[发明专利]一种结构热试验基于系统模型的滑模控制方法

说明书

本发明公开了一种结构热试验基于系统模型的滑模控制方法，包括，根据能量守恒定律，建立高超声速飞行器气动热地面结构热试验系统数学模型；利用跟踪误差、非线性函数、分数阶微分和分数阶积分构建非线性分数阶滑模面方程；基于所述结构热试验系统数学模型、所述非线性分数阶滑模面、超螺旋趋近率和时间延时观测器，构建可控硅导通角α(t)的控制器；建立Lyapunov函数V(s)，满足V(s)正定，半负定，得到验证收敛性收敛于平衡状态。本发明提高了整体的到达阶段的控制效果，时间延时观测器对输入扰动进行观测，从而使整个系统形成了一个闭环控制，各部分相结合既保证了控制的稳定性、收敛速度同时也降低了系统的稳态误差和超调量。

技术领域

本发明涉及航空航天自动化的技术领域，尤其涉及一种结构热试验基于系统模型的滑模控制方法。

背景技术

结构热试验系统被用作航空航天方面模拟飞行器在高超声速飞行过程的热环境，来检验高超声速飞行器的材料是否能够承受飞行过程中的产生的热量，其中石英灯以其温速度快、功率大、体积小、可控性高的特点常被用做加热元件。虽然石英灯丝自生能够达到飞行过程中高超声速飞行器壁面温度的最高温度，但是传统的控制方法，如PID控制方法，因为其自身的参数限制，不能够准确而真实的模拟高超声速飞行器的飞行过程因气流摩擦而所产生的热能。

结构热试验系统是一个典型的具有热惯性、时滞的复杂非线性系统。对于传统控制系统不再适用，如今的一些现代控制系统中，滑模控制具有对参数变化不敏感、抗外扰动、动态响应快的能力，并且能够有限时间内消除误差，因而被广泛应用到各种控制对象上。但传统的滑模控制由于在到达和滑动阶段会产生抖振现象，且在远离切换面时收敛速度较差，很难满足结构热试验系统对于真实环境的精确模拟。

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，本发明提供了一种结构热试验基于系统模型的滑模控制方法，能够对高超声速飞行器在飞行过程中的热环境基于结构热系统准确而真实的模拟控制。

为解决上述技术问题，本发明提供如下技术方案：包括，根据能量守恒定律，建立高超声速飞行器气动热地面结构热试验系统数学模型；利用跟踪误差、非线性函数、分数阶微分和分数阶积分构建非线性分数阶滑模面方程；基于所述结构热试验系统数学模型、所述非线性分数阶滑模面、超螺旋趋近率和时间延时观测器，构建可控硅导通角α(t)的控制器；建立Lyapunov函数V(s)，满足V(s)正定，半负定，得到验证收敛性收敛于平衡状态。

作为本发明所述的结构热试验基于系统模型的滑模控制方法的一种优选方案，其中：根据所述能量守恒定律建立输入输出能量守恒等式，得到当前温度T₁和双向晶闸管的导通角α之间的数学关系，即所述数学模型，包括，

Q＝w

其中，w是电源提供的电能，Q是结构热试验加热元件吸收的电热能，等式左边分别为用于结构热试验加热元件自身消耗的内能、对流换热过程中损失的热能、热传导过程中损失的热能、热辐射效应输出的热能，c、m、T₁、T₀、 A、ε、Δt分别为结构热试验加热元件的比热容、质量、当前温度、初始温度、表面积、黑度系数、工作时间，β、λ、σ、F分别为对流换热系数、导热系数、斯蒂芬-玻尔兹曼常数、角系数，等式右边U_I为输入电压即电源两端电压，R为结构热试验加热元件电阻之和，α为双向晶闸管的导通角。

作为本发明所述的结构热试验基于系统模型的滑模控制方法的一种优选方案，其中：还包括，