一个实施例所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法的结构热试验气动热地面模拟系统的跟踪目标曲线(0)以及非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法(1)与传统全局滑模控制方法(2)、传统PID控制方法(3)对比的温度跟踪示意图；

图6为本发明一个实施例所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法在跟踪拟合目标下，结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法(1)与传统全局滑模控制方法(2)、传统PID控制方法(3)对比的误差跟踪示意图；

图7为本发明一个实施例所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法在跟踪拟合目标下，结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法(1)与传统全局滑模控制方法(2)、传统PID控制方法(3)对比的误差跟踪局部放大图示意图。

具体实施方式

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合说明书附图对本发明的具体实施方式做详细的说明，显然所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明的保护的范围。

在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是本发明还可以采用其他不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似推广，因此本发明不受下面公开的具体实施例的限制。

其次，此处所称的“一个实施例”或“实施例”是指可包含于本发明至少一个实现方式中的特定特征、结构或特性。在本说明书中不同地方出现的“在一个实施例中”并非均指同一个实施例，也不是单独的或选择性的与其他实施例互相排斥的实施例。

本发明结合示意图进行详细描述，在详述本发明实施例时，为便于说明，表示器件结构的剖面图会不依一般比例作局部放大，而且所述示意图只是示例，其在此不应限制本发明保护的范围。此外，在实际制作中应包含长度、宽度及深度的三维空间尺寸。

同时在本发明的描述中，需要说明的是，术语中的“上、下、内和外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一、第二或第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

本发明中除非另有明确的规定和限定，术语“安装、相连、连接”应做广义理解，例如：可以是固定连接、可拆卸连接或一体式连接；同样可以是机械连接、电连接或直接连接，也可以通过中间媒介间接相连，也可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例1

参照图1～4，为本发明的一个实施例，提供了一种结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法，本发明方法将结构热试验气动热地面模拟系统模型、非线性扩展状态观测器、非线性全局滑模面、以幂次趋近律和等速趋近律为基础的混合趋近律有机地统一进行结构热试验气动热地面模拟系统控制器α(t)的设计，参照图4，为本发明结构热试验气动热地面模拟系统的非线性扩展状态观测器全局滑模控制框图，具体包括：

S1：根据能量守恒定律、热力学和传热学，建立结构热试验气动热地面模拟系统输入电能与输出电热能之间的数学模型。

需要说明的是，结构热试验气动热地面模拟系统包括石英灯加热器、可控硅交流调压模块、GH3039K型热电偶传感器。

进一步的，结构热试验气动热地面模拟系统输入电能与输出电热能之间的数学模型包括：

其中，等式左边为加载在结构热试验气动热地面模拟系统上的输出电热能，分别用于石英灯加热器自身消耗的内能cm[T₁(t)-T₀]、对流换热过程中损失的热能Aβ[T₁(t)-T₀]、热传导过程中损失的热能Aλ[T₁(t)-T₀]、热辐射效应输出的热能

c、m、T₁(t)、T₀、A、β、λ、ε、σ、F、Δt分别为石英灯加热器的比热容、质量、当前温度、初始温度、表面积、对流换热系数、导热系数、黑度系数、斯蒂芬-玻尔兹曼常数、角系数、加热时间；等式右边为加载在结构热试验气动热地面模拟系统上的输入电能，采用可控硅交流调压模块，UI、R、α(t)分别为输入电压即电源两端电压、石英灯加热器的总电阻、可控硅交流调压模块导通角；从而建立了结构热试验气动热地面模拟系统输入可控硅交流调压模块导通角α(t)和输出温度T₁(t)之间的数学模型。

S2：基于结构热试验气动热地面模拟系统模型，构建非线性扩展状态观测器，观测系统扰动。

需要说明的是，将结构热试验气动热地面模拟系统输入电能和输出电热能之间的数学模型两边除以Δt并移项得：

其中，

是T₁(t)对时间的一阶微分，G(t)＝sin2α(t)，G(t)为系统扰动。

进一步的的，非线性扩展状态观测器包括：

其中，z₁是输出T₁(t)的观测值，e₁是输出T₁(t)的观测误差，z₂是系统扰动G(t)的观测值，e₂是系统扰动G(t)的观测误差，

是z₁对时间的一阶微分，

是z₂对时间的一阶微分，β₁、β₂是调参增益，β₁>0，β₂>0，

是系统扰动G(t)的观测值，

S3：利用结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪误差和非线性函数，构建非线性全局滑模面。

需要说明的是，定义结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪误差包括：

e(t)＝T₁(t)-T₁ ^*(t)

其中，T₁ ^*(t)表示结构热试验气动热地面模拟系统的目标温度，e(t)表示结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪误差；

将结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪误差取一阶微分得：

其中，

是e(t)对时间的一阶微分，

是T₁ ^*(t)对时间的一阶微分。

进一步的，利用结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪误差e(t)和非线性函数，构建非线性全局滑模面包括：

其中，

0<γ<1，η>0，

k是调参增益，e(0)表示结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪初始误差；

将非线性全局滑模面取一阶微分得：

其中，

表示s(t)对时间的一阶微分。

S4：以幂次趋近律和等速趋近律为基础，设计在混合趋近律下的结构热试验气动热地面模拟系统控制器α(t)，并证明其收敛性。

需要说明的是，混合趋近律包括：

其中，k₁和k₂是调参增益，k₁>0，k₂>0，0≤p≤1，q是正奇数，

r为正整数，

联立融合结构热试验气动热地面模拟系统输入电能和输出电热能之间的数学模型、非线性扩展状态观测器、结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪误差一阶微分、非线性全局滑模面、混合趋近律，得到结构热试验气动热地面模拟系统非线性扩展状态观测器全局滑模控制器α(t)：

其中，Lyapunov函数包括：

其中，V表示Lyapunov函数。

进一步的，对Lyapunov函数取一阶微分得：

如果|s(t)|<r，则

如果|s(t)|≥r，则

具体的，参照图1，是有限元仿真所绘制的高超声速导弹，其具体尺寸为：总长7600mm，弹体长4270mm，弹体直径1168.4mm，制导部分夹角7°，导引头半径30mm，夹角12.84°，飞行轨迹如表1。将高超声速导弹飞行轨迹分为31组，a～k对应的飞行攻角为10°，l～A对应的飞行攻角为5°，B～E对应的飞行攻角为0°。采用公式[T a P Rou]＝atmoscoesa(H)计算表1的数据，其中H为海拔高度，单位为m；T为当前位置温度，单位为K；a为当前位置音速，单位为m/s；P为当前位置压强，单位为Pa；Rou为当前位置密度，单位为kg/m³，M为当前位置速度，单位为马赫数。

表1：高超声速导弹飞行轨迹表。

	H	T	a	P	R	M
							a	13447.78	216.65	295.0696	15385	0.2474	0.567376
b	13866.92	216.65	295.0696	14401	0.2316	0.712766
							c	14286.06	216.65	295.0696	13480	0.2168	0.858156
d	14705.2	216.65	295.0696	12618	0.2029	1.003546
							e	15124.34	216.65	295.0696	11811	0.1899	1.148936
f	15543.48	216.65	295.0696	11055	0.1778	1.294326
							g	15962.62	216.65	295.0696	10348	0.1664	1.439716
h	16381.76	216.65	295.0696	9686	0.1558	1.585106
							i	16800.9	216.65	295.0696	9067	0.1458	1.730496
j	17220.04	216.65	295.0696	8487	0.1365	1.875887
							k	17648	216.65	295.0696	7933	0.1276	2.021277
l	18199.5	216.65	295.0696	7272	0.1169	2.113475
							m	18751	216.65	295.0696	6667	0.1072	2.205674
n	19302.5	216.65	295.0696	6111	0.0983	2.297872
							o	19854	216.65	295.0696	5602	0.0901	2.390071
p	20405.5	217.0555	295.3456	5136	0.0824	2.48227
							q	20957	217.607	295.7206	4710	0.0754	2.574468
r	21508.5	218.1585	296.0951	4319	0.069	2.666667
							s	22060	218.71	296.4691	3962	0.0631	2.758865
t	22611.5	219.2615	296.8427	3636	0.0578	2.851064
							u	23163	219.813	297.2157	3337	0.0529	2.943262
v	23714.5	220.3645	297.5884	3063	0.0484	3.035461
							w	24266	220.916	297.9605	2812	0.0443	3.12766
x	24817.5	221.4675	298.3322	2583	0.0406	3.219858
							y	25369	222.019	298.7034	2372	0.0372	3.312057
z	25920.5	222.5705	299.0742	2182	0.0341	3.404255
							A	26472	223.122	299.4445	2003	0.0313	3.546099
B	27838.62	224.4886	300.3601	1626	0.0252	3.909574
							C	29205.23	225.8552	301.273	1321	0.0204	4.27305
D	30571.85	227.2219	302.1831	1075	0.0165	4.636525
							E	31938.47	228.5885	303.0905	876	0.0134	5.0

参照图2，是高超声速导弹有限元分析外流场示意图，其外流场范围为15200mm*5842mm，分别是高超声速导弹横向长度、纵向长度的2倍和5倍，对应的攻角为10°、5°、0°。

参照图3，是高超声速导弹弹头气动热数据散点示意图，对应表1高超声速导弹飞行轨迹31组数据，温度范围：207.05K～1418.078K。其高超声速导弹弹头气动热数据拟合曲线为：

T₁ ^*(t)＝1.284*10^-5t⁶-7.775*10^-4t⁵+0.01862t⁴-0.2734t³+3.146t²+0.7123t+201.6

参照图4，是结构热试验气动热地面模拟系统非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法的控制原理框架示意图，是对本发明方法的进一步说明，主控图过程如下：首先，导入高超声速导弹结构示意图和绘制的外流场计算域，通过有限元分析得到高超声速导弹弹头气动热数据拟合曲线，作为跟踪目标；其次，由跟踪目标和被测的当前实时温度作差得到误差，建立非线性扩展状态观测器和非线性全局滑模面；最终，通过包含幂次趋近律和等速趋近律的混合趋近律设计控制器α(t)。

本发明方法与现有技术相比，本发明旨在通过采用非线性全局滑模面对期望轨迹实现跟踪，用非线性扩展状态观测器对系统扰动进行实时预测，再通过混合趋近律包含幂次趋近律和等速趋近律达到全程稳定的动态响应，其中，基于非线性函数建立的非线性全局滑模面将小误差大增益、大误差小增益、全局性有机地结合，非线性扩展状态观测器实现对于被控系统的扰动补偿，混合趋近律的切换增益保证了控制精度。

实施例2

参照图4～7为本发明另一个实施例，该实施例不同于第一个实施例的是，提供了一种结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法的验证测试，为对本方法中采用的技术效果加以验证说明，本实施例采用传统全局滑模控制方法、传统PID控制方法与本发明方法进行对比测试，以科学论证的手段对比试验结果，以验证本方法所具有的真实效果。

传统的控制方法存在动态性能差、稳定性不高、抗干扰能力弱，为验证本发明方法相对于传统方法具有较高的鲁棒性和自适应性，本实施例中将采用结构热试验气动热地面模拟系统非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法(1)，在高超声速导弹弹头气动热数据拟合曲线作为跟踪目标(0)，传统全局滑模控制方法(2)，传统PID控制方法(3)分别对结构热试验气动热地面模拟系统的输出温度和跟踪误差进行实时测量对比。

测试环境：参照图4，将结构热试验气动热地面模拟系统运行在仿真平台模拟跟踪期望目标曲线(0)，分别利用结构热试验气动热地面模拟系统的非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法(1)、传统全局滑模控制方法(2)、传统PID控制方法(3)进行测试并获得测试结果数据。全部测试都将在开启自动化测试设备并运用MATLAB软件编程实现对比方法的仿真测试，根据实验结果得到仿真数据；每种方法各测试5组数据，每组数据采样31s，计算获得每组数据输入温度和跟踪误差，与仿真模拟输入的期望目标温度进行对比计算误差。

参照图5～图7，为本发明在高超声速导弹弹头气动热数据拟合曲线作为跟踪目标(0)，结构热试验气动热地面模拟系统非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法(1)、传统全局滑模控制方法(2)、传统PID控制方法(3)之间对比的温度跟踪曲线、误差跟踪曲线和局部放大图。

传统全局滑模控制方法(2)：

表2：结构热试验气动热地面模拟系统参数表。

表3：非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法参数表。

表5：传统全局滑模控制方法参数表。

表6：PID参数表。

参照图5～7，3种方法都可以整体上跟踪目标曲线，在图5中，试验时间是0s～31s，整体高超声速导弹导弹气动热数据拟合曲线呈现递增的趋势，递增速率由慢到快，说明气动热数据与速度的变化有密切的关系，飞行速度越快，温度越高；在图6中，方法(3)相比较于方法(1)和方法(2)收敛速度较慢，在时间为12s时达到稳定状态；在图7中，方法(2)和方法(3)都存在一定的稳态误差无法消除，且具有较大的后期抖振现象。

综上所述，本发明提出的一种结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法在稳态误差、收敛速度、动态波动性三个方面均优于其它2种方法，归功于三个方面：提出了以非线性扩展状态观测器作为系统扰动补偿项；以非线性函数搭建了非线性全局滑模面达到了大增益小误差、小增益大误差的作用；采用幂次趋近律和等速趋近律为基础的混合趋近律作为全程收敛速度的保证。

应当认识到，本发明的实施例可以由计算机硬件、硬件和软件的组合、或者通过存储在非暂时性计算机可读存储器中的计算机指令来实现或实施。所述方法可以使用标准编程技术-包括配置有计算机程序的非暂时性计算机可读存储介质在计算机程序中实现，其中如此配置的存储介质使得计算机以特定和预定义的方式操作——根据在具体实施例中描述的方法和附图。每个程序可以以高级过程或面向对象的编程语言来实现以与计算机系统通信。然而，若需要，该程序可以以汇编或机器语言实现。在任何情况下，该语言可以是编译或解释的语言。此外，为此目的该程序能够在编程的专用集成电路上运行。

此外，可按任何合适的顺序来执行本文描述的过程的操作，除非本文另外指示或以其他方式明显地与上下文矛盾。本文描述的过程(或变型和/或其组合)可在配置有可执行指令的一个或多个计算机系统的控制下执行，并且可作为共同地在一个或多个处理器上执行的代码(例如，可执行指令、一个或多个计算机程序或一个或多个应用)、由硬件或其组合来实现。所述计算机程序包括可由一个或多个处理器执行的多个指令。

进一步，所述方法可以在可操作地连接至合适的任何类型的计算平台中实现，包括但不限于个人电脑、迷你计算机、主框架、工作站、网络或分布式计算环境、单独的或集成的计算机平台、或者与带电粒子工具或其它成像装置通信等等。本发明的各方面可以以存储在非暂时性存储介质或设备上的机器可读代码来实现，无论是可移动的还是集成至计算平台，如硬盘、光学读取和/或写入存储介质、RAM、ROM等，使得其可由可编程计算机读取，当存储介质或设备由计算机读取时可用于配置和操作计算机以执行在此所描述的过程。此外，机器可读代码，或其部分可以通过有线或无线网络传输。当此类媒体包括结合微处理器或其他数据处理器实现上文所述步骤的指令或程序时，本文所述的发明包括这些和其他不同类型的非暂时性计算机可读存储介质。当根据本发明所述的方法和技术编程时，本发明还包括计算机本身。计算机程序能够应用于输入数据以执行本文所述的功能，从而转换输入数据以生成存储至非易失性存储器的输出数据。输出信息还可以应用于一个或多个输出设备如显示器。在本发明优选的实施例中，转换的数据表示物理和有形的对象，包括显示器上产生的物理和有形对象的特定视觉描绘。

如在本申请所使用的，术语“组件”、“模块”、“系统”等等旨在指代计算机相关实体，该计算机相关实体可以是硬件、固件、硬件和软件的结合、软件或者运行中的软件。例如，组件可以是，但不限于是：在处理器上运行的处理、处理器、对象、可执行文件、执行中的线程、程序和/或计算机。作为示例，在计算设备上运行的应用和该计算设备都可以是组件。一个或多个组件可以存在于执行中的过程和/或线程中，并且组件可以位于一个计算机中以及/或者分布在两个或更多个计算机之间。此外，这些组件能够从在其上具有各种数据结构的各种计算机可读介质中执行。这些组件可以通过诸如根据具有一个或多个数据分组(例如，来自一个组件的数据，该组件与本地系统、分布式系统中的另一个组件进行交互和/或以信号的方式通过诸如互联网之类的网络与其它系统进行交互)的信号，以本地和/或远程过程的方式进行通信。

应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (9)

1.一种结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法，其特征在于，包括：

根据能量守恒定律、热力学和传热学，建立结构热试验气动热地面模拟系统输入电能与输出电热能之间的数学模型；

基于结构热试验气动热地面模拟系统模型，构建非线性扩展状态观测器，观测系统扰动；

利用结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪误差和非线性函数，构建非线性全局滑模面；

以幂次趋近律和等速趋近律为基础，设计在混合趋近律下的结构热试验气动热地面模拟系统控制器α(t)，并证明其收敛性。

2.如权利要求1所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法，其特征在于：所述结构热试验气动热地面模拟系统包括石英灯加热器、可控硅交流调压模块、GH3039K型热电偶传感器。

3.如权利要求2所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法，其特征在于：所述结构热试验气动热地面模拟系统输入电能与输出电热能之间的数学模型包括，

其中，等式左边为加载在结构热试验气动热地面模拟系统上的输出电热能，分别用于石英灯加热器自身消耗的内能cm[T₁(t)-T₀]、对流换热过程中损失的热能Aβ[T₁(t)-T₀]、热传导过程中损失的热能Aλ[T₁(t)-T₀]、热辐射效应输出的热能

c、m、T₁(t)、T₀、A、β、λ、ε、σ、F、Δt分别为石英灯加热器的比热容、质量、当前温度、初始温度、表面积、对流换热系数、导热系数、黑度系数、斯蒂芬-玻尔兹曼常数、角系数、加热时间；等式右边为加载在结构热试验气动热地面模拟系统上的输入电能，采用可控硅交流调压模块，U_I、R、α(t)分别为输入电压即电源两端电压、石英灯加热器的总电阻、可控硅交流调压模块导通角；

将所述数学模型两边除以Δt并移项得：

其中，

是T₁(t)对时间的一阶微分，G(t)＝sin2α(t)，G(t)为系统扰动。

4.如权利要求3所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法，其特征在于：所述非线性扩展状态观测器包括，

其中，z₁是输出T₁(t)的观测值，e₁是输出T₁(t)的观测误差，z₂是系统扰动G(t)的观测值，e₂是系统扰动G(t)的观测误差，

是z₁对时间的一阶微分，

是z₂对时间的一阶微分，β₁、β₂是调参增益，β₁>0，β₂>0，

是系统扰动G(t)的观测值，

5.如权利要求1～4任一所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法，其特征在于：定义所述结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪误差包括，

e(t)＝T₁(t)-T₁ ^*(t)

其中，T₁ ^*(t)表示所述结构热试验气动热地面模拟系统的目标温度，e(t)表示所述结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪误差；

将所述结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪误差取一阶微分得：

其中，

是e(t)对时间的一阶微分，

是T₁ ^*(t)对时间的一阶微分。

6.如权利要求5所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法，其特征在于：利用所述结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪误差e(t)和非线性函数，构建所述非线性全局滑模面包括，

其中，

k是调参增益，e(0)表示所述结构热试验气动热地面模拟系统输出的跟踪初始误差；

将所述非线性全局滑模面取一阶微分得：

其中，

表示s(t)对时间的一阶微分。

7.如权利要求1或6所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法，其特征在于：所述混合趋近律包括，

其中，k₁和k₂是调参增益，k₁>0，k₂>0，0≤p≤1，q是正奇数，

r为正整数，

8.如权利要求7所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法，其特征在于：所述结构热试验气动热地面模拟系统控制器α(t)包括，

9.如权利要求6所述的结构热试验非线性扩展状态观测器全局滑模控制方法，其特征在于：Lyapunov函数包括，

其中，V表示Lyapunov函数。

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