本發(fā)明涉及一種基于模型參考自適應(yīng)控制的艦載無(wú)人機(jī)自動(dòng)著艦控制裝置，屬于航空航宇控制
技術(shù)領(lǐng)域：
。
背景技術(shù)：
：本發(fā)明中的“著艦”包括跑道攔阻著艦、撞網(wǎng)回收等著陸方式，在控制方法的原理上具有通用性。艦載機(jī)作為航母的重要武器力量，其關(guān)鍵技術(shù)是如何保障在十分惡劣的環(huán)境下安全準(zhǔn)確著艦。由于著艦環(huán)境十分惡劣，母艦運(yùn)動(dòng)、艦尾氣流等擾動(dòng)作用都會(huì)對(duì)無(wú)人機(jī)著艦產(chǎn)生很大影響，極大增加了艦載機(jī)的著艦難度，嚴(yán)重影響了著艦安全。艦船在海上航行過(guò)程中，由于受海浪、海涌及風(fēng)的影響，艦體將會(huì)產(chǎn)生縱搖、偏航、橫搖、上下起伏等形式的甲板運(yùn)動(dòng)，導(dǎo)致艦船上的著艦點(diǎn)為三自由度活動(dòng)點(diǎn)，嚴(yán)重影響著艦的難度以及安全性。海上多變的環(huán)境下，艦載機(jī)在艦船上著艦時(shí)，艦尾氣流擾動(dòng)也是影響其著艦性能的重要因素。在進(jìn)場(chǎng)著艦段，隨飛行速度的減小，飛行迎角一般都會(huì)超過(guò)臨界迎角，處于速度不穩(wěn)定區(qū)域，使保持飛行軌跡變得非常困難。同時(shí)，艦載無(wú)人機(jī)本身是一個(gè)復(fù)雜的控制對(duì)象，具有非線性、不確定性、多變量、強(qiáng)耦合等特性。復(fù)雜環(huán)境因素的干擾、飛行高度和狀態(tài)的改變以及建模誤差等因素共同構(gòu)成了艦載無(wú)人機(jī)系統(tǒng)的不確定因素。當(dāng)前的艦載機(jī)自動(dòng)著艦系統(tǒng)(ACLS)，通常由艦上設(shè)備及機(jī)上設(shè)備兩部分組成。艦上部分有跟蹤雷達(dá)，穩(wěn)定平臺(tái)，高速計(jì)算機(jī)，顯示設(shè)備，數(shù)據(jù)鏈編碼/發(fā)射機(jī)，數(shù)據(jù)鏈監(jiān)控器，飛行軌跡記錄儀等。機(jī)上部分有數(shù)據(jù)鏈接收機(jī)，接收譯碼器，自動(dòng)駕駛儀耦合器，自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)，自動(dòng)油門控制器，雷達(dá)增強(qiáng)器等。自動(dòng)著艦控制方法通常采用將軌跡控制回路作為外回路，姿態(tài)控制回路和速度控制作為內(nèi)回路，軌跡控制回路基于軌跡跟蹤誤差信息，結(jié)合甲板運(yùn)動(dòng)預(yù)測(cè)與補(bǔ)償信息，經(jīng)過(guò)軌跡控制器后生成姿態(tài)和速度指令信號(hào)，發(fā)送給飛行控制系統(tǒng)，飛行控制系統(tǒng)要求跟蹤這些指令信號(hào)，以獲得期望的軌跡、姿態(tài)和速度，其中內(nèi)外回路控制律的設(shè)計(jì)都是基于傳統(tǒng)單回路設(shè)計(jì)方法，如PID控制方法。然而，適用于無(wú)人機(jī)的自動(dòng)著艦系統(tǒng)(ACLS)未見公開的應(yīng)用報(bào)道。綜上可知，現(xiàn)有艦載機(jī)自動(dòng)著艦控制技術(shù)普遍存在系統(tǒng)復(fù)雜，實(shí)時(shí)性差，對(duì)硬件要求高等缺陷。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題在于克服現(xiàn)有技術(shù)不足，提供一種基于模型參考自適應(yīng)控制的艦載無(wú)人機(jī)自動(dòng)著艦控制裝置，不需要引導(dǎo)控制律的計(jì)算，著艦更準(zhǔn)確，控制系統(tǒng)更簡(jiǎn)單，控制實(shí)時(shí)性好。本發(fā)明具體采用以下技術(shù)方案解決上述技術(shù)問(wèn)題:一種基于模型參考自適應(yīng)控制的艦載無(wú)人機(jī)自動(dòng)著艦控制裝置，該裝置包括：著艦指令與下滑基準(zhǔn)軌跡生成模塊，用于根據(jù)艦船與艦載無(wú)人機(jī)的相對(duì)位置和絕對(duì)位置信息，生成三維下滑基準(zhǔn)軌跡信號(hào)和速度指令信號(hào)；模型參考自適應(yīng)飛行控制模塊，利用模型參考自適應(yīng)控制算法生成艦載無(wú)人機(jī)的飛行控制信號(hào)，使得艦載無(wú)人機(jī)的實(shí)際飛行軌跡和速度跟蹤著艦指令與下滑基準(zhǔn)軌跡生成模塊所生成的三維下滑基準(zhǔn)軌跡信號(hào)和速度指令。優(yōu)選地，模型參考自適應(yīng)飛行控制模塊中，用于對(duì)參考模型的名義控制矩陣估計(jì)值K2(t)進(jìn)行在線更新的自適應(yīng)更新律按照以下方法設(shè)計(jì)得到：令ω(t)＝[ΔxT(t),ΔrT(t)]T，Δr為參考輸入信號(hào)，Δx為狀態(tài)向量，則輸出跟蹤誤差e(t)＝Δy(t)-Δym(t)，式中，Δy、Δym分別為系統(tǒng)輸出、參考模型輸出；定義新的誤差信號(hào)為ε(t)＝ξm(s)h(s)[e](t)+Ψ(t)ξ(t)，式中，h(s)＝1/f(s)，f(s)為穩(wěn)定多項(xiàng)式，Ψ(t)為Ψ*＝Kp的估計(jì)值，Kp為高頻增益矩陣，ξm(s)為參考模型的交互矩陣，ξ(t)＝ΘT(t)ζ(t)-h(s)[Δu](t)；令ζ(t)＝h(s)[ω](t)則新的誤差信號(hào)轉(zhuǎn)化為ϵ(t)=Ψ*Θ~Tζ(t)+Ψ~(t)ξ(t)]]>式中，于是，控制矩陣參數(shù)的自適應(yīng)更新律設(shè)計(jì)為：Θ·T(t)=-Spϵ(t)ζT(t)m2(t)]]>Ψ·(t)=-ΓϵξT(t)m2(t)]]>式中，Γ＝ΓT＞0,Sp表示可逆定常矩陣。優(yōu)選地，模型參考自適應(yīng)飛行控制模塊的輸入信號(hào)包括：艦載無(wú)人機(jī)的四個(gè)縱向狀態(tài)量——飛行速度V、迎角α、俯仰角速率q、俯仰角θ；五個(gè)橫側(cè)向狀態(tài)量——側(cè)滑角β、滾轉(zhuǎn)角速率p、偏航角速率r、滾轉(zhuǎn)角φ、偏航角ψ；著艦指令與下滑基準(zhǔn)軌跡生成模塊輸出的速度指令Vc及下滑基準(zhǔn)軌跡信號(hào)XEATDc(t),YEATDc(t),ZEATDc(t)；模型參考自適應(yīng)飛行控制模塊的輸出信號(hào)包括：油門開度ΔδT、升降舵偏角Δδe、副翼偏角δa、方向舵偏角δr；模型參考自適應(yīng)飛行控制模塊中的飛行控制律包括縱向和橫側(cè)向飛行控制律，通過(guò)以下方法設(shè)計(jì)得到：第一步，基于如下縱向線性模型ΔV·Δα·Δq·Δθ·ΔH·=AlonΔVΔαΔqΔθΔH+BlonΔδeΔδT]]>Δylon=Clonxlon=1000000001ΔVΔαΔqΔθΔH]]>判斷傳遞函數(shù)矩陣的相對(duì)階次li，i＝1,2，計(jì)算高頻增益矩陣Kp=c1,lonAlonl1-1Blonc2,lonAlonl2-1Blon]]>保證為非奇異；式中，Alon、Blon、Clon為變量符號(hào)描述的縱向線性系統(tǒng)矩陣，c1,lon、c2,lon分別為Clon的第1行和第2行；第二步，根據(jù)傳遞函數(shù)矩陣的相對(duì)階次li，i＝1,2，選取交互矩陣其中p1i,p2i為縱向系統(tǒng)期望極點(diǎn)，從而設(shè)計(jì)如下參考模型Δym,lon(t)＝Wm,lon(s)[Δrlon](t)式中，Δrion(t)＝[0，ΔHEATDc]T，第三步，計(jì)算縱向飛行控制律Δδe(t)ΔδT(t)=K1,lonT(t)ΔV(t)Δα(t)Δq(t)Δθ(t)ΔH(t)+K2,lon(t)0ΔHEATDc(t)]]>其中，K2,lon(t)為在線更新的控制矩陣；第四步，基于如下橫側(cè)向線性模型β·p·r·φ·ψ·y·=Alatβprφψy+Blatδaδr]]>ylat=Clatxlat=100000000001βprφψy]]>判斷傳遞函數(shù)矩陣的相對(duì)階次li，i＝1,2，計(jì)算高頻增益矩陣Kp=c1,latAlatl1-1Blatc2,latAlatl2-1Blat]]>保證為非奇異；式中，Alat、Blat、Clat為橫側(cè)向線性系統(tǒng)矩陣，c1,lat、c2,lat分別為Clat的第1行和第2行；第五步，根據(jù)傳遞函數(shù)矩陣的相對(duì)階次li，i＝1,2，選取交互矩陣其中p1i,p2i為橫側(cè)向系統(tǒng)期望極點(diǎn)，從而設(shè)計(jì)如下參考模型ym,lat(t)＝Wm,lat(s)[rlat](t)式中，rlat(t)＝[0,YEATDc]T，第六步，計(jì)算橫側(cè)向飛行控制律δa(t)δr(t)=K1,latT(t)β(t)p(t)r(t)φ(t)ψ(t)y(t)+K2,lat(t)0YEATDc(t)]]>其中，K2,lat(t)為在線更新的控制矩陣。優(yōu)選地，著艦指令與下滑基準(zhǔn)軌跡生成模塊的輸入信號(hào)包括：艦船跑道或下滑道的方位角(ψS+λac)，其中ψS為艦船方位角，λac為斜角甲板夾角；著艦指令與下滑基準(zhǔn)軌跡生成模塊的輸出信號(hào)包括：速度指令Vc及下滑基準(zhǔn)軌跡信號(hào)XEATDc(t),YEATDc(t),ZEATDc(t)。進(jìn)一步地。著艦指令與下滑基準(zhǔn)軌跡生成模塊使用以下方法生成速度指令Vc及下滑基準(zhǔn)軌跡信號(hào)XEATDc(t)、YEATDc(t)、ZEATDc(t)：捕獲下滑道后，根據(jù)已知的初始下滑高度-ZEA0、下滑角γc、下滑速度Vc，計(jì)算著艦時(shí)間td=ZEA0Vcsinγc]]>和下滑道長(zhǎng)度RA=Vctd=ZEA0sinγc;]]>然后計(jì)算以理想著艦點(diǎn)為原點(diǎn)的地面坐標(biāo)系下的三維下滑基準(zhǔn)軌跡：XEATDc(t)=Vc(t-td)cosγccos(ψS+λac)YEATDc(t)=Vc(t-td)cosγcsin(ψS+λac)ZEATDc(t)=-HEATDc(t)=-Vc(t-td)sinγc.]]>相比現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明具有以下有益效果：(1)本發(fā)明根據(jù)艦船與艦載無(wú)人機(jī)的相對(duì)位置和絕對(duì)位置信息，在線計(jì)算著艦指令信號(hào)，生成艦載無(wú)人機(jī)下滑基準(zhǔn)軌跡，并通過(guò)飛行控制系統(tǒng)控制艦載無(wú)人機(jī)跟蹤基準(zhǔn)軌跡；與現(xiàn)有技術(shù)相比，能夠提高艦載無(wú)人機(jī)與艦船的協(xié)同性。(2)本發(fā)明在艦載無(wú)人機(jī)模型參數(shù)和結(jié)構(gòu)不確定情況下設(shè)計(jì)飛行控制器，從理論上保證模型不確定的線性系統(tǒng)的輸出信號(hào)漸近跟蹤參考模型的輸出信號(hào)，進(jìn)而跟蹤參數(shù)輸入信號(hào)，即艦載無(wú)人機(jī)高度、航跡和速度能夠跟蹤基準(zhǔn)軌跡和速度，最終實(shí)現(xiàn)下滑軌跡的跟蹤，從而可準(zhǔn)確完成著艦任務(wù)。因此，本發(fā)明能夠在線調(diào)節(jié)控制參數(shù)，具有很強(qiáng)的自適應(yīng)能力和魯棒性能，而傳統(tǒng)自動(dòng)著艦系統(tǒng)采用經(jīng)典控制方法而設(shè)計(jì)的，依賴艦載機(jī)的精確模型，對(duì)于系統(tǒng)不確定性和外部擾動(dòng)缺乏自適應(yīng)性。(3)本發(fā)明沒(méi)有引導(dǎo)控制律的計(jì)算，飛行控制系統(tǒng)直接將軌跡誤差通過(guò)設(shè)計(jì)自適應(yīng)控制律予以減小或消除，使得飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)變得更加簡(jiǎn)單。附圖說(shuō)明圖1表示本發(fā)明基于模型參考自適應(yīng)控制的艦載無(wú)人機(jī)自動(dòng)著艦控制裝置的原理框圖；圖2表示艦載無(wú)人機(jī)著艦過(guò)程中的高度軌跡跟蹤效果圖；圖3表示艦載無(wú)人機(jī)著艦過(guò)程中的速度控制效果圖；圖中，實(shí)線表示期望值曲線，虛線表示實(shí)際值曲線。具體實(shí)施方式下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的技術(shù)方案進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明：本發(fā)明基于模型參考自適應(yīng)控制的艦載無(wú)人機(jī)自動(dòng)著艦控制裝置的原理如圖1所示，其由著艦指令與下滑基準(zhǔn)軌跡生成模塊、自適應(yīng)飛行控制模塊兩部分組成。著艦指令與下滑基準(zhǔn)軌跡生成模塊該模塊的輸入信號(hào)包括：艦船跑道或下滑道的方位角(ψS+λac)，其中ψS為艦船方位角，λac為斜角甲板夾角。該模塊的輸出信號(hào)包括三維下滑基準(zhǔn)軌跡信號(hào)XEATDc(t),YEATDc(t),ZEATDc(t)和速度指令信號(hào)Vc。其中，下滑基準(zhǔn)軌跡信號(hào)、速度指令信號(hào)輸出給自適應(yīng)飛行控制模塊。第一步，艦載機(jī)捕獲下滑道，已知初始下滑高度-ZEA0、下滑角γc、下滑速度Vc，計(jì)算著艦時(shí)間td=ZEA0Vcsinγc---(1)]]>和下滑道長(zhǎng)度RA=Vctd=ZEA0sinγc---(2)]]>第二步，計(jì)算以理想著艦點(diǎn)為原點(diǎn)的地面坐標(biāo)系下的三維下滑基準(zhǔn)軌跡XEATDc(t)=Vc(t-td)cosγccos(ψS+λac)YEATDc(t)=Vc(t-td)cosγcsin(ψS+λac)ZEATDc(t)=-HEATDc(t)=-Vc(t-td)sinγc---(3)]]>模型參考自適應(yīng)飛行控制模塊該模塊的輸入信號(hào)包括：傳感器反饋的艦載無(wú)人機(jī)四個(gè)縱向狀態(tài)量x＝(V,α,β,p,q,r,φ,θ,ψ,X,Y,H)T——飛行速度V、迎角α、俯仰角速率q、俯仰角θ；傳感器反饋的五個(gè)橫側(cè)向狀態(tài)量——側(cè)滑角β、滾轉(zhuǎn)角速率p、偏航角速率r、滾轉(zhuǎn)角φ、偏航角ψ；著艦指令與下滑基準(zhǔn)軌跡生成模塊輸出的速度指令Vc，下滑基準(zhǔn)軌跡信號(hào)XEATDc(t),YEATDc(t),ZEATDc(t)。該模塊的輸出信號(hào)包括：油門開度ΔδT、升降舵偏角Δδe、副翼偏角δa、方向舵偏角δr。發(fā)送給執(zhí)行機(jī)構(gòu)，從而控制艦載機(jī)飛行。具體過(guò)程為：首先計(jì)算縱向飛行控制律(第一、二、三步)，其次計(jì)算橫側(cè)向飛行控制律(第四、五、六步)。第一步，基于如下縱向線性模型ΔV·Δα·Δq·Δθ·ΔH·=AlonΔVΔαΔqΔθΔH+BlonΔδeΔδT---(4)]]>Δylon=Clonxlon=1000000001ΔVΔαΔqΔθΔH---(5)]]>判斷傳遞函數(shù)矩陣的相對(duì)階次li，i＝1,2，計(jì)算高頻增益矩陣Kp=c1,lonAlonl1-1Blonc2,lonAlonl2-1Blon---(6)]]>保證為非奇異。式中，Alon、Blon、Clon為變量符號(hào)描述的縱向線性系統(tǒng)矩陣，c1,lon、c2,lon分別為Clon的第1行和第2行。第二步，根據(jù)傳遞函數(shù)矩陣的相對(duì)階次li，i＝1,2，選取交互矩陣其中p1i,p2i為縱向系統(tǒng)期望極點(diǎn)，從而設(shè)計(jì)如下參考模型Δym,lon(t)＝Wm,lon(s)[Δrlon](t)(7)式中，Δrlon(t)＝[0,ΔHEATDc]T，第三步，計(jì)算縱向飛行控制律Δδe(t)ΔδT(t)=K1,lonT(t)ΔV(t)Δα(t)Δq(t)Δθ(t)ΔH(t)+K2,lon(t)0ΔHEATDc(t)---(8)]]>其中，K2,lon(t)為控制矩陣，依據(jù)參考模型自適應(yīng)控制算法進(jìn)行在線更新。第四步，基于如下橫側(cè)向線性模型β·p·r·φ·ψ·y·=Alatβprφψy+Blatδaδr---(9)]]>ylat=Clatxlat=100000000001βprφψy---(4)]]>判斷傳遞函數(shù)矩陣的相對(duì)階次li，i＝1,2，計(jì)算高頻增益矩陣Kp=c1,latAlatl1-1Blatc2,latAlatl2-1Blat---(5)]]>保證為非奇異。式中，Alat、Blat、Clat為橫側(cè)向線性系統(tǒng)矩陣，c1,lat、c2,lat分別為Clat的第1行和第2行。第五步，根據(jù)傳遞函數(shù)矩陣的相對(duì)階次li，i＝1,2，選取交互矩陣其中p1i,p2i為橫側(cè)向系統(tǒng)期望極點(diǎn)，從而設(shè)計(jì)如下參考模型ym,lat(t)＝Wm,lat(s)[rlat](t)(6)式中，rlat(t)＝[0,YEATDc]T，第六步，計(jì)算橫側(cè)向飛行控制律δa(t)δr(t)=K1,latT(t)β(t)p(t)r(t)φ(t)ψ(t)y(t)+K2,lat(t)0YEATDc(t)---(7)]]>其中，K2,lat(t)為控制矩陣，依據(jù)參考模型自適應(yīng)控制算法進(jìn)行在線更新。模型參考自適應(yīng)控制算法針對(duì)如下線性系統(tǒng)Δx·(t)=AΔx(t)+BΔu(t),Δy(t)=CΔx(t)---(8)]]>式中，Δx為狀態(tài)向量，Δu為控制向量，Δy為輸出向量，A,B,C為系統(tǒng)矩陣。構(gòu)建參考模型為Δym(t)=Wm(s)[Δr](t),Wm(s)=ξm-1(s)---(9)]]>式中，ξm(s)為交互矩陣?？刂频哪康氖瞧谕到y(tǒng)輸出Δy跟蹤參考模型的輸出Δym，因此構(gòu)建控制律結(jié)構(gòu)為Δu(t)=K1T(t)Δx(t)+K2(t)Δr(t)---(10)]]>式中Δr為參考輸入信號(hào)，K2(t)為名義控制矩陣的估計(jì)值。在模型參數(shù)完全已知的情況下，設(shè)計(jì)名義控制律中的控制矩陣滿足如下等式條件Gc(s)=C(sI-A-BK1*T)-1BK2*=Wm(s),Wm(s)=ξm-1(s)---(17)]]>則能夠保證系統(tǒng)輸出Δy完全跟蹤參考模型的輸出Δym。然而，模型參數(shù)不確定的情形下，無(wú)法得到名義控制矩陣因此只能用估計(jì)值K2(t)替代，估計(jì)值需要利用如下自適應(yīng)算法來(lái)在線更新。令ω(t)＝[ΔxT(t),ΔrT(t)]T，則輸出跟蹤誤差e(t)＝Δy(t)-Δym(t)(18)定義新的誤差信號(hào)為ε(t)＝ξm(s)h(s)[e](t)+Ψ(t)ξ(t)(19)式中，h(s)＝1/f(s)，f(s)為穩(wěn)定多項(xiàng)式，Ψ(t)為Ψ*＝Kp的估計(jì)值。令ζ(t)＝h(s)[ω](t),ξ(t)＝ΘT(t)ζ(t)-h(s)[Δu](t)(11)則新的誤差信號(hào)轉(zhuǎn)化為ϵ(t)=Ψ*Θ~Tζ(t)+Ψ~(t)ξ(t)---(12)]]>式中，Ψ~(t)=Ψ(t)-Ψ*.]]>于是，控制矩陣參數(shù)的自適應(yīng)更新律設(shè)計(jì)為Θ·T(t)=-Spϵ(t)ζT(t)m2(t)---(13)]]>Ψ·(t)=-ΓϵξT(t)m2(t)---(14)]]>式中，Γ＝ΓT＞0，根據(jù)多變量參考模型自適應(yīng)控制算法原理的相關(guān)理論證明，可知該算法能夠保證線性系統(tǒng)各變量的有界性，輸出能夠漸近跟蹤參考模型的輸出。為了驗(yàn)證本發(fā)明提出的艦載無(wú)人機(jī)自動(dòng)著艦控制裝置效果，以某無(wú)人機(jī)的縱向動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)模型為例，基準(zhǔn)軌跡中在最后10秒時(shí)刻加入甲板運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償，主要仿真參數(shù)設(shè)置如下表1：表1通過(guò)MATLAB軟件平臺(tái)下的數(shù)值仿真驗(yàn)證，結(jié)果表明所發(fā)明的艦載無(wú)人機(jī)自動(dòng)著艦控制裝置能夠使艦載無(wú)人機(jī)高精度地跟蹤下滑基準(zhǔn)軌跡，從而成功地完成著艦任務(wù)。當(dāng)前第1頁(yè)1 2 3