本發(fā)明涉及一種艙內(nèi)飛行器的控制方法，具體地說是采用模糊pid算法對艙內(nèi)飛行器的姿態(tài)進行控制。

背景技術(shù)：

在空間技術(shù)領(lǐng)域，開發(fā)和試驗一批前沿、核心的技術(shù)和設(shè)備，為未來中國航天技術(shù)發(fā)展、載人深空探測和空間應(yīng)用提供有力支撐?？紤]到在國際空間站(iss)中，存在著宇航員人數(shù)有限且任務(wù)繁重的嚴重問題，為避免同樣的問題發(fā)生在未來中國空間站中，有必要設(shè)計一款艙內(nèi)機器人，作為技術(shù)驗證設(shè)備或科學(xué)應(yīng)用設(shè)備，將其用于協(xié)助宇航員完成一些艙內(nèi)活動(inter-vehicularactivities,iva)。相比于普通科學(xué)實驗衛(wèi)星和空間機器人，空間站艙內(nèi)機器人工作于空間實驗艙內(nèi)，艙內(nèi)可提供更好的科學(xué)實驗環(huán)境和更高水平的微重力環(huán)境，更有利于科學(xué)實驗的完成。

姿態(tài)控制是空間站艙內(nèi)機器人自由飛行的基礎(chǔ)，高精度、高性能的姿態(tài)控制系統(tǒng)(acs)有利于機器人高效的運動和工作。目前應(yīng)用于空間機器人的姿態(tài)控制方法有很多，從簡單的pd、pid控制,到最優(yōu)控制、自適應(yīng)控制再到魯棒控制，都已經(jīng)能夠提出很好的控制率，這些姿態(tài)控制器無論是在系統(tǒng)仿真還是在工程實踐中，都得到了不錯的結(jié)果。但是空間機器人系統(tǒng)的動態(tài)模型具有強烈的多變量耦合性和非線性的特點，導(dǎo)致上述控制方法都存在著一定程度的缺點。如pid控制算法不適用于動態(tài)非線性系統(tǒng)；最優(yōu)控制算法魯棒性差；魯棒控制系統(tǒng)不工作在最優(yōu)狀態(tài)，使系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)精度差，目前最流行的h∞魯棒控制存在的問題是控制器階數(shù)偏高。以上控制方法的不足，都在一定程度上限制了其在空間機器人姿態(tài)控制中的應(yīng)用。

模糊pid控制算法將模糊控制的參數(shù)實時整定的特點與pid控制的控制精度高，靜態(tài)誤差小的特點相結(jié)合，能夠解決艙內(nèi)飛行器姿態(tài)控制的要求。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

針對上述問題，本發(fā)明的目的在于提供一種艙內(nèi)飛行器的控制方法。該方法采用模糊pid算法，將模糊控制與pid控制相結(jié)合，利用模糊控制器實時調(diào)節(jié)pid控制器的參數(shù)，以實現(xiàn)對艙內(nèi)飛行器姿態(tài)的有效控制。

為了實現(xiàn)上述的目的，本發(fā)明采用以下技術(shù)方案：一種艙內(nèi)飛行器的控制方法，包括以下步驟：

將機器人的設(shè)定角度與測量角度作差得到角度誤差以及角度誤差變化率；

將角度誤差以及角度誤差變化率通過模糊參數(shù)調(diào)節(jié)器進行調(diào)節(jié)得到pid的參數(shù)，通過pid控制器輸出控制量控制機器人姿態(tài)運動。

所述機器人為艙內(nèi)飛行器。

所述測量角度為滾轉(zhuǎn)角或俯仰角或偏航角。

所述將角度誤差以及角度誤差變化率通過模糊參數(shù)調(diào)節(jié)器進行調(diào)節(jié)得到pid的參數(shù)包括以下步驟：

將角度誤差、角度誤差變化率分別進行模糊化得到角度誤差模糊值、角度誤差變化率模糊值；

將角度誤差模糊值、角度誤差變化率模糊值分別通過隸屬度函數(shù)得到角度隸屬度、角度變化率隸屬度；

將角度隸屬度、角度變化率隸屬度通過模糊規(guī)則表得到pid的比例參數(shù)kp、積分參數(shù)ki、微分參數(shù)kd的模糊值；

將各模糊值清晰化得到pid的比例參數(shù)kp、積分參數(shù)ki、微分參數(shù)kd。

所述隸屬度函數(shù)：

其中，a、b、c為閾值；x代表角度誤差模糊值或角度誤差變化率模糊值，u(x)是隸屬度；該隸屬度函數(shù)公式表示三角形隸屬度函數(shù)。

所述模糊規(guī)則表如下：

表1比例參數(shù)kp的模糊控制規(guī)則

其中，nb表示負大，nm表示負中，ns表示負小，zo表示零，pb表示正大，pm表示正中，ps表示正?。籩和ec分別表示角度隸屬度、角度變化率隸屬度。

所述模糊規(guī)則表如下：

表2積分參數(shù)ki的模糊控制規(guī)則

其中，nb表示負大，nm表示負中，ns表示負小，zo表示零，pb表示正大，pm表示正中，ps表示正?。籩和ec分別表示角度隸屬度、角度變化率隸屬度。

所述模糊規(guī)則表如下：

表3微分參數(shù)kd的模糊控制規(guī)則

其中，nb表示負大，nm表示負中，ns表示負小，zo表示零，pb表示正大，pm表示正中，ps表示正小；e和ec分別表示角度隸屬度、角度變化率隸屬度。

本發(fā)明的優(yōu)點與積極效果為：

1.本發(fā)明采用模糊控制與pid控制相結(jié)合的方式對艙內(nèi)飛行器進行控制，有效的解決了飛行器姿態(tài)運動的非線性和多耦合的對控制造成的不利影響。

2.該方法考慮到對于所設(shè)計的艙內(nèi)飛行器，單純的模糊控制控制精度不高，存在靜態(tài)誤差，而傳統(tǒng)的pid控制調(diào)節(jié)參數(shù)不便利等缺點，將兩種控制算法進行結(jié)合；通過本發(fā)明，解決了艙內(nèi)飛行器的姿態(tài)控制中控制性能較差的問題。

附圖說明

圖1為模糊pid參數(shù)自整定姿態(tài)控制結(jié)構(gòu)圖；

圖2為誤差e和誤差變化率ec的隸屬度函數(shù)圖；

圖3為比例參數(shù)kp、積分參數(shù)ki和微分參數(shù)kd的隸屬度函數(shù)。

其中，圖1中1為模糊參數(shù)調(diào)節(jié)器，2為pid控制器，3為艙內(nèi)飛行器。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明作進一步詳述。

如圖1所示，一種艙內(nèi)飛行器的控制方法，該方法采用模糊參數(shù)調(diào)節(jié)器1和pid控制器2相結(jié)合的方式。模糊參數(shù)調(diào)節(jié)器1是一個mamdani型模糊控制器，包括艙內(nèi)飛行器系統(tǒng)輸入角度誤差和誤差變化量的模糊化、三角隸屬度函數(shù)、模糊規(guī)則和清晰化，輸出為pid控制器2的參數(shù)kp、ki、kd；所述的pid控制器2輸入為艙內(nèi)飛行器各個姿態(tài)通道的姿態(tài)誤差，通過比例、積分、微分運算反饋輸入，輸出控制電壓控制艙內(nèi)飛行器3的涵道風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速，達到對艙內(nèi)飛行器3的姿態(tài)的控制，采用閉環(huán)反饋提高控制精度。

在模糊參數(shù)調(diào)節(jié)器1中對艙內(nèi)飛行器的姿態(tài)誤差和誤差變化率進行模糊化處理。

模糊參數(shù)調(diào)節(jié)器1中隸屬度函數(shù)為三角形隸屬度函數(shù)。

模糊參數(shù)調(diào)節(jié)器1中建立kp、ki、kd的模糊規(guī)則來根據(jù)輸入的誤差和誤差變化率的模糊量來輸出對應(yīng)的控制量。

在艙內(nèi)飛行器動力學(xué)模型中，通過對艙內(nèi)飛行器運動方式的分析，根據(jù)牛頓-歐拉方程，建立其動力學(xué)模型。

在模糊參數(shù)調(diào)節(jié)器中對艙內(nèi)飛行器的姿態(tài)誤差和誤差變化率進行模糊化處理。

式中，ke和kec分別為誤差和誤差變化率的量化因子；[-n,n]為模糊輸入論域；[-emax,emax]為精確量e的實際論域；[-ecmax,ecmax]為精確量ec的實際論域。

滾轉(zhuǎn)角的ke取值為1/30，kec取值為1/30；俯仰角的ke取值為1/30，kec取值為1/30；偏航角的ke取值為1/60，kec取值為1/60。[-n,n]取為[-3,3]。滾轉(zhuǎn)角的emax取值為90，ecmax取值為90；俯仰角的emax取值為90，ecmax取值為90；偏航角的emax取值為180，ecmax取值為180。

模糊參數(shù)調(diào)節(jié)器中三角形隸屬度函數(shù)描述為：

其中，a、b、c為閾值。隸屬度函數(shù)u(x)幅值為1，x代表誤差e或誤差變化率ec或比例參數(shù)kp或積分參數(shù)ki或微分參數(shù)kd，u(x)是對應(yīng)參數(shù)的隸屬度。該隸屬度函數(shù)公式表示三角形隸屬度函數(shù)，其具體形式如圖2、圖3所示。

模糊參數(shù)調(diào)節(jié)器中建立kp、ki、kd的模糊規(guī)則來根據(jù)輸入的誤差和誤差變化率的模糊量來輸出對應(yīng)的控制量。

如表1-表3所示，如下：

表1比例參數(shù)kp的模糊控制規(guī)則

表2積分參數(shù)ki的模糊控制規(guī)則

表3微分參數(shù)kd的模糊控制規(guī)則

其中，nb表示負大，nm表示負中，ns表示負小，zo表示零，pb表示正大，pm表示正中，ps表示正小。e和ec分別表示角度隸屬度、角度變化率隸屬度。

清晰化：

其中kkp,kki和kkd分別為比例、積分和微分的量化因子，取值分別為3，0.1和0.1；[0,m]為模糊輸出論域，其中m取值為3；[0,kpmax]、[0,kimax]、[0,kdmax]分別為kp,ki和kd的實際論域，取值分別為9，0.3和0.3。

本實施例的艙內(nèi)飛行器可以采用球形飛行器(專利名稱：一種球形飛行器，專利號：201310714821.7)，在艙內(nèi)飛行器動力學(xué)模型中，通過對艙內(nèi)飛行器運動方式的分析，根據(jù)牛頓-歐拉方程，建立其動力學(xué)模型。

其中，ix、iy、iz分別為機器人x軸、y軸和z軸的轉(zhuǎn)動慣量；l為機器人球形半徑；θ、ψ分別為滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角；u1、u2和u3分別x軸、y軸和z軸方向的輸入控制力。