本發(fā)明涉及飛行器控制，尤其是涉及一種變后掠飛行器adrc參數(shù)整定方法。
背景技術(shù)：
1、變后掠飛行器通過動態(tài)調(diào)節(jié)機(jī)翼后掠角實現(xiàn)寬速域飛行能力，其核心優(yōu)勢在于兼顧高速突防與低速機(jī)動性能，在軍事偵察、快速打擊以及復(fù)雜戰(zhàn)場環(huán)境下的靈活部署具有重要應(yīng)用價值。自動駕駛儀作為變后掠飛行器飛行穩(wěn)定性的核心保障，需應(yīng)對機(jī)翼連續(xù)變形引發(fā)的非線性氣動干擾，維持變后掠飛行器飛行姿態(tài)穩(wěn)定。
2、自抗擾控制(active?disturbance?rejection?control，adrc)技術(shù)通過實時估計并補(bǔ)償飛行器系統(tǒng)內(nèi)外擾動，在強(qiáng)不確定性場景中展現(xiàn)魯棒性優(yōu)勢。adrc技術(shù)無需依賴精確數(shù)學(xué)模型，能夠有效處理氣動參數(shù)時變與外界干擾的耦合作用。然而，傳統(tǒng)飛行器參數(shù)調(diào)度方式在變后掠飛行條件下面臨挑戰(zhàn)，氣動特性的快速變化導(dǎo)致控制器參數(shù)與動態(tài)模型失配，同步參數(shù)更新策略無法滿足變后掠飛行器的實時控制需求，為自動駕駛儀的參數(shù)設(shè)置帶來更大的挑戰(zhàn)。
3、現(xiàn)有飛行器參數(shù)調(diào)度方式通過后掠角離散化分類實現(xiàn)自抗擾控制器參數(shù)切換，但未建立參數(shù)敏感度模型，導(dǎo)致高頻響應(yīng)參數(shù)與低頻調(diào)節(jié)參數(shù)同步更新，在機(jī)翼連續(xù)變構(gòu)型過程中引發(fā)動態(tài)響應(yīng)滯后與相位裕度損失。工程實踐中為維持飛行器系統(tǒng)穩(wěn)定性，往往采用保守的參數(shù)調(diào)整策略，雖能抑制氣動突變引發(fā)的飛行器失穩(wěn)風(fēng)險，卻嚴(yán)重犧牲了飛行器的快速跟蹤性能。
技術(shù)實現(xiàn)思路
1、有鑒于此，本發(fā)明的目的在于提供一種變后掠飛行器adrc參數(shù)整定方法，以緩解現(xiàn)有飛行器參數(shù)調(diào)度方式中存在的上述問題。
2、第一方面，本發(fā)明實施例提供了一種變后掠飛行器adrc參數(shù)整定方法，包括：構(gòu)建變后掠飛行器的adrc閉環(huán)仿真模型；其中，所述adrc閉環(huán)仿真模型包括高度二階自抗擾控制器和角度二階自抗擾控制器，所述高度二階自抗擾控制器用于輸入所述變后掠飛行器的期望高度以及輸出所述變后掠飛行器的期望角度，所述角度二階自抗擾控制器用于輸入所述期望角度以及輸出所述變后掠飛行器的當(dāng)前升降舵偏角，所述變后掠飛行器用于控制其上的升降舵基于所述當(dāng)前升降舵偏角調(diào)節(jié)所述變后掠飛行器的當(dāng)前高度和當(dāng)前角度；確定所述期望高度與所述當(dāng)前高度之間的當(dāng)前高度偏差以及所述期望角度與所述當(dāng)前角度之間的當(dāng)前角度偏差，并獲取所述變后掠飛行器的當(dāng)前后掠角；基于所述當(dāng)前高度偏差、所述當(dāng)前角度偏差和當(dāng)前后掠角構(gòu)建所述變后掠飛行器的當(dāng)前狀態(tài)向量，并采用預(yù)先訓(xùn)練好的深度強(qiáng)化學(xué)習(xí)網(wǎng)絡(luò)對所述當(dāng)前狀態(tài)向量進(jìn)行處理，得到所述adrc閉環(huán)仿真模型的當(dāng)前adrc參數(shù)組；其中，所述當(dāng)前adrc參數(shù)組包括所述角度二階自抗擾控制器的第一當(dāng)前參數(shù)組和所述高度二階自抗擾控制器的第二當(dāng)前參數(shù)組；基于所述當(dāng)前adrc參數(shù)組運(yùn)行所述adrc閉環(huán)仿真模型，以通過所述adrc閉環(huán)仿真模型計算并輸出所述當(dāng)前升降舵偏角。
3、第二方面，本發(fā)明實施例還提供一種變后掠飛行器adrc參數(shù)整定裝置，包括：構(gòu)建模塊，用于構(gòu)建變后掠飛行器的adrc閉環(huán)仿真模型；其中，所述adrc閉環(huán)仿真模型包括高度二階自抗擾控制器和角度二階自抗擾控制器，所述高度二階自抗擾控制器用于輸入所述變后掠飛行器的期望高度以及輸出所述變后掠飛行器的期望角度，所述角度二階自抗擾控制器用于輸入所述期望角度以及輸出所述變后掠飛行器的當(dāng)前升降舵偏角，所述變后掠飛行器用于控制其上的升降舵基于所述當(dāng)前升降舵偏角調(diào)節(jié)所述變后掠飛行器的當(dāng)前高度和當(dāng)前角度；第一獲取模塊，用于確定所述期望高度與所述當(dāng)前高度之間的當(dāng)前高度偏差以及所述期望角度與所述當(dāng)前角度之間的當(dāng)前角度偏差，并獲取所述變后掠飛行器的當(dāng)前后掠角；第二獲取模塊，用于基于所述當(dāng)前高度偏差、所述當(dāng)前角度偏差和當(dāng)前后掠角構(gòu)建所述變后掠飛行器的當(dāng)前狀態(tài)向量，并采用預(yù)先訓(xùn)練好的深度強(qiáng)化學(xué)習(xí)網(wǎng)絡(luò)對所述當(dāng)前狀態(tài)向量進(jìn)行處理，得到所述adrc閉環(huán)仿真模型的當(dāng)前adrc參數(shù)組；其中，所述當(dāng)前adrc參數(shù)組包括所述角度二階自抗擾控制器的第一當(dāng)前參數(shù)組和所述高度二階自抗擾控制器的第二當(dāng)前參數(shù)組；控制模塊，用于基于所述當(dāng)前adrc參數(shù)組運(yùn)行所述adrc閉環(huán)仿真模型，以通過所述adrc閉環(huán)仿真模型計算并輸出所述當(dāng)前升降舵偏角。
4、第三方面，本發(fā)明實施例還提供一種電子設(shè)備，包括處理器和存儲器，所述存儲器存儲有能夠被所述處理器執(zhí)行的計算機(jī)可執(zhí)行指令，所述處理器執(zhí)行所述計算機(jī)可執(zhí)行指令以實現(xiàn)上述第一方面所述變后掠飛行器adrc參數(shù)整定方法。
5、本發(fā)明實施例提供的一種變后掠飛行器adrc參數(shù)整定方法，首先，構(gòu)建變后掠飛行器的adrc閉環(huán)仿真模型，adrc閉環(huán)仿真模型包括高度二階自抗擾控制器和角度二階自抗擾控制器，高度二階自抗擾控制器用于輸入變后掠飛行器的期望高度以及輸出變后掠飛行器的期望角度，角度二階自抗擾控制器用于輸入期望角度以及輸出變后掠飛行器的當(dāng)前升降舵偏角，變后掠飛行器用于控制其上的升降舵基于當(dāng)前升降舵偏角調(diào)節(jié)變后掠飛行器的當(dāng)前高度和當(dāng)前角度；然后，確定期望高度與當(dāng)前高度之間的當(dāng)前高度偏差以及期望角度與當(dāng)前角度之間的當(dāng)前角度偏差，并獲取變后掠飛行器的當(dāng)前后掠角；之后基于當(dāng)前高度偏差、當(dāng)前角度偏差和當(dāng)前后掠角構(gòu)建變后掠飛行器的當(dāng)前狀態(tài)向量，并采用預(yù)先訓(xùn)練好的深度強(qiáng)化學(xué)習(xí)網(wǎng)絡(luò)對當(dāng)前狀態(tài)向量進(jìn)行處理，得到adrc閉環(huán)仿真模型的當(dāng)前adrc參數(shù)組；之后基于當(dāng)前adrc參數(shù)組運(yùn)行adrc閉環(huán)仿真模型，以通過adrc閉環(huán)仿真模型計算并輸出當(dāng)前升降舵偏角。采用上述技術(shù)，可結(jié)合adrc閉環(huán)仿真模型和深度強(qiáng)化學(xué)習(xí)網(wǎng)絡(luò)實時調(diào)節(jié)變后掠飛行器的adrc參數(shù)，提高了變后掠飛行器面對突發(fā)狀況的響應(yīng)速度，增強(qiáng)了變后掠飛行器的快速跟蹤性能，可以滿足變后掠飛行器的實時控制需求。
6、本發(fā)明的其他特征和優(yōu)點(diǎn)將在隨后的說明書中闡述，并且，部分地從說明書中變得顯而易見，或者通過實施本發(fā)明而了解。本發(fā)明的目的和其他優(yōu)點(diǎn)在說明書、權(quán)利要求書以及附圖中所特別指出的結(jié)構(gòu)來實現(xiàn)和獲得。
7、為使本發(fā)明的上述目的、特征和優(yōu)點(diǎn)能更明顯易懂，下文特舉較佳實施例，并配合所附附圖，作詳細(xì)說明如下。
1.一種變后掠飛行器adrc參數(shù)整定方法，其特征在于，包括：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的變后掠飛行器adrc參數(shù)整定方法，其特征在于，所述期望角度為所述變后掠飛行器的期望俯仰角，所述當(dāng)前角度為所述變后掠飛行器的當(dāng)前俯仰角；所述高度二階自抗擾控制器包括第二跟蹤微分器、第二擴(kuò)張狀態(tài)觀測器和第二非線性狀態(tài)誤差反饋控制律；所述第二跟蹤微分器用于輸入所述期望高度，以及輸出所述變后掠飛行器的第二期望跟蹤信號和第二期望微分信號；所述第二擴(kuò)張狀態(tài)觀測器用于輸入所述變后掠飛行器的第二特性系數(shù)與所述期望角度的乘積和所述當(dāng)前高度，以及輸出所述變后掠飛行器的第二當(dāng)前跟蹤信號、第二當(dāng)前微分信號和第二估計誤差；所述第二非線性狀態(tài)誤差反饋控制律用于輸入所述第二期望跟蹤信號與所述第二當(dāng)前跟蹤信號之間的第二跟蹤偏差和所述第二期望微分信號與所述第二當(dāng)前微分信號之間的第二微分偏差，以及基于所述第二跟蹤偏差、所述第二微分偏差、所述第二估計誤差和所述第二特性系數(shù)計算并輸出所述期望俯仰角；
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的變后掠飛行器adrc參數(shù)整定方法，其特征在于，所述深度強(qiáng)化學(xué)習(xí)網(wǎng)絡(luò)的訓(xùn)練，包括：
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的變后掠飛行器adrc參數(shù)整定方法，其特征在于，在訓(xùn)練所述深度強(qiáng)化學(xué)習(xí)網(wǎng)絡(luò)之前，還包括：
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的變后掠飛行器adrc參數(shù)整定方法，其特征在于，所述深度強(qiáng)化學(xué)習(xí)網(wǎng)絡(luò)采用td3算法，所述深度強(qiáng)化學(xué)習(xí)網(wǎng)絡(luò)包括策略網(wǎng)絡(luò)、目標(biāo)策略網(wǎng)絡(luò)、兩個評價網(wǎng)絡(luò)和兩個目標(biāo)評價網(wǎng)絡(luò)；通過所述深度強(qiáng)化學(xué)習(xí)網(wǎng)絡(luò)輸出adrc參數(shù)組，包括：
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的變后掠飛行器adrc參數(shù)整定方法，其特征在于，獎勵函數(shù)的權(quán)重計算，包括：
7.一種變后掠飛行器adrc參數(shù)整定裝置，其特征在于，包括：
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的變后掠飛行器adrc參數(shù)整定裝置，其特征在于，所述期望角度為所述變后掠飛行器的期望俯仰角，所述當(dāng)前角度為所述變后掠飛行器的當(dāng)前俯仰角；所述高度二階自抗擾控制器包括第二跟蹤微分器、第二擴(kuò)張狀態(tài)觀測器和第二非線性狀態(tài)誤差反饋控制律；所述第二跟蹤微分器用于輸入所述期望高度，以及輸出所述變后掠飛行器的第二期望跟蹤信號和第二期望微分信號；所述第二擴(kuò)張狀態(tài)觀測器用于輸入所述變后掠飛行器的第二特性系數(shù)與所述期望角度的乘積和所述當(dāng)前高度，以及輸出所述變后掠飛行器的第二當(dāng)前跟蹤信號、第二當(dāng)前微分信號和第二估計誤差；所述第二非線性狀態(tài)誤差反饋控制律用于輸入所述第二期望跟蹤信號與所述第二當(dāng)前跟蹤信號之間的第二跟蹤偏差和所述第二期望微分信號與所述第二當(dāng)前微分信號之間的第二微分偏差，以及基于所述第二跟蹤偏差、所述第二微分偏差、所述第二估計誤差和所述第二特性系數(shù)計算并輸出所述期望俯仰角；
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的變后掠飛行器adrc參數(shù)整定裝置，其特征在于，還包括訓(xùn)練模塊，用于：
10.一種電子設(shè)備，其特征在于，包括處理器和存儲器，所述存儲器存儲有能夠被所述處理器執(zhí)行的計算機(jī)可執(zhí)行指令，所述處理器執(zhí)行所述計算機(jī)可執(zhí)行指令以實現(xiàn)權(quán)利要求1至6任一項所述變后掠飛行器adrc參數(shù)整定方法。