本發(fā)明屬于自動控制
技術(shù)領(lǐng)域：
，特別涉及一種航天航空領(lǐng)域的飛行控制方法，它為欠驅(qū)動飛艇提供一種航跡跟蹤控制方法。
背景技術(shù)：
：飛艇是指一種依靠輕于空氣的氣體(如氦氣、氫氣等)產(chǎn)生靜浮力升空，依靠自動飛行控制系統(tǒng)實現(xiàn)定點駐留和低速機(jī)動的飛行器，具有滯空時間長、能耗低、效費(fèi)比高及定點駐留等優(yōu)點，廣泛應(yīng)用于偵察監(jiān)視、對地觀測、環(huán)境監(jiān)測、應(yīng)急救災(zāi)、科學(xué)探測等領(lǐng)域，具有重要應(yīng)用價值和廣闊的應(yīng)用前景，當(dāng)前已成為航空領(lǐng)域的研究熱點。航跡跟蹤是指飛艇從給定的初始狀態(tài)出發(fā)并跟蹤給定的期望航跡。飛艇的空間運(yùn)動具有非線性、通道耦合、不確定、易受外界擾動等特點，因此，航跡控制成為飛艇飛行控制的關(guān)鍵技術(shù)之一。眾多研究人員針對全驅(qū)動飛艇的航跡跟蹤問題，提出了一系列航跡控制方法，為飛艇航跡控制提供了可供參考借鑒的技術(shù)方案。但是，工程實際中，飛艇的控制輸入量一般少于其自由度數(shù)，為典型的欠驅(qū)動運(yùn)動體。因此，上述控制方法未能有效解決欠驅(qū)動飛艇的航跡跟蹤問題。技術(shù)實現(xiàn)要素：為了解決欠驅(qū)動飛艇的航跡跟蹤問題，本發(fā)明提供一種欠驅(qū)動飛艇航跡跟蹤控制方法。本發(fā)明所提出的航跡控制器結(jié)構(gòu)框圖如圖1所示。首先根據(jù)期望航跡和實際航跡計算位置誤差量，然后采用串級設(shè)計方法解算期望速度，再根據(jù)期望速度和實際速度設(shè)計航跡控制律，計算航跡控制量。實際應(yīng)用中，飛艇航跡由導(dǎo)航系統(tǒng)測量得到，將由該方法計算得到的控制量傳輸至執(zhí)行機(jī)構(gòu)即可實現(xiàn)航跡控制功能。由該方法控制的閉環(huán)系統(tǒng)能夠高精度跟蹤期望航跡，為欠驅(qū)動飛艇航跡跟蹤控制的工程實現(xiàn)提供了有效方案。一種欠驅(qū)動飛艇航跡跟蹤控制方法，包括以下步驟：S1：給定期望航跡：Pd＝[xd,yd,zd]T，其中，xd、yd和zd分別為期望x坐標(biāo)、期望y坐標(biāo)和期望z坐標(biāo)，上標(biāo)T表示向量或矩陣的轉(zhuǎn)置；S2：計算期望航跡與實際航跡之間的航跡誤差量Pe；S3：根據(jù)航跡誤差量Pe求解期望速度Ud；S4：考慮飛艇的欠驅(qū)動特性，設(shè)計航跡跟蹤控制律，計算航跡控制量τ。本發(fā)明步驟S2中，航跡誤差量Pe的計算方法如下：Pe＝P-Pd＝[x-xd,y-yd,z-zd]T(1)P＝[x,y,z]T為實際航跡，x、y和z分別為x坐標(biāo)、y坐標(biāo)和z坐標(biāo)。本發(fā)明步驟S3中，期望速度Ud的求解方法為：1)建立飛艇空間運(yùn)動的數(shù)學(xué)模型飛艇空間運(yùn)動的坐標(biāo)系及運(yùn)動參數(shù)定義如下：采用地面坐標(biāo)系oexeyeze和體坐標(biāo)系obxbybzb對飛艇的空間運(yùn)動進(jìn)行描述，CV為浮心，CG為重心，浮心到重心的矢量為rG＝[xG,yG,zG]T。運(yùn)動參數(shù)定義：實際航跡P＝[x,y,z]T；姿態(tài)角Ω＝[θ,ψ,φ]T，θ、ψ、φ分別為俯仰角、偏航角和滾轉(zhuǎn)角；速度v＝[u,v,w]T，u、v、w分別為體坐標(biāo)系中軸向、側(cè)向和垂直方向的速度；角速度ω＝[p,q,r]T，p、q、r分別為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航角速度。記廣義坐標(biāo)η＝[x,y,z,θ,ψ,φ]T，廣義速度為V＝[u,v,w,p,q,r]T，飛艇在v、w和p自由度上存在欠驅(qū)動。2)飛艇空間運(yùn)動的數(shù)學(xué)模型描述如下：η·=J(η)=J103×303×3J2V---(2)]]>MV·=N‾+G‾+τ---(3)]]>式中J1=cosψcosθcosψsinθsinφ-sinψcosφcosψsinθcosφ+sinψsinφsinψcosθsinψsinθsinφ+cosψcosφsinψsinθcosφ-cosψsinφsinθcosθsinφcosθcosφ---(4)]]>J2=0cosφ-sinφ0secθsinφsecθcosφ1tanθsinφtanθcosφ---(5)]]>M=m+m11000mzG-myG0m+m220-mzG0mxG00m+m33myG-mxG00-mzGmyGIx+I1100mzG0-mxG0Ix+I2200mxG0-Ixz0Ix+I33---(6)]]>G‾=(B-G)sinθ(G-B)cosθsinφ(G-B)cosθcosφyGGcosθcosφ-zGGcosθsinφ-xGGcosθcosφ-zGGsinθxGGcosθsinφ+yGGsinθ---(7)]]>τ=τu000τmτn=Tcosμcosυ000Tcosμcosυlz-TcosμsinυlxTsinμlx-Tcosμcosυly---(8)]]>N‾=[Nu,Nv,Nw,Np,Nq,Nr]T---(9)]]>其中Nu=(m+m22)vr-(m+m33)wq+m[xG(p2+r2)-yGpq-zGpr]+QV2/3(-CXcosαcosβ+CYcosαsinβ+CZsinα)---(10)]]>Nv=(m+m33)wp-(m+m11)ur-m[xGpq-yG(p2+r2)+zGqr]+QV2/3(CXsinβ+CYcosβ)---(11)]]>Nw=(m+m22)vp-(m+m11)uq-m[xGpr+yGqr-zG(p2+q2)]+QV2/3(-CXsinαsinβ+CYsinαcosβ-CZcosα)---(12)]]>Np=[(Iy+I22)-(Iz+I33)]qr+Ixzpq-Ixypr-Iyz(r2-q2)+[mzG(ur-wp)+yG(uq-vp)]+QVCl---(13)]]>Nq=[(Iz+I33)-(Ix+I11)]pr+Ixyqr-Iyzpq-Ixz(p2-r2)+m[xG(vp-uq)-zG(wq-vr)]+QVCm---(14)]]>Nr=[(Iy+I22)-(Ix+I11)]pq+Ixzqr-Ixy(p2-p2)+Iyzpr+m[yG(wq-uvrq)-xG(ur-wp)]+QVCn---(15)]]>式中，m為飛艇質(zhì)量，m11、m22、m33為附加質(zhì)量,I11、I22、I33為附加慣量；Q為動壓，α為迎角，β為側(cè)滑角，CX、CY、CZ、Cl、Cm、Cn為氣動系數(shù)；Ix、Iy、Iz分別為繞obxb、obyb、obzb的主慣量；Ixy、Ixz、Iyz分別為關(guān)于平面obxbyb、obxbzb、obybzb的慣量積；T為推力大小，μ為推力矢量與obxbzb面之間的夾角，規(guī)定其在obxbzb面之左為正，υ為推力矢量在obxbzb面的投影與obxb軸之間的夾角，規(guī)定其投影在obxb軸之下為正；lx、ly、lz表示推力作用點距原點ob的距離。3)解算期望速度Ud將航跡誤差量Pe變換為體坐標(biāo)系中的誤差ξe＝J-1Pe(16)式中，J-1為J的逆矩陣。定義ζe＝ξe-λ(17)式中，λ＝[ρ,0,0]T，ρ為一個正實數(shù)；對式(17)求導(dǎo)，可得：ζ·e=-ω×ζe-ω×λζe+v-J-1P·d=10000-ρ0ρ0uqr+0vw-ω×ζe-J-1-P·d---(18)]]>考慮到飛艇在v、w和p自由度上存在欠驅(qū)動，定義期望速度與實際速度之間的誤差為：Ue＝U-Ud(19)式中，Ue＝[ue,qe,re]T，U＝[u,q,r]T，Ud＝[ud,qd,rd]T；由式(18)可得：Ud=udqdrd=10000-ρ0ρ0-1(-γ100010001ζe-0vw)e+J-1P·d---(20)]]>式中，γ為正實數(shù)。本發(fā)明步驟S4的方法為：定義以下誤差量Ve＝V-Vd(21)式中，V＝[u,0,0,0,q,r]T，Vd＝＝[ud,0,0,0,qd,rd]T。對式(21)微分可得：V·e=V·-V·d---(21)]]>等號左右兩側(cè)同乘M，可得：MV·e=MV·-MV·d---(22)]]>將式(3)代入式(22)，可得MV·e=MV·-MV·d=N‾+G‾+τ-MV·d---(23)]]>根據(jù)式(23)可設(shè)計如下控制律：τ=MV·d+KV·e-N‾-G‾---(24)]]>式中，K＝diag(k1,0,0,0,k2,k3)，diag()表示對角矩陣。本發(fā)明針對飛艇的三維航跡跟蹤問題，建立了飛艇的非線性動力學(xué)模型；以此為受控對象，考慮飛艇的欠驅(qū)動特性，采用串級設(shè)計方法，將非線性動力學(xué)模型分解為兩個子系統(tǒng)，先根據(jù)位置誤差解算出期望速度，再根據(jù)期望速度設(shè)計控制輸入量。該方法的主要優(yōu)點有：1)該方法考慮了飛艇的欠驅(qū)動特性，能夠解決執(zhí)行機(jī)構(gòu)不足或執(zhí)行機(jī)構(gòu)發(fā)生故障情況下的航跡跟蹤問題，提高了航跡跟蹤控制系統(tǒng)的適應(yīng)性。2)采用串級設(shè)計方法設(shè)計航跡控制律，將非線性動力學(xué)模型分解為兩個子系統(tǒng)，先根據(jù)位置誤差解算出期望速度，再根據(jù)期望速度設(shè)計控制輸入量，由此簡化了控制律設(shè)計難度?？刂乒こ處熢趹?yīng)用過程中可以根據(jù)實際飛行任務(wù)給定任意期望航跡，并將由該方法得到的控制量傳輸至執(zhí)行機(jī)構(gòu)實現(xiàn)航跡跟蹤控制功能。附圖說明圖1為本發(fā)明所述飛艇航跡控制器結(jié)構(gòu)圖；圖2為本發(fā)明所述飛艇航跡跟蹤控制方法步驟流程圖；圖3為本發(fā)明所述飛艇坐標(biāo)系及運(yùn)動參數(shù)定義；圖4為本發(fā)明所述飛艇航跡跟蹤控制結(jié)果；圖5為本發(fā)明所述飛艇航跡跟蹤控制誤差。圖中符號說明如下：PdPd＝[xd,yd,zd]T為飛艇的期望航跡；PP＝[x,y,z]T為飛艇的實際航跡；PePe為飛艇的航跡誤差；UdUd為期望速度；oexeyezeoexeyeze表示地面坐標(biāo)系；obxbybzbobxbybzb表示飛艇體坐標(biāo)系；xx為實際航跡的x坐標(biāo)；yy為實際航跡的y坐標(biāo)；zz為實際航跡的z坐標(biāo)；θθ為俯仰角；ψψ為偏航角；φφ為滾轉(zhuǎn)角；ττ為控制量；uu為體坐標(biāo)系中的軸向速度；vv為體坐標(biāo)系中的側(cè)向速度；ww為體坐標(biāo)系中的垂直方向的速度；pp為滾轉(zhuǎn)角速度；qq俯仰角速度；rr為偏航角速度。具體實施方式下面結(jié)合具體實施例，對本發(fā)明作進(jìn)一步的說明：一種欠驅(qū)動飛艇航跡跟蹤控制方法，其具體步驟如下：步驟一：給定期望航跡Pd＝[40cos(0.02πt)m,40sin(0.02πt)m,(0.05t)m]T步驟二：航跡誤差量計算計算期望航跡與實際航跡之間的誤差量：Pe＝P-Pd＝[x-xd,y-yd,z-zd]T(1)其中，P＝[x,y,z]T為實際航跡，x、y和z分別為x坐標(biāo)、y坐標(biāo)和z坐標(biāo)，為連續(xù)變化值。初始航跡為：P0＝[x0,y0,z0]T＝[10m,20m,0.02m]T。步驟三：期望速度解算1)建立飛艇空間運(yùn)動的數(shù)學(xué)模型為便于描述，飛艇空間運(yùn)動的坐標(biāo)系及運(yùn)動參數(shù)定義如下。如圖3所示，采用地面坐標(biāo)系oexeyeze和體坐標(biāo)系obxbybzb對飛艇的空間運(yùn)動進(jìn)行描述，CV為浮心，CG為重心，浮心到重心的矢量為rG＝[xG,yG,zG]T。運(yùn)動參數(shù)定義：實際航跡P＝[x,y,z]T，x、y、z分別為為x坐標(biāo)、y坐標(biāo)和z坐標(biāo)；姿態(tài)角Ω＝[θ,ψ,φ]T，θ、ψ、φ分別為俯仰角、偏航角和滾轉(zhuǎn)角；速度v＝[u,v,w]T，u、v、w分別為體坐標(biāo)系中軸向、側(cè)向和垂直方向的速度；角速度ω＝[p,q,r]T，p、q、r分別為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航角速度。記廣義坐標(biāo)η＝[x,y,z,θ,ψ,φ]T，廣義速度為V＝[u,v,w,p,q,r]T。飛艇在v、w和p自由度上存在欠驅(qū)動。飛艇空間運(yùn)動的數(shù)學(xué)模型描述如下：η·=J(η)=J103×303×3J2V---(2)]]>MV·=N‾+G‾+τ---(3)]]>式中J1=cosψcosθcosψsinθsinφ-sinψcosφcosψsinθcosφ+sinψsinφsinψcosθsinψsinθsinφ+cosψcosφsinψsinθcosφ-cosψsinφ-sinθcosθsinφcosθcosφ---(4)]]>J2=0cosφ-sinφ0secθsinφsecθcosφ1tanθsinφtanθcosφ---(5)]]>M=m+m11000mzG-myG0m+m220-mzG0mxG00m+m33myG-mxG00-mzGmyGIx+I1100mzG0-mxG0Ix+I2200mxG0-Ixz0Ix+I33---(6)]]>G‾=(B-G)sinθ(G-B)cosθsinφ(G-B)cosθcosφyGGcosθcosφ-zGGcosθsinφ-xGGcosθcosφ-zGGsinθxGGcosθsinφ+yGGsinθ---(7)]]>τ=τu000τmτn=Tcosμcosυ000Tcosμcosυlz-TcosμsinυlxTsinμlx-Tcosμcosυly---(8)]]>N‾=[Nu,Nv,Nw,Np,Nq,Nr]T---(9)]]>其中Nu=(m+m22)vr-(m+m33)wq+m[xG(p2+r2)-yGpq-zGpr]+QV2/3(-CXcosαcosβ+CYcosαsinβ+CZsinα)---(10)]]>Nv=(m+m33)wp-(m+m11)ur-m[xGpq-yG(p2+r2)+zGqr]+QV2/3(CXsinβ+CYcosβ)---(11)]]>Nw=(m+m22)vp-(m+m11)uq-m[xGpr+yGqr-zG(p2+q2)]+QV2/3(-CXsinαsinβ+CYsinαcosβ-CZcosα)---(12)]]>Np=[(Iy+I22)-(Iz+I33)]qr+Ixzpq-Ixypr-Iyz(r2-q2)+[mzG(ur-wp)+yG(uq-vp)]+QVCl---(13)]]>Nq=[(Iz+I33)-(Ix+I11)]pr+Ixyqr-Iyzpq-Ixz(p2-r2)+m[xG(vp-uq)-zG(wq-vr)]+QVCm---(14)]]>Nr=[(Iy+I22)-(Ix+I11)]pq-Ixzqr-Ixy(p2-p2)+Iyzpr+m[yG(wq-vr)-xG(ur-wp)]+QVCn---(15)]]>式中，m為飛艇質(zhì)量，m11、m22、m33為附加質(zhì)量,I11、I22、I33為附加慣量；Q為動壓，α為迎角，β為側(cè)滑角，CX、CY、CZ、Cl、Cm、Cn為氣動系數(shù)；Ix、Iy、Iz分別為繞obxb、obyb、obzb的主慣量；Ixy、Ixz、Iyz分別為關(guān)于平面obxbyb、obxbzb、obybzb的慣量積；T為推力大小，μ為推力矢量與obxbzb面之間的夾角，規(guī)定其在obxbzb面之左為正，υ為推力矢量在obxbzb面的投影與obxb軸之間的夾角，規(guī)定其投影在obxb軸之下為正；lx、ly、lz表示推力作用點距原點ob的距離。本實施例中的飛艇參數(shù)見表1。表1飛艇參數(shù)2)解算期望速度Ud將航跡誤差Pe變換為體坐標(biāo)系中的誤差ξe＝J-1Pe(16)式中，J-1為J的逆矩陣。定義ζe＝ξe-λ(17)式中，λ＝[0.5,0,0]T。對式(17)求導(dǎo)，可得：ζ·e=-ω×ζe-ω×λζe+v-J-1P·d=10000-ρ0ρ0uqr+0vw-ω×ζe-J-1P·d---(18)]]>考慮到飛艇在v、w和p自由度上存在欠驅(qū)動，定義期望速度與實際速度之間的速度誤差為：Ue＝U-Ud(19)式中，Ue＝[ue,qe,re]T，U＝[u,q,r]T，Ud＝[ud,qd,rd]T。由式(18)可得：Ud=udqdrd=10000-ρ0ρ0-1(-γ100010001ζe-0vw)e+J-1P·d---(20)]]>式中，γ＝2。步驟四：航跡跟蹤控制律設(shè)計定義以下誤差量Ve＝V-Vd(21)式中，V＝[u,0,0,0,q,r]T，Vd＝＝[ud,0,0,0,qd,rd]T。對式(21)微分可得：V·e=V·-V·d---(21)]]>等號左右兩側(cè)同乘M，可得：MV·e=MV·-MV·d---(22)]]>將式(3)代入式(22)，可得MV·e=MV·-MV·d=N‾+G‾+τ-MV·d---(23)]]>根據(jù)式(23)可設(shè)計如下控制律：τ=MV·d+KV·e-N‾-G‾---(24)]]>式中，K＝diag(5,0,0,0,8,8)，diag()表示對角矩陣。實施例中的欠驅(qū)動飛艇航跡跟蹤控制結(jié)果如圖4、圖5所示。圖4給出了飛艇航跡跟蹤控制結(jié)果，由圖4可得：飛艇由初始位置出發(fā)，能夠準(zhǔn)確地跟蹤期望航跡，驗證了本發(fā)明所提出的航跡跟蹤控制方法的有效性；圖5給出了航跡跟蹤控制誤差，由圖5可得，本發(fā)明所提出的航跡控制方法能夠高精度地跟蹤給定的期望航跡。當(dāng)前第1頁1 2 3