[发明专利]一种基于JAYA算法优化的小型无人直升机航向控制方法

权利要求书

1.一种基于JAYA算法优化的小型无人直升机航向控制方法，其特征在于，包括如下具体步骤：

步骤1：利用牛顿-欧拉法获得小型无人机直升机航向动力学模型：

式中，φ、θ和ψ分别为横滚角、俯仰角和偏航角，q、r分别为俯仰和偏航角速率，d为未知扰动，I_xx、I_yy和I_zz为三轴转动惯量，N为偏航外力矩；N包含了主尾旋翼的几何参数、空气动力学参数以及控制输入信号；为了简化动力学模型，只分析其在悬停或低速飞行状态，故有φ＝θ≈0；

步骤2：设计具有切换功能非奇异快速终端滑模控制律，即：

式中，为系统函数；α＞0和β＞0为控制器参数；q和p为控制器参数且满足1＜q/p＜2，k＝(2-q/p)ε^q/p-1，λ＝(q/p-1)ε^q/p-2，ε＞0是误差边界；e＝x-x_d，分别为航向角跟踪误差、误差的一阶导数及误差的二阶导数；0＜γ＜1；σ和ξ为控制器参数；b是控制增益矩阵；D是已知常数，设定d_t，d_t是包含模型不确定性与外界干扰的集总干扰，假设d_t是连续的、可微的和有界的，即有

步骤3：选择改进的时间乘以误差绝对值积分为性能指标，并采用JAYA算法对所设计控制器的参数进行整定；

动力学参数通过基于预测误差法PEM获得，即，

将N在平衡点处线性化处理得到简化的航向动力学模型：

式中，N_r为偏航阻尼系数，N_ped为偏航控制器参数，u_ped为尾旋翼桨距；

由于无人直升机主旋翼产生的气流会改变尾旋翼流场分布，为改善航向操控品质，需增加偏航角速率反馈控制器；该反馈控制器的动态性能采用一阶系统来比拟：

式中，r_fb为偏航角速率反馈信号，K_r、K_fb为系统参数；进而，航向模型中计入偏航附加响应，即，

式中，N_rfb为附加响应因子，偏航附加响应为N_rfb r_fb；

整理式(1)、(3)、(4)、(5)和(6)可得无人直升机的待辨识航向动力学模型为：

在Matlab系统辨识工具箱中选择PEM算法辨识出模型中的参数：N_r、N_ped、K_r、K_fb和N_rfb；控制器选用的是具有切换功能的滑模面，

式中，α＞0，β＞0；h(x)的具体形式为：

式中，q和p为正奇数且满足1＜q/p＜2，k＝(2-q/p)ε^q/p-1，λ＝(q/p-1)ε^q/p-2，ε＞0是误差边界；此处采用切换控制策略，有效避免控制律发生奇异性问题，即当e趋向0时，e^q/p-1会使得控制律趋向∞；

在控制器中，需要待整定的参数为：α、β、p、q、σ与ξ，引入JAYA来整定无人直升机偏航控制器的控制参数，即把待优化的参数看作是算法的解，最好的解就是最优或次优的控制器参数；算法中的更新公式为：

X'＝X+R₁(X_best-|X|)-R₂(X_worst-|X|) (9)

式中，X'是更新解，X、X_best和X_worst是目前种群的解、最好解与最差解；R₁与R₂是0到1之间的随机数；

算法的目标函数采用的是改进的时间乘以误差绝对值积分性能指标：

式中，t为仿真步长或时间，e(t)为系统的反馈误差，t_s为调整时间，o_s为超调量，ω_i为权重因子，i＝1～4；

步骤4：在Matlab/Simulink的仿真环境中对滑模控制策略的有效性进行验证。