器23的自适应控制律 以及反演控制器24提供的控制律参数以及其内部的控制律输出控制量，对非线性二元机翼 进行自适应反演滑模控制，滑模控制器、反演控制器以及自适应控制器构成自适应反演滑 膜控制器，所述自适应反演滑膜控制器对非线性二元机翼进行自适应反演滑模控制的控制 律为：
[0186]
[0187]其中，1111、1^11、511、1112、1^12、512、￡11、 812、1：11、1：12均为反演控制器确定的控制律参数， 且ε 1 1，ε 1 2，η 1 1，η 1 2，τ 1 1，τ 1 1均为正数，控制项
，&，cc2，，CaI，，C/;1，Q为控制项系数， X1，Χ2，Χ3，Χ4为状态量，自适应控制律 二 i 「$0."" 「/1.0 - δ =" 和义=乂1 。均为正定矩阵，δη>〇，δ12>〇，λη 0 0^2 ^ ^2 _ >〇山2>〇;烊=为虚拟控制量。 L?a」
[0188] 其中，所述系统建模器21中的非线性二元机翼气动弹性系统的运动学模型为：
[0189]
[0190]
[0191]
[0192] 其中运动学模型中的运动学参数:h为浮沉位移，α为俯仰角，b为机翼半弦长，mt为 主翼和控制部分的总质量，m w为主翼的质量，L·为机翼惯性矩，χα是质心到弹性轴的无量纲 距离，Ch和 Ca分别为浮沉位移和俯仰角阻尼系数，kh和ka(a)分别为浮沉位移和俯仰角的弹 簧刚度系数，ljtw分别为气动力和力矩，(11^(€〇=1^+1^ 3，(；1 = 01^81)，〇2 = 01]213281)，1]为空气 速度，γ和β分别为二元机翼前后副翼偏转角，a为机翼中心到弹性轴的无量纲距离，P为空 气密度，Sp为翼剖面的跨度，Cla和Cmci分别为单位攻角所对应的升力系数和力矩系数，Clf!和 Cmfi分别为前翼单位偏转角对应的升力系数和力矩系数，C1Y和CmY分别为前翼单位偏转角对 应的升力系数和力矩系数，δ；#代表单位攻角、后翼单位偏转角和前翼单位偏 转角对应的力矩派生系数，具体为：
[0193]
[0194]
[0195]
[0196] 所述系统建模器21包括微分器，能够获得浮沉位移h、俯仰角α等的导数，因此系统 建模器21可以基于所述运动学模型建立非线性二元机翼气动弹性系统数学模型为：
[0197]
[0198]
[0199]
[0200]
[0201] 子别为非线性二元 机翼气动弹性系统的状态变量和控制输入量，数学模型中的各项系数变量为：
[0202]
[0203] 其中，AFi和AF2为模型参数不确定部分，式和元为系统的外部扰动，ci = pU2bsP， C2 = pU2b2sP〇
[0204] 所述反演控制器24主要由积分器、加法器、减法器、乘法器、Lyapunov函数器等硬 件连接而成，能够接收系统建模器21的输出，并提供Lyapunov函数以及输出反演控制的虚 拟控制量；自适应控制器主要由乘法器构成，能够接收滑模控制器的函数器输出的滑模面 函数并根据该滑模面函数向滑模控制器22输送自适应控制律;所述滑模控制器22主要由加 法器、加减法器、乘法器、函数器、积分器等硬件结构进行适应性连接构成，函数器用于提供 滑模控制所需的滑模面函数，积分器、加减法器、乘法器、加法器等可以输出最终的自适应 反演滑模控制的控制律。
[0205] 自适应反演滑模控制器设计过程如下：
[0206] bl，基于所述系统建模器的数学模型，定义系统状态向量及参考输入：
翼气动弹性系统的跟踪误差及其导数：[0： 以及反演控制器2 4的虚拟控制量： 滑模控制器22内部的减法器能够获得非线性二元机
[0：
[0209] 其中ZSi，ZS2为积分项
[0210] b2,根据所述跟踪误差及跟踪误差的导数，利用加法器可以定义出滑模控制所需 的滑模控制量和滑模面函数，分别如下：
[0211] 滑模控制|
[0212] 滑模面函|
[0213] 其中
，δη>〇，δ12>〇;
[0214] b3,基于所述滑模控制量和滑模面函数，利用滑模控制器22内的函数器提供的滑模 面函数及滑模面的趋近律、自适应控制器23提供的自适应控制律以及反演控制器24验证的 Lyapunov函数稳定时的控制律参数，获得自适应反演滑模控制器的控制律，其中，选取的滑模面 趋近律为4! =-Tuhpsgnku)，σ12 二-&:s.gn(a12)-选取的自适应控制律为：是=，是=%/}"，获得自适应反演滑模控制器的控制律为：
[0215]
[0216] 其中，εη，812，1111，1112,1： 11，1：11均为正数，
为模型参数不确定部分和外部扰动d的估 计;反演控制器选取控制律参数nil、kii、δη、η12、ki2、δ12、ε η、ε 12、τη、τ12。
[0217] 其中，所述反演控制器24确定控制律参数的过程包括：
[0218] b41，定义 Lyapunov 函数：
获 得％的导数为：
的导数：
[0219]
ρ,, ο ? 「又，〇
[0220] 其中，片；和1==，均为正定矩阵，λη>〇，λ12>〇; ^ Ρ:12· U ^12
[0221] b42,根据所述滑模面函数、自适应反演控制的控制律以及自适应控制律，将所述 V2的导数转化为：
[0222]
[0223] ，其中，
[0224] b43,通过 |Qi| 20、|Q2| 20、￡1120、81220、丁11>0、丁12>0，使^ !<〇满足1^&?皿〇￥ 稳定性条件，以获得自适应反演滑模控制器的控制律参数 τιι、·^ 的值。
[0225] 为了进一步抑制滑模控制存在的抖振，自适应反演滑模控制装置采用连续函数 SAi(〇n) ^2(0^)替换所述控制律的切换函数sgn(〇12):
[0226]
其中，Δ1，Δ 2为较小的正数。
[0227] 在本发明的其他实施例中，为了得到更加精准的外部扰动估计，可以采用外部扰 动观测器来对外部扰动进行观察，以对自适应控制器23中的自适应律进行修正，进而对滑 模控制器22的控制律进行修正，有效的抑制了系统的颤振和抖振，提高了自适应反演滑模 控制装置的性能。
[0228] 最终，自适应反演滑模控制器产生了控制非线性二元机翼所需的前后副翼偏转角 γ和β，从而可以控制非线性二元机翼的浮沉运动和俯仰运动运行在期望的状态。
[0229] 为验证本发明的技术方案的有效性，对非线性二元机翼的自适应反演滑模控制装 置进行仿真验证。在仿真验证中，给定非线性二元机翼气动弹性系统的状态初始值为
空气速度（风速)U = 18m/s，机 翼的浮沉位移和俯仰角参考值:rid = 0，r2d = 0，给定模型不确定性和外部扰动：di = sin (0.5t)，d2 = sin(0.5t)。反演控制器24按照控制器参数选择要求测试，得到的较优控制律 参数如下：kii = 1^12 = 10,3^ = 5^ = 50, ε11 = ε12 = 5，ηιι=τ1?2 = 10, τιι = τ?2 = 5, Δ 1= Δ 2 = 0.05,其仿真结果如图4(a)_4(h)所示，其中，图4(a)为本发明【具体实施方式】的浮沉位移响 应曲线图；图4(b)为本发明【具体实施方式】的俯仰角响应曲线图；图4(c)为本发明具体实施 方式的前翼控制角β响应曲线图；图4(d)为本发明【具体实施方式】的后翼控制角γ响应曲线 图；图4(e)为本发明【具体实施方式】的滑模面σ 11响应曲线图；图4(f)为本发明【具体实施方式】 的滑模面σ12响应曲线图；图4(g)为本发明【具体实施方式】的浮沉相平面轨迹图；图4(h)为本 发明【具体实施方式】的俯仰角相平面轨迹图。从图4(a)和图4(b)中可以看出，自适应反演控 制器可以很好地跟踪给定的浮沉位移和俯仰角参考值;从图4(c)和图4(d)中可以看出，二 元机翼前后副翼偏转控制角γ和β不会出现偏大问题，能够保正安全运行，从图4(e)和图4 ⑴中可以看出，滑模面能够稳定、快速的收敛并趋近于零;图4(g)和图4(h)中可以看出，自 适应反演滑模控制装置有良好品质，在自适应反演滑模控制下，系统的振颤和抖振均得到 了较好的抑制，减小了系统状态的稳态偏差，提高了系统的稳态精度。
[0230] 因此，本发明的技术方案，在存在系统不确定和时变外部扰动时，系统初始偏差快 速减小且逐渐趋近于零，没有抖振问题，产生二元机翼前后副翼偏转角γ和β能够实现机翼 浮沉位移和俯仰角期望值的快速稳定跟踪，提高了系统的稳定性和鲁棒性，取得了良好的 控制效果。
[0231] 显然，本领域的技术人员可以对发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神 和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之 内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。
【主权项】
1. 一种非线性二元机翼的自适应反演滑模控制方法，其特征在于，包括： (a) 、根据气动弹性理论建立非线性二元机翼气动弹性系统的数学模型； (b) 、根据反演控制、自适应控制以及滑模控制理论以及所述数学模型，设计非线性二 元机翼气动弹性系统的自适应反演滑模控制器，其控制律为：其中，1111、1^11、311、1112、1^12、312、￡11、812、111、112均为根据反演控制理论获得的所述控制律 中的控制律参数，且ε 1 1，ε i 2，η 1 1，η 1 2，τ