本發(fā)明屬于飛行器控制技術領域，涉及一種采用自適應變結構的飛艇定點懸?？刂品椒?。

背景技術：

平流層飛艇早在第二次世界大戰(zhàn)期間就有應用，但由于當時的控制技術不成熟，因此飛艇系統(tǒng)的可靠性不足導致其發(fā)展一度停滯不前。但隨著科技的發(fā)展，自上世紀90年代以來，世界各國又興起了一股飛艇研究的熱潮，主要是由于其作為空間平臺，在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中有著廣闊的應用，如其可作為武器平臺攜帶一定質量的武器直接參與戰(zhàn)爭；也可作為探測平臺，其具有停留時間長，停留高度高，視野廣的優(yōu)點；而且其體積大，可攜帶大體積的探測設備；也可作為通信平臺，作為戰(zhàn)爭中武器制導信息的中繼站。

定點懸停是飛艇作為平臺時非常重要的一個狀態(tài)，其定點的精確性，穩(wěn)定性對戰(zhàn)時觀測、通信非常重要。同時定點懸停也是飛艇和直升機類飛行器所特有的控制要求，而常規(guī)飛行器如導彈、飛機、火箭則不涉及該類控制技術，因此目前有關定點懸停的專利研究較少，采用較多的是PID控制規(guī)律。PID控制規(guī)律的參數(shù)調節(jié)主要依賴設計人員的工程經(jīng)驗，而且定點懸停的范圍如果變化較大后，控制參數(shù)需要重新設計。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種采用自適應變結構的飛艇定點懸?？刂品椒ǎ鉀Q了目前有關定點懸停采用較多的是PID控制規(guī)律，參數(shù)調節(jié)主要依賴設計人員的工程經(jīng)驗，自適應差，而且定點懸停的范圍如果變化較大后，控制參數(shù)需要重新設計的問題。

本發(fā)明所采用的技術方案是按照以下步驟進行：

步驟一：位置測量與位置誤差信號的生成；

采用慣性組合導航設備測量飛艇的實時前向飛行位置，記為x，根據(jù)給定的定點懸停點x^d，得到位置誤差變量e_x，e_x＝x-x^d；

步驟二：速度測量與誤差微分信號的形成；

采用前向飛行速度傳感器測量飛艇的前向飛行速度，記為v_x，采用前向飛行速度代替誤差微分信號，即

步驟三：滑模面s₂信號的構建；

對位置誤差信號采用積分算法產(chǎn)生積分信號Ω，其滿足

選取控制參數(shù)c₁與c₂為正的常數(shù)，形成滑模面信號s₂

步驟四：將上述滑模面信號引入俯仰舵偏量設計自適應規(guī)律補償俯仰姿態(tài)運動對定點懸停的干擾，并考慮發(fā)動機推力的飽和限制，構造自適應變結構定點懸停控制律u₂，從而實現(xiàn)飛艇的定點懸停；

自適應變結構定點懸?？刂坡蓇_2a設計如下：

其中u₁為飛艇俯仰舵偏角，其中k_a1、k_a2、k_a3、ε為控制器參數(shù)，其為正常數(shù)；

θ為飛艇的俯仰角；

項用于補償飛艇俯仰姿態(tài)的變化對定點懸停帶來的干擾；

設計如下：其初始值選取為Γ₄為正常數(shù)；飛艇自適應變結構定點懸?？刂坡蓇₂如下：

進一步，建立飛艇俯仰通道的微分方程所建立的數(shù)學模型，近似模擬飛艇俯仰通道的特性，對參數(shù)進行實際調整；

飛艇俯仰通道的模型如下：

其中

而a₁₁,a₁₃,a₂₂,a₃₁,a₃₃由計算M矩陣的逆陣而獲得，即滿足

而M矩陣有飛艇的質量與轉動慣量所決定，其求取方法如下：

I₃為3階單位矩陣；

其中m為飛艇的質量，a_z為常量，m₁₁、m₃₃、m₅₅由飛艇質量分布與轉動慣量所決定：m₁₁＝k_m1M_r，m₃₃＝k_m2M_r，m₅₅＝k_m3I_y，其中k_m1＝0.1053；k_m2＝0.8260；k_m3＝0.1256；M_r＝ρV，其中ρ為大氣密度，V為飛艇的體積；

Q為動壓頭，其計算方法為Q＝0.5ρV_f²；V_f為飛艇的運動速度；

為飛艇的前向飛行加速度；u為艇體坐標系中飛艇的前向飛行速度；

為飛艇的垂向飛行加速度；w為艇體坐標系中飛艇的垂向飛行速度；

為飛艇的俯仰角加速度；q為飛艇的俯仰角速度；

為飛艇的俯仰角速度，θ為飛艇的俯仰角；

為發(fā)射坐標系中飛艇的前向飛行速度；x為飛艇的前向飛行距離；

為發(fā)射坐標系中飛艇的垂向飛行速度；z為飛艇的飛行高度；

k_g1與k_g2為舵效常數(shù)，為空氣動力學系數(shù)；

C_X1、C_X2、C_z1、C_z2與C_z3為飛艇受力相關的空氣動力系數(shù)，C_M1、C_M2、C_M1為飛艇受力矩相關的空氣動力系數(shù)。

進一步，所述步驟4中θ用0來近似。

進一步，所述步驟4中Γ₄＝0.01。

本發(fā)明的有益效果是自適應能力強，參數(shù)選定后無需調整即可適應大范圍的懸?？刂埔?，不僅具有很好的創(chuàng)新性，也具有很高的工程實用價值。

附圖說明

圖1是本發(fā)明提供的一種采用自適應變結構的飛艇定點懸?？刂品椒ㄔ砜驁D；

圖2是本發(fā)明實施例提供的50米懸停情況下的飛艇的前向運動速度曲線；

圖3是本發(fā)明實施例提供的50米懸停情況下的飛艇的垂向運動速度曲線；

圖4是本發(fā)明實施例提供的50米懸停情況下的給定0度俯仰角指令情況下的飛艇俯仰角小幅波動曲線；

圖5是本發(fā)明實施例提供的50米懸停情況下的飛艇的俯仰角速率曲線；

圖6是本發(fā)明實施例提供的50米懸停情況下的飛艇的水平飛行距離曲線；

圖7為本發(fā)明實施例提供的50米懸停情況下的飛艇的飛行高度曲線；

圖8為本發(fā)明實施例提供的50米懸停情況下的飛艇的推力曲線；

圖9是本發(fā)明實施例提供的500米懸停情況下的飛艇的前向運動速度曲線；

圖10是本發(fā)明實施例提供的500米懸停情況下的飛艇的垂向運動速度曲線；

圖11是本發(fā)明實施例提供的500米懸停情況下的給定0度俯仰角指令情況下的飛艇俯仰角小幅波動曲線；

圖12是本發(fā)明實施例提供的500米懸停情況下的飛艇的俯仰角速率曲線；

圖13是本發(fā)明實施例提供的500米懸停情況下的飛艇的水平飛行距離曲線；

圖14為本發(fā)明實施例提供的500米懸停情況下的飛艇的飛行高度曲線；

圖15為本發(fā)明實施例提供的500米懸停情況下的飛艇的推力曲線。

具體實施方式

下面結合具體實施方式對本發(fā)明進行詳細說明。

本發(fā)明實施例的目的在于提供一種僅測量飛艇前向飛行位置與速度信息而由艇上控制計算機生成位置誤差信息、誤差積分信息、誤差微分信息，組合而成滑模面，并綜合設計自適應調節(jié)規(guī)律，補償俯仰舵偏角以及姿態(tài)控制對定點懸停的影響，最后采用非線性變結構來實現(xiàn)飛艇的定點懸停跟蹤控制。

本發(fā)明包括如下步驟：

步驟一：位置測量與位置誤差信號的生成

如圖1所示，采用慣性組合導航設備測量飛艇的實時前向飛行位置，記為x，將上述測量信號進行A/D轉換，輸入給飛艇上的計算機。同時根據(jù)給定的定點懸停點x^d，利用飛艇上控制計算機進行相減比較，得到位置誤差變量e_x，即e_x＝x-x^d。

步驟二：速度測量與誤差微分信號的形成

采用前向飛行速度傳感器測量飛艇的前向飛行速度，記為v_x，由于e_x＝x-x^d，其誤差信號滿足由于定點懸?？刂频奶厥庑?，可以將期望懸停點的導數(shù)視為0，即有因此可以直接采用前向飛行速度代替誤差微分信號，即

步驟三：滑模面s₂信號的構建

首先，在飛艇上控制計算機中對位置誤差信號采用積分算法產(chǎn)生積分信號Ω，其滿足

然后選取控制參數(shù)c₁與c₂為正的常數(shù)，對位置誤差、誤差積分、誤差微分三類信號進行如下組合形成滑模面信號s₂

步驟四：基于上述滑模面信號，引入俯仰舵偏量設計自適應規(guī)律補償俯仰姿態(tài)運動對定點懸停的干擾，并考慮發(fā)動機推力的飽和限制，構造自適應變結構定點懸?？刂坡蓇₂，從而實現(xiàn)飛艇的定點懸停。

未考慮飽和限制的情況下，自適應變結構定點懸?？刂坡蓇_2a設計如下：

其中u₁為飛艇俯仰舵偏角，用于穩(wěn)定飛艇的俯仰姿態(tài)角。本專利是假設飛艇姿態(tài)穩(wěn)定控制器已經(jīng)設計完好的情況下進行的，如果姿態(tài)不穩(wěn)定，顯然是無法實現(xiàn)飛艇定點懸停的。在發(fā)明內容中仿真示例采用了一類簡單的PID控制器進行飛艇姿態(tài)穩(wěn)定控制，使得飛艇定點懸停能得以進行案例展示。

其中k_a1、k_a2、k_a3、ε為控制器參數(shù)，其為正常數(shù)。

θ為飛艇的俯仰角，該角度在姿態(tài)穩(wěn)定中已有測量，在此由于懸停過程中，θ角近似于0，因此如果簡化處理，也可將θ用0來近似。

項用于補償飛艇俯仰姿態(tài)的變化對定點懸停帶來的干擾。

設計如下：其初始值選取為Γ₄為正常數(shù)，選取為Γ₄＝0.01，此處也可將θ用0來近似。

最終，考慮發(fā)動機推力的飽和限制，設計飛艇自適應變結構定點懸?？刂坡蓇₂設計如下：

其主要思路是將u_2a通過飽和限幅，使得其不超過飛艇最大可用推力T_max的物理限制，如在本發(fā)明示例中選取T_max的最大轉速限制為15000。

步驟五：利用計算機，根據(jù)如下飛艇俯仰通道的微分方程所建立的數(shù)學模型，近似模擬飛艇俯仰通道的特性。

為了確保上述步驟四中控制器的參數(shù)選取合理，可用通過計算機模擬仿真的手段進行編程，從而進行參數(shù)調整。其中飛艇俯仰通道的模型如下：

其中

而a₁₁,a₁₃,a₂₂,a₃₁,a₃₃由計算M矩陣的逆陣而獲得，即滿足

而M矩陣有飛艇的質量與轉動慣量所決定，其求取方法如下：

I₃為3階單位矩陣。

其中m為飛艇的質量，a_z為常量，如某型飛艇可選為m＝53345；a_z＝16.8，m₁₁、m₃₃、m₅₅由飛艇質量分布與轉動慣量所決定：m₁₁＝k_m1M_r，m₃₃＝k_m2M_r，m₅₅＝k_m3I_y，其中k_m1＝0.1053；k_m2＝0.8260；k_m3＝0.1256。如某型飛艇參數(shù)設計為I_y＝5.9*10⁹，以上單位均為國際標準單位。M_r＝ρV，其中ρ為大氣密度，V為飛艇的體積。

Q為動壓頭，其計算方法為Q＝0.5ρV_f²；V_f為飛艇的運動速度。

為飛艇的前向飛行加速度；u為艇體坐標系中飛艇的前向飛行速度；

為飛艇的垂向飛行加速度；w為艇體坐標系中飛艇的垂向飛行速度；

為飛艇的俯仰角加速度；q為飛艇的俯仰角速度；

為飛艇的俯仰角速度，θ為飛艇的俯仰角；

為發(fā)射坐標系中飛艇的前向飛行速度；x為飛艇的前向飛行距離；

為發(fā)射坐標系中飛艇的垂向飛行速度；z為飛艇的飛行高度；

k_g1與k_g2為舵效常數(shù)，為空氣動力學系數(shù)，其數(shù)據(jù)來自于飛艇風洞試驗。

C_X1、C_X2、C_z1、C_z2與C_z3為飛艇受力相關的空氣動力系數(shù)，C_M1、C_M2、C_M1為飛艇受力矩相關的空氣動力系數(shù)，各型飛艇的計算方式略有不同，其數(shù)據(jù)來自于飛艇的風洞實驗數(shù)據(jù)。

針對上述復雜模型的分析，可以簡化為如下二階模型：

飛艇控制器的設計是通過設計u₂來控制飛艇的前向運動速度u，而通過u來控制前向飛行距離x，從而可以實現(xiàn)定點懸停的目的。

將控制量代入建立的模型，通過不斷調整控制參數(shù)，并觀察飛艇各狀態(tài)的數(shù)據(jù)并畫圖，尤其是觀測飛艇橫向飛行距離的數(shù)據(jù)曲線，分析懸停的效果與系統(tǒng)性能，從而最終確定一組飛艇控制參數(shù)，使得飛艇定點懸停具有較好的動態(tài)與穩(wěn)態(tài)性能。

本發(fā)明方法的特點是通過測量飛艇的前向位置信息，與期望的前向位置信息進行比較生成誤差信號，然后利用該誤差信號構造滑模面，然后將飛艇前向運動的高階復雜模型簡化為二階模型。基于該簡化模型，采用柔化函數(shù)與自適應的方法，最終設計飛艇的定點懸?？刂破鳌６c懸停是飛艇與直升機所特有的控制要求，而常規(guī)飛行器如導彈、飛機、火箭則不涉及該類控制技術，因此目前定點懸停的專利研究較少，采用較多的是PID控制規(guī)律。PID控制規(guī)律的參數(shù)調節(jié)主要依賴設計人員的工程經(jīng)驗，而且定點懸停的范圍如果變化較大后，控制參數(shù)需要重新設計。而本發(fā)明提出一類采用自適應與變結構的飛艇定點懸?？刂品椒?，其優(yōu)點是自適應能力強，參數(shù)選定后無需調整即可適應大范圍的懸?？刂埔蟆Ｒ虼嗽摪l(fā)明不僅具有很好的創(chuàng)新性，也具有很高的工程實用價值。

案例實施與計算機仿真模擬結果分析

首先采用PID控制規(guī)律，設定飛艇的俯仰角穩(wěn)定控制器，懸停時選取飛艇的期望俯仰角為0度。實際俯仰角會在0度附近波動，見附圖4。

在上述姿態(tài)穩(wěn)定的基礎上，設定飛艇初始高度為100米，初始速度為10m/s，飛艇初始水平位置為0米，期望的定點懸停的期望位置為50米。

設計控制器參數(shù)為：c₁＝0.01，c₂＝0.0001，k_a1＝1200，k_a2＝50，k_a3＝20，Γ₅＝0.1。按照上述發(fā)明內容的步驟一至五，最終得到仿真結果如圖2至圖8所示。

同時再設置期望懸停位置為500米，飛艇初始高度設為10000米，采用上述控制參數(shù)，按照上述發(fā)明內容的步驟一至五，最終得到仿真結果如圖9至圖15所示。

通過以上仿真結果與曲線可以看出，盡管俯仰角有波動，但其周期較長，頻率較低，符合飛艇的特性，而且波動幅值較小，能夠滿足工程應用需求。由于本發(fā)明采用自適應變結構的滑模方法，因此對給定點的定點懸停具有同一組參數(shù)能實現(xiàn)大小范圍的定點懸停，而PID控制則往往需要進行控制參數(shù)的調整來實現(xiàn)不同的初始誤差情況下的懸停控制。同時懸停的精度以及平臺的穩(wěn)定性均較好，因此本發(fā)明具有較高的工程應用價值。

以上所述僅是對本發(fā)明的較佳實施方式而已，并非對本發(fā)明作任何形式上的限制，凡是依據(jù)本發(fā)明的技術實質對以上實施方式所做的任何簡單修改，等同變化與修飾，均屬于本發(fā)明技術方案的范圍內。